«Посвящается 75-летию МАИ и 100-летию со дня рождения А.И.Микояна ПРОЕКТИРОВАНИЕ, КОНСТРУИРОВАНИЕ И ПРОИЗВОДСТВО АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ Под общей редакцией проф. Ю.Ю. Комарова – 2005 – УДК 629.735.33 Проектирование, ...»

Фонд поддержки творческих инициатив студентов

Посвящается 75-летию МАИ

и 100-летию со дня рождения А.И.Микояна

ПРОЕКТИРОВАНИЕ,

КОНСТРУИРОВАНИЕ И

ПРОИЗВОДСТВО

АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ

Под общей редакцией проф. Ю.Ю. Комарова

– 2005 –

УДК 629.735.33

Проектирование, конструирование и производство авиационной техники.

Под ред. проф. Ю.Ю. Комарова. – М.: Изд-во МАИ, 2005. - с.: ил.

В сборнике содержатся статьи научно-исследовательских, проектноконструкторских и технологических работ студентов, молодых ученых и инженеров, представленных на Всероссийский открытый конкурс, посвященный 75летию МАИ и 100-летию со дня рождения А.И. Микояна.

Редакционная коллегия: В.М. Абашев, Л.С. Гурьева, Г.А. Дубенский, Ю.Ю. Комаров (председатель), Ю.В. Криволуцкий, В.З. Максимович, В.П. Махров, С.Л. Самсонович, А.С. Сидоренко, Ю.Г. Сосулин, А.А. Пунтус, А.М. Хомяков.

Рецензенты: С.В. Далецкий, Л.Б. Большаков.

Издание осуществлено с авторских оригиналов, представленных на бумажных и магнитных носителях. Редакция не несет ответственности за ошибки авторов. Претензии не принимаются. При перепечатке ссылка обязательна.

© Фонд поддержки творческих инициатив студентов ISBN _---_ МАИ, Московскому авиационному институту (государственному техническому университету) МАИ 75 лет История МАИ началась 20 марта 1930 года, когда было принято решение о выделении из МВТУ им. Баумана нескольких инженерных факультетов и создании на их базе специализированных инженерных вузов, в т.ч. Высшего аэромеханического училища (ВАМУ). Уже с августа 1930 года ВАМУ было переименовано в авиационный институт (МАИ). В том же, 1930, году были образованы первые два факультета – самолетостроительный и моторный с общим числом студентов 290 человек. Несколько позже из самолетостроительного факультета выделяется специальность по дирижаблестроению, впоследствии оформленная в самостоятельный факультет. Уже в сентябре 1930 года в МАИ было около 600 студентов.

Основу профессорско-преподавательского состава института составили работники ЦАГИ и МВТУ: Б.Н. Юрьев, В.П. Ветчинкин, Г.Х. Сабинин, К.А.Ушаков, Г.Н. Мусиньянц, Н.С. Аржаников, Б.М. Земский, А.Н. Журавченко, Б.С. Стечкин и др. Научный потенциал ЦАГИ и опыт одной из самых передовых технических школ в мире с ярко выраженным конструкторским направлением были восприняты и в дальнейшем развиты профессорскопреподавательским коллективом МАИ.

С тех пор прошло 75 лет. Сегодняшний МАИ – это ведущий аэрокосмический университет России, многопрофильный учебно-научный центр, осуществляющий подготовку специалистов широкого профиля для всех отраслей ракетно-космической наук

и и промышленности. Как базовый вуз отрасли, МАИ возглавляет Ассоциацию авиационных и ракетно-космических вузов и соответствующее Учебно-методическое объединение (УМО).

Основу МАИ составляют 11 факультетов, являющихся по существу институтами в структуре технического университета: «Авиационная техника», «Двигатели летательных аппаратов», «Системы управления, информатика и электроэнергетика», «Радиоэлектроника летательных аппаратов», «Экономика и менеджмент», «Робототехнические и интеллектуальные системы», «Прикладная математика и физика», «Прикладная механика», «Гуманитарный», «Иностранных языков».

Уже сам перечень факультетов говорит о том, что МАИ осуществляет фундаментальную подготовку специалистов университетского типа. Кроме того, наш институт имеет в своем составе восемь территориальных факультетов и отделений, осуществляющих подготовку по 50 специальностям непосредственно для крупных авиационных и ракетно-космических центров. Это: «Восход»

(космодром «Байконур»), «Взлет» (г. Ахтубинск), «Стрела» (г. Жуковский), «Космическая техника» (г. Химки), «Комета» (г. Химки), в Таганроге, в Люберцах при ВНТК им. Н.И. Камова, «Радиовтуз». Имеется факультет военного обучения.

МАИ располагает высоким интеллектуальным потенциалом, уникальными учебными и научно-исследовательскими лабораториями. В институте работает около 2000 преподавателей. Среди них шесть академиков и членовкорреспондентов РАН, 36 заслуженных деятелей науки и техники РФ, более лауреатов Государственных премий, 220 профессоров и докторов наук, более 2500 штатных научных сотрудников, инженеров, рабочих и служащих, около 17000 студентов всех видов обучения.

Всего за 75 лет из стен МАИ вышло более 120000 специалистов для авиационной и ракетно-космической отрасли. Среди них 44 генеральных и главных конструктора, 40 академиков и членов-корреспондентов Академии наук СССР и Российской Академии наук, более ста лауреатов Государственных премий, космонавтов с общим нахождением на орбите 9,5 лет. В МАИ учились более тридцати заслуженных летчиков-испытателей СССР и РФ, Героев Советского Союза и России, более 260 Лауреатов Ленинской и Государственных премий, премий Президента и Правительства России. Кроме того, среди маевцев очень много известных политиков, дипломатов, государственных деятелей, а также известных и любимых народом артистов и выдающихся спортсменов.

Научно-исследовательская часть МАИ включает в себя 8 проблемных и 38 отраслевых научно-исследовательских лабораторий, 80 научных отделов и лабораторий при кафедрах. Ученые МАИ – авторы пяти открытий, результаты научных исследований опубликованы в сотнях монографий, в учебниках, учебных пособиях и других научных публикациях. Их значение для развития авиационной и ракетно-космической науки и техники ставят МАИ в ряд ведущих вузов мира.

Практически с основания МАИ, с 1933 года, когда было создано первое конструкторское бюро по самолетостроению, в нашем институте создаются новые типы летательных аппаратов. В этой интереснейшей работе самое активное участие принимали и принимают студенты. К таким разработкам можно отнести спортивно-пилотажный самолет «Квант», установивший 5 мировых рекордов. Мировой рекорд был установлен на сверхлегком самолете оригинальной конструкции «МАИ-89». Впоследствии представленный на международных авиационных салонах, этот самолет получил сертификаты в ряде стран и пользуется коммерческим успехом. В России он выпускается крупными сериями в различных модификациях на РСК «МиГ». Впервые в мире учебный вуз за самолет «Авиатика-МАИ-890» (серийная модель) получил сертификат типа Госавиарегистра. Рекорды самолетов МАИ зарегистрированы Международной авиационной федерацией (FAI). В маевских КБ были спроектированы также двигатели и энергетические установки; приборы, системы и радиоустройства;

дистанционно пилотируемые летательные аппараты различного назначения и первые малые негерметичные искусственные спутники Земли «Радио» и «Искра» (в 70-х и 80-х годах); пилотируемые, буксируемые и автоматические аппараты для исследования морей и океанов типа «Шельф», «Венера» и т.д.

Только в МАИ в учебном процессе при подготовке инженеров используется летная практика. Вот уже 25 лет студенты, как юноши, так и девушки, за штурвалом самолета закрепляют свои теоретические знания. За создание и внедрение в учебный процесс летной практики группа работников института в 1998 году была удостоена Государственной премии РФ в области науки и техники.

Государственная премия РФ за разработку и внедрение семейства сверхлегких многоцелевых самолетов присуждена в 1999 году группе ученых и сотрудников МАИ. В этом же году маевские ученые были удостоены еще одной Государственной премии в области науки и техники за разработку новых технологий нанесения покрытий.

В последние годы развивается новое направление деятельности МАИ – международное сотрудничество. Цель его – эффективное использование зарубежного опыта для улучшения качества подготовки специалистов, повышения квалификации преподавателей и научных работников. С 1989 года студенты МАИ ежегодно стажируются в инженерных вузах США, Англии, Италии, Германии, Франции. В нашем институте обучаются граждане из 34 стран Европы, Азии, Африки, США.

За годы учебы в МАИ студенты помимо основной специальности имеют возможность получить второе высшее образование на уровне бакалавра по направлениям: менеджмент, прикладная математика и информатика.

Учебные и научные лаборатории института оснащены современным оборудованием, компьютерами и приборами. Все студенты проходят практическую подготовку, выполняют исследования и конструкторские разработки с применением новейших ЭВМ и новых информационных технологий. Все перечисленное выше позволило МАИ занять первое место в рейтинге среди машиностроительных, авиационных вузов России.

Студенческие годы наполнены не только учебой. Они запомнятся вам и совместным отдыхом с друзьями. А для этого в МАИ созданы все условия.

Студенты МАИ любят проводить каникулы на институтских подмосковных базах отдыха в Яропольце, Суворове, Пешках. Особой любовью пользуется черноморский оздоровительно-спортивный лагерь в Алуште. Кроме того, на территории студгородка имеется санаторий-профилакторий на 140 мест. Есть в МАИ и комбинат питания на 2500 мест, и своя студенческая поликлиника.

Во Дворце культуры МАИ работают коллективы художественной самодеятельности, продолжающие славные традиции уже известных на всю страну творческих объединений. Для тех, кто любит ходить туристскими маршрутами, есть маевский турклуб – один из старейших в стране. Спорт в МАИ тоже в почете. В МАИ имеются 5 спортивных залов общей площадью около 7,5 тысяч квадратных метров. Среди спортсменов МАИ 56 олимпийских чемпионов, чемпионов мира и Европы. Команды гребцов, баскетболистов, волейболистов, гандболистов, а также ряд отдельных спортсменов неоднократно становились чемпионами страны.

В МАИ созданы все условия для успешной учебы и интересного и разнообразного отдыха.

Генеральный конструктор Артем Иванович Микоян Одному из выдающихся авиационных конструкторов, создателю самолетов-истребителей МиГ Артему Ивановичу Микояну 5-го августа 2005 года исполнилось бы 100 лет.

Трудно найти страну, где бы не знали о российских самолетах с красивым названием “МиГ”.

Самолеты отличаются исключительно высокими летно-техническими характеристиками. Стремительность, высотность, эксплуатационная надежность и высокая боевая эффективность подтверждена в реальных условиях при боевом применении.

Основатель конструкторского бюро А.И.Микоян - академик АН СССР, человек высокой гражданственности, авиаконструктор редчайшего таланта, создавший славу отечественной истребительской авиации.

Уже в период учебы в Военно-воздушной академии имени Н.Е. Жуковского (1931-I937 гг.) с группой однокурсников он создал свою первую конструкцию – авиэтку “Октябренок”.

В 1939 году А.И. Микоян с группой конструкторов-энтузиастов подготовил проект высотно-скоростного самолета-истребителя И-200, отвечающего требованиям времени. Проект был одобрен ЦК ВКП(б) и СНК СССР.

Приказом Народного комиссара авиационной промышленности в системе завода №1 был создан Особый инструкторский отдел под руководством А.И. Микояна, которому было поручено проектирование и разработка рабочих чертежей по самолету И-200.

Благодаря напряженному труду и энтузиазму коллектива в рекордный срок был спроектирован и построен первый опытный самолет, а 5-го апреля 1940 года (всего через 100 дней) самолет выполнил первый полет. Летные испытания показали соответствие полученных летных характеристик заявленным в проекте.

12 сентября 1940 года закончились Государственные испытания. Самолет был принят на вооружение, получил наименование МиГ-1, а коллектив его создателей – статус Конструкторского бюро по созданию самолетов-истребителей.

Модернизированный самолет получил название МиГ-3, успешно участвовал в Великой Отечественной войне, сыграв особую роль в защите Москвы и Ленинграда. Это был самый скоростной и высотный истребитель своего времени. При отражении налетов вражеской авиации на Москву было сбито самолетов противника, и в основном самолетами МиГ-3.

Каждый последующий серийный самолет, созданный в ОКБ А.И.Микояна, был результатом тщательного анализа и использования достижений авиационной науки и техники, а также разработок Конструкторских бюро и НИИ двигателестроения, радиоэлектронной промышленности, металлургии, химической и др.

Мы вспоминаем об А.И. Микояне как об одном из лидеров, под руководством которого были решены многие технические проблемы, обеспечивающие развитие высотно-скоростной авиации. Совместно с учеными НИИ вошли в жизнь самолеты новых форм – со стреловидными крыльями, с треугольным крылом, с реактивным двигателем, с изменяемой в полете геометрией, со скоростями, в несколько раз превышающими скорость звука. Была предложена и принята методика создания экспериментальных самолетов и летающих лабораторий с целью познания и решения особо важных проблем.

Можно коротко сказать и о таких конструктивных разработках, которые сразу же были восприняты в авиационных кругах- трехколесное шасси, катапультное кресло спасения летчика, применение гидравлики в системах управления самолетом, в системе уборки и выпуска шасси, применение бустерного управления, герметичная кабина, дооборудование реактивного двигателя форсажной камерой. А если подробно описать технические новинки, принятые при создании последующего нового серийного типа истребителя, то это будет серьезный и увлекательный материал о развитии авиационной техники.

Самолет МиГ-9 был первым реактивным самолетом, открывшим эру реактивной авиации в отечественном самолетостроении.

Реактивный истребитель МиГ-15 со стреловидным крылом стал основным истребителем ВВС и вскоре завоевал репутацию лучшего истребителя в мире того времени.

На самолете МиГ-17 была достигнута скорость звука в горизонтальном полете.

Самолет МиГ-19 был первым сверхзвуковым самолетом-истребителем он достигал скорости 1452 км/ч и был признан мировой авиационной общественностью как значительное достижение в истребительной авиации.

Самолет МиГ-21 с треугольным крылом развивал скорость в два раза превышающую скорость звука. На нем был установлен 21 мировой рекорд, а в серийном производстве в различных модификациях самолет изготавливается до сих пор (56 лет!).

На самолете МиГ-23 впервые в СССР применена изменяемая в полете геометрия крыла и оригинальная система механизации - отклоняемые носки, поворотные закрылки по всему размаху, дифференциально отклоняемый стабилизатор и интерцепторы, что обеспечивало наивыгоднейшие летнотехнические характеристики самолета.

Создание самолета МиГ-25 было выдающимся достижением в самолетостроении - он превосходил все истребители по скорости и высоте полета. Максимальная скорость трехкратно превышает скорость звука. Высокие летно-технические характеристики и эффективные средства противодействия обеспечили применение самолетов без потерь при боевой эксплуатации. При создании самолета, естественно, пришлось решить ряд проблем, связанных со сверхскоростной авиацией.

За исключительные заслуги перед государством А.И. Микоян удостоен звания дважды Героя Социалистического труда, награжден шестью орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, орденом Красного Знамени, орденом Отечественной войны первой степени и рядом медалей.

С 1971 года Генеральным конструктором становится Беляков Ростислав Апполосович - академик АН СССР, дважды Герой Социалистического труда Произошла естественная смена руководства, но при этом сохранились традиции и стиль работы коллектива.

Особенно выдающейся научно-конструкторской разработкой конструкторского бюро им. А.И.Микояна под руководством Р.А. Белякова было создание легкого фронтового истребителя нового поколения МиГ-29. Интегральная аэродинамическая схема обеспечивает высокие несущие качества, широкий диапазон летных характеристик, а тяговооруженность, превосходящая массу самолета, обеспечивает непревзойденную вертикальную маневренность.

Впервые в мире применена система управления вооружением, объединяющая три прицельных канала, взаимодействующих через бортовую ЦВМ.

МиГ-29 является основой для последующих модернизации и глубоких модификаций. Были созданы и испытаны многофункциональные, применяющие мощное управляемое вооружение “воздух-воздух” и “воздухповерхность” самолеты наземного (МиГ-29М) и палубного (МиГ-29К) базирования. На МиГ-29К, в отличие от принятого на западе взлета с использованием катапультных устройств, реализован взлет с трамплина.

Уникальной также является разработка двухместного истребителяперехватчика МиГ-31. Совершенное бортовое оборудование и вооружение, включающее бортовую РЛС с фазированной антенной решеткой и ракеты большой дальности, обеспечивают перехват одновременно нескольких целей, летящих на разных высотах, с различными скоростями и различными курсами.

Самолет имеет необходимое оборудование для групповых действий, в том числе при отсутствии информации от внешних пунктов управления.

Впервые был разработан международный российско-французский проект учебно-тренировочного самолета нового поколения - МиГ-AT.

Создание Конструкторским бюро имени А.И. Микояна самолетов высокого класса обеспечивается разработкой новых аэродинамических схем, оригинальных конструкторских решений, новых материалов и технологий в сочетании с системным подходом к разработке темы, с комплексным моделированием и стендовыми испытаниями бортового оборудования.

В коллективе создано более 170 опытных и экспериментальных машин. В серийном производстве построено около 60000 самолетов МиГ. Самолеты МиГ поставлены в 65 стран мира. На самолетах МиГ установлен 91 мировой авиационный рекорд.

В настоящее время коллектив Российской самолетостроительной корпорации (РСК) “МиГ”, основу которой составляет Инженерный центр “ОКБ им. А.И. Микояна”, под руководством Генерального директора генерального конструктора Алексея Иннокентьевича Федорова ведет интенсивные работы по отработке и продвижению на российский и мировой рынки модернизированных самолетов МиГ-29 (МиГ-29СЕ, МиГ-29СМТ), МиГ-29 новой генерации (МиГ-29К/КУБ, МиГ-29М/М2), учебно-тренировочного самолета МиГ-29АТ.

Ведутся работы по новым перспективным проектам.

Дальнейшее развитие самолетов МиГ – лучшая память о выдающемся отечественном авиаконструкторе Артеме Ивановиче Микояне.

Заместитель Генерального директора -Генеральный конструктор РСК «МиГ», Директор Инженерного Центра «ОКБ им. А.И. Микояна», Проектирование, конструирование и производство авиационной техники Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ИССЛЕДОВАНИЕ И ПОИСК РАЦИОНАЛЬНОЙ

КОМПОНОВКИ СВЕРХЗВУКОВОГО ПЕРЕХВАТЧИКА

НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ, ВЫПОЛНЕННОГО

ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЕ «УТКА»

В процессе создании современного истребителя-перехватчика перед конструктором встает сложная задача проектирования самолета, удовлетворяющего заданным ТТТ:

• большая практическая дальность полета на дозвуковых и сверхзвуковых крейсерских режимах;

• возможность эксплуатации на всех классах аэродромов;

• большая полезная нагрузка;

• малая радиолокационная и тепловая заметность;

• возможность размещения оружия во внутренних отсеках самолета;

• сверхзвуковая крейсерская скорость на нефорсированном режиме работы двигателя;

• возможность маневрирования на сверхзвуковых скоростях;

• высокая боевая эффективность;

• минимальное время, необходимое для подготовки к повторному вылету.

Основной целью создания разрабатываемого самолета является получение аэродинамической компоновки, максимально удовлетворяющей всем поставленным ТТТ. В данной работе сделана попытка соединить в компоновке одного самолета оптимальные решения, обеспечивающие высокие аэродинамические характеристики как на дозвуковой, так и на сверхзвуковой области полета.

Ниже в качестве примера приведен вариант рациональной компоновки сверхзвукового дальнего барражирующего перехватчика (СДБП), выполненного по схеме «утка».

Основным преимуществом аэродинамической компоновки «утка» для варианта СДБП, имеющего переднее горизонтальное оперение (ПГО), является меньшее смещение аэродинамического фокуса на сверхзвуковых режимах полета, являющихся для данного самолета крейсерскими. Это происходит за счет того, что ПГО при данных режимах полета создает подъемную силу впереди центра масс, тем самым уменьшая смещение фокуса назад. Также при использовании схемы «утка» улучшаются условия обтекания крыла за счет прохождения по верхней поверхности крыла концевых вихрей с ПГО. Благодаря этому увеличивается устойчивость пограничного слоя крыла к разрушению и повышаются допустимые углы атаки крыла.

Общий вид СДБП показан на рис. 1, компоновка – на рис. 2. Для наиболее полного представления о самолете на рис. 3 показана его трехмерная модель.

Проектируемый СДБП выполнен по интегральной схеме, благодаря чему уменьшается интерференция, повышаются несущие характеристики фюзеляжа и увеличиваются внутренние объемы для размещения топлива и вооружения.

Поперечное сечение носовой части фюзеляжа имеет приплюснутую форму с острыми кромками при переходе от полукруглых верхних и нижних поверхностей к почти плоским боковым. Это позволяет, во-первых, снизить заметность фюзеляжа в боковой плоскости за счет переотражения лучей от плоских боковых поверхностей, а во-вторых, при обтекании носовой части поток делится на два направления: на обтекание верхней и нижней частей фюзеляжа.

Использование острых кромок при переходе от полукруглых верхних поверхностей носовой части фюзеляжа делает возможным образование в этих переходных зонах симметричных вихрей. Это способствует повышению устойчивости СДБП на больших углах атаки и получению благоприятной картины обтекания верхней части наплыва крыла.

В центральной части фюзеляжа находятся отсеки вооружения. Створки отсеков открываются вовнутрь, по направляющим рельсам. Такое решение связано с тем, что при открытии створок в поток резко возрастает омываемая поверхность самолета и возникает резкое перераспределение давления по самолету. Это вызывает ухудшение путевой устойчивости, что недопустимо при пуске ракет. Путевую устойчивость, конечно, можно улучшить путем увеличения площади вертикального оперения, но это решение повлечет за собой увеличение массы ВО и возрастание объема и омываемой поверхности самолета.

Хвостовая часть фюзеляжа СДБП имеет форму сплющенного конуса. Такая форма оптимальна, так как имеет наименьшее донное сопротивление. В хвостовой части находится руль высоты в виде двух секций. Первая секция в комбинации со второй при отклонении придает рулю форму параболы, вторая позволяет отклоняться рулю на углы до 45° без срыва потока. На посадке руль отклоняется вверх на угол 70°, тем самым играя роль тормозного щитка.

Крыло СДБП выполнено по треугольной схеме, что дает возможность использовать 3% профиль для уменьшения волнового сопротивления. Стреловидность крыла по передней кромке равна 60°, выбор стреловидности обусловлен сверхзвуковым полетом СДБП, при котором при увеличении угла стреловидности уменьшается коэффициент аэродинамического сопротивления, а при полете на дозвуковой скорости отодвигается начало появления волнового кризиса на поверхности крыла. Для улучшения ЛТХ СДБП на сверхзвуковых режимах полета и увеличения маневренности крыло имеет наплыв.

Рис. 1. Общий вид самолета Рис. 2. Компоновка самолета Рис. 3. Трехмерная модель самолета Отличительной особенностью данного проекта самолета является применение адаптивного крыла. Адаптивное крыло [1] улучшает аэродинамические характеристики самолета, снижает потребную тягу его двигателя на 10...20%, увеличивает дальность на 8...20% и крейсерскую высоту на 10...30%, снижает расход топлива на 8...20% и улучшает маневренные характеристики самолета.

Так, перегрузка nу уст возрастает до 15%, Суа тах может увеличиться до 25%, максимальное аэродинамическое качество – до 25%. Увеличение коэффициента подъемной силы происходит при изменении угла отклонения носков до 35°. Наиболее сильный рост Суа происходит при отклонении носков на углы Н = 35. С ростом числа М потребные углы Н уменьшаются. Наибольший эффект адаптивного крыла отмечается при совместном отклонении носков и элевонов. Для получения оптимальных аэродинамических характеристик необходимо установить зависимость отклонения носков и элевонов от угла атаки, соответствующего максимальному аэродинамическому качеству Кmax.

На рис. 4. показан профиль крыла СДБП с органами управления.

В компоновке СДБП, исходя из требований малой заметности, был разработан вариант перспективного регулируемого малозаметного воздухозаборника, его схема показана на рис. 5.

Принятая концепция воздухозаборника имеет следующие параметры:

- трапециевидное сечение с наклоном боковых стенок 21°;

- передние кромки воздухозаборника в базовой плоскости самолета с наклоном 47°, в боковой плоскости самолета передняя кромка с изломом и - S-образный канал воздухозаборника для уменьшения свечения первой ступени компрессора.

На верхней части воздухозаборника расположены жалюзи 1 для слива пограничного слоя из канала воздухозаборника. В нижней части располагается отклоняющаяся губа 2 для дополнительного подсоса воздуха. Регулировка воздухозаборника осуществляется с помощью трехстворчатого клина 3. Клин состоит из центральной 4 и двух боковых створок 5. Боковые створки кинематически связаны с механизмом регулировки клина 6.

Анализ предполагаемой картины образования скачков показал, что при применении трехстворчатого клина возникают восемь пространственных скачков уплотнения: первые два – на передней кромке и на повороте клина, третий скачок – на криволинейной части клина, четвертый – на нижней части воздухозаборника и четыре на боковых створках клина. Исходя из этого, можно ввести определение «трехстворчатого малозаметного пространственно регулируемого воздухозаборника».

Как известно, для полета на сверхзвуковой скорости самолету необходимо иметь минимальный мидель, а для быстрого преодоления зоны трансзвука желательно, чтобы график площадей приближался к телу вращения СирсаХаака, так как оно имеет минимальное волновое сопротивление.

На основе экспериментальных и теоретических исследований установлено [1], что при околозвуковых скоростях волновое сопротивление компоновки самолета равно волновому сопротивлению эквивалентного тела вращения, имеющего то же самое распределение площадей поперечных сечений вдоль оси, что и исходная компоновка. При этом требуется, чтобы контур тела заканчивался либо осесимметричным обводом, либо острием, либо цилиндрической частью. Экспериментально установлено, что можно уменьшить волновое сопротивление компоновки самолета, выбирая его форму так, чтобы эквивалентное тело вращения для самолета соответствовало телу минимального сопротивления.

На рис. 6 изображен график площадей поперечных сечений разработанного СДБП и эквивалентного ему тела Сирса -Хаака.

Рис. 6. График площадей СДБП и эквивалентного ему тела Сирса -Хаака График площадей показывает, что распределение площадей по длине самолета приближается к графику Сирса-Хаака, откуда следует, что самолет будет иметь волновое сопротивление, близкое к минимально возможному.

Уровень совершенства самолета определяется его аэродинамикой, главным показателем которой в свою очередь является аэродинамическое качество.

Зависимость аэродинамического качества от числа Маха показана на рис. 7.

Рис. 7. Зависимость аэродинамического качества от числа Маха В таблице приведены критерии, по которым можно оценить основные параметры самолета.

В результате проделанной работы по определению рациональной компоновки СДБП были достигнуты высокие аэродинамические характеристики как на дозвуковой, так и на сверхзвуковой скорости.

1. Чернов Л.Г., Артамонова Л.Г., Радциг А.Н., Семенчиков Н.В. Аэродинамика маневренных самолетов (особенности аэродинамического проектирования) – М: Изд-во МАИ, 1996.

2. Андреев Ю.В. Особенности проектирования и перспективы развития маневренных самолетов. – М: Изд-во МАИ, 1996.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ФОРМИРОВАНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКОГО ОБЛИКА ФЮЗЕЛЯЖА

АВИАЛАЙНЕРА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ПРИКЛАДНОГО

ПРОГРАММНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ И CAD-СИСТЕМ

В наш электронный век, когда компьютерные технологии становятся неотъемлемой частью практически любых проектных работ, все острее встает вопрос об интеграции существующих наработок в современные проекты, предоставляющие качественно новые пути решения задач проектирования, конструирования и изготовления сложных объектов. Крупнейшие европейские автомобильные и аэрокосмические фирмы выступили с инициативой ПИТ (передовые информационные технологии), поддержанной Европейским сообществом в виде программы ESPRIT. Одним из заключений пилотной стадии ПИТ было следующее: «Будущие системы проектирования должны основываться на цифровой оценке проекта, включая возможности построения комплексных моделей и математического моделирования».

В условиях рыночной экономики любой программный продукт представляет собой товар и, как следствие, он может быть оценен экономическими показателями. В качестве таких факторов выступают:

стоимость проектирования;

стоимость технической реализации;

время проектирования;

тактико-технические характеристики;

спрос на продукт.

Традиционный подход к проектированию комплексных САПР для определенной области производства имеет ряд недостатков:

длительный срок разработки и высокая стоимость работ;

«замкнутость» разрабатываемой системы относительно внешних приложений;

необходимость большого коллектива для написания и отладки кода;

сложность внесения изменений и исправления ошибок;

система может морально и физически устареть до окончания написания.

С другой стороны, с появлением и бурным развитием современных систем твердотельного параметрического моделирования изменяется подход к проектированию. Если ранее инженер работал в двумерном пространстве и воплощал свои идеи в плоских чертежах, то теперь у него появляется возможность творить в виртуальном трехмерном мире, не задумываясь над тем, как вычертить ту или иную проекцию детали. Проектирование идет не от чертежа к трехмерному облику изделия, а в обратном направлении – от пространственной модели к автоматически генерируемым чертежам. Такой подход к проектированию удобен еще и тем, что созданная трехмерная геометрия может быть передана для анализа прочностных (SolidWorks), аэродинамических (CATIA) и других свойств детали или изделия в целом. В этих системах реализован довольно широкий набор математических и технических методов и алгоритмов, позволяющий применять их в диапазоне от простого построения и визуализации модели (системы AutoCAD, КРЕДО) до построения и расчета характеристик даже такого сложного изделия, как самолет или подводная лодка (системы CATIA, Unigraphics, CADAM). Их использование позволяет существенно сократить сроки выпуска конструкторской документации [1].

Следует отметить, что большинство этих систем автоматизации статичны и ориентированы на решение задачи автоматизации проектно-конструкторских решений с помощью использования строго ограниченного набора средств.

Такие особенности систем подразумевает возможность их использования только на заключительных стадиях проектирования, когда уже выработана концепция проектирования и приняты основные решения по модели. В случае если необходимо проведение разностороннего анализа проектируемого изделия, необходимо создание его модели в нескольких системах [7].

Для автоматизации начальных, неавтоматизированных, этапов необходимо осуществление интеграции этих систем в единое информационное поле. Такая интеграция требует разработки дополнительного программного обеспечения, осуществляющего автоматизацию тех процессов, которые не автоматизированы в данных системах, и обмен данными с этими системами. Кооперативный, синергетический эффект, связанный с созданием единой информационнотехнологической среды, должен существенно повысить экономический эффект от использования систем. Одновременно с этим достигается существенное сокращение материальных и временных затрат на разработку системы по сравнению с традиционным подходом.

Цель работы заключается в разработке методического и программного обеспечения для автоматизации начальных этапов проектно-конструкторских работ, с последующей его интеграцией с существующими системами геометрического моделирования на примере разработки системы для анализа альтернативных вариантов компоновки фюзеляжа магистрального самолета.

Для достижения поставленных целей разработки гибкого прикладного обеспечения необходимо было решение следующих ключевых вопросов:

определение концепции создания системы;

применение компонентного подхода к созданию системы [4];

использование унифицированных объектов;

разработка архитектуры системы и иерархии классов;

разработка новых и модификация существующих алгоритмов расчета для обеспечения эффективного функционирования системы;

проведение оптимизации и унификации разработанных процедур;

разработка удобного пользовательского интерфейса;

обеспечение виртуального отображения графических данных в режиме реального времени;

обеспечение поддержки расширяемой базы данных по элементам;

использование «открытых» Internet-стандартов (XML, WRML и др.);

использование технологий обмена данными между приложениями (COM, CORBA-технологии, DDE, OLE);

обеспечение возможности передачи данных в несколько систем твердотельного моделирования.

В результате проведенного анализа наиболее распространенных систем геометрического моделирования было выявлено следующее.

1. Существует очень узкий класс систем, поддерживающих возможность прямого чтения форматов данных другой системой (например, системы Solid Edge и Unigraphics);

2. Существует класс систем, поддерживающих нейтральные форматы STEP и IGES, но данные форматы реализованы в различных системах поразному и различном объеме;

3. Для обмена данными с системами нижнего уровня, не поддерживающими эти форматы (например, с AutoCAD), некоторые фирмы встраивают в свои продукты поддержку их внутреннего формата.

Таким образом, создавая систему автоматизации проектирования на начальных этапах жизненного цикла изделия в операционной среде семейства Windows и предусмотрев в ней средства передачи данных посредством APIинтерфейса или с написанием макроса, можно обеспечить проектировщику доступ к большей части СГМ среднего и высшего уровня, и как следствие, их функциям анализа.

На основании проведенного анализа и решения изложенных выше вопросов в средах визуального программирования Borland C++ Builder и Microsoft Visual C++ были разработаны модули программного продукта, позволяющего осуществлять решение обратной задачи проектирования фюзеляжа грузопассажирского самолета – на основании внутренней компоновки салона находятся рациональные параметры обводов [3, 5, 6]. На рис. 1 приведена укрупненная блок-схема работы с ним.

Программный комплекс в целом позволяет:

- осуществлять построение внешних обводов фюзеляжа самолета на основании внутренней компоновки с предоставлением пользователю полной информации о параметрах полученного сечения;

- осуществлять продольную компоновку салона;

- осуществлять передачу данных в систему SolidWorks посредством COM-технологии Windows;

- осуществлять создание файлов формата WRML для передачи полученных моделей через Internet;

- сохранять данные о полученных моделях фюзеляжа в XML-формате;

- предоставлять пользователю статистическую информацию о существующих моделях самолетов;

- обеспечивать ведение расширяемой базы данных по стандартным элементам фюзеляжа.

Для передачи данных в CAD-систему SolidWorks используется специальный DLL-модуль, разработанный в среде Microsoft Visual C++, содержащий в себе реализацию функций, необходимых для построения моделей оборудования.

Создание программы велось в соответствии с концепцией построения системы «снизу-вверх», за счет чего была реализована легко расширяемая архитектура моделей элементов фюзеляжа.

Рис 1. Блок-схема работы с программным комплексом Научная новизна работы заключается в следующем:

1. Определены ключевые параметры системы, обеспечивающей взаимодействие с внешними CAD-системами.

2. Построены математические модели пассажирского и грузового оборудования, центроплана и фюзеляжа грузопассажирского авиалайнера.

3. Осуществлена программная реализация решения обратной задачи проектирования обводов фюзеляжа на основании внутренней компоновки и с учетом авиационных норм и стандартов.

4. Реализована возможность передачи результатов моделирования в систему твердотельного моделирования SolidWorks посредством COM-технологии и в файлы WRML-формата.

разработанные модели, методы и программные продукты позволяют осуществить практическую реализацию эффективного рассмотрения различных вариантов компоновки фюзеляжа авиалайнера проектировщиком, обеспечивая возможность выбора оптимального. Программный комплекс имеет расширяемую архитектуру, и в дальнейшем возможна его модернизация и наращивание функциональных возможностей. В результате использования интегрированного комплекса снижаются временные и материальные затраты на проектирование и повышается качество проектных работ.

1. Концепция разработанной системы для автоматизации этапа предварительного проектирования позволяет:

- снизить затраты на создание системы автоматизации проектирования всего самолета в целом;

- снизить вероятность появления ошибок в программном коде;

- сократить сроки выхода на рынок обновлений;

- осуществлять поддержку расширяемой базы данных по элементам, входящим в состав изделия;

- использовать ее как экспертную систему;

- обеспечить проектировщику рассмотрение наиболее полного набора альтернатив проектных решений, сократив при этом время, затрачиваемое на рассмотрение каждой конкретной альтернативы.

2. Интеграция системы с внешними приложениями позволяет:

- снизить требования к квалификации проектировщика, работающего с CAD-системами;

- обеспечить стыковку с несколькими системами твердотельного моделирования;

- повысить качество подготовки данных;

- автоматизировать начальные этапы проектирования и включить их в состав CALS-технологии жизненного цикла изделия.

За счет использования передовых технологий в области разработки прикладного обеспечения достигнуты следующие основные результаты.

1. Создана система автоматизации проектирования авиалайнера, осуществляющая поперечную и продольную компоновку салона фюзеляжа.

2. Апробированы COM-технологии взаимодействия с CAD-системами и работа с файлами VRML-формата.

3. Возможно использование полученных моделей при проектировании изделий автомобилестроения, железнодорожного транспорта, подводных лодок.

4. Для продолжения работ по автоматизации проектирования всего авиалайнера в целом необходимо создание математических моделей его внутреннего оборудования, перевод ограничений, накладываемых на размещение отдельных элементов, в математический вид, формализация геометрических параметров обводов.

В результате опытного тестирования системы установлено, что расхождение расчетных данных по компоновке поперечного сечения фюзеляжа грузопассажирского авиалайнера и параметрами физической модели не превышает 5%.

Дальнейшее развитие системы связано в первую очередь с интеграцией ее с другими CAD-системами, такими, как CATIA и Unigraphics.

1. Алямовский А.А. SolidWorks / COSMOSWorks, ДМК, 2004.

2. Куприков М.Ю. Автоматизация проектно-конструкторских работ – фундаментальный фактор обеспечения качества жизненного цикла изделий в машиностроении // Новые информационные технологии. Тезисы докладов X юбилейной Международной студенческой школы-семинара. – М., МГИЭМ, 2002, С. 48-53.

3. Мальчевский В.В. Формализация основных компонентов процесса автоматизированной компоновки летательного аппарата – М.: Изд-во МАИ, 1977.

4. Смольянинов А.В. Разработка программ на основе компонентов// Новые информационные технологии. Тезисы докладов X юбилейной Международной студенческой школысеминара. – М.: МГИЭМ, 2002, С. 36-41.

5. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов. – М., 1970.

6. Фокс А., Пратт М. Вычислительная геометрия. Применение в проектировании и на производстве. – М.: Мир, 1982, С. 28-36.

7. Lee K. Principles of CAD/CAM/CAE Systems, Addison Wesley, 1999.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ СЛОЖНОГО

ИЗДЕЛИЯ В УСЛОВИЯХ CALS/ИПИ ТЕХНОЛОГИЙ

Теория технологического проектирования – это система обобщающих положений и систематизированных знаний, отражающая объективные закономерности процессов: формирования информационного образа изделия с заданными свойствами и пригодного к материализации; процессов создания информационной модели (проекта) материализации, контроля качества и функционирования. Задачи технологического проектирования см. на рис. 1.

Известно, что технологическое проектирование предопределяет наличие определенных знаний о процессах; предметах технологии, используемых в процессах; действиях, совершаемых над предметами и с помощью предметов;

структуре этих действий; взаимосвязи отдельных процессов, предметов и их свойств.

Технологические знания так же, как и любые другие, приобретаются в процессе активной научной и производственно-познавательной деятельности человека. Пройдя этап систематизации, они образуют технологическую базу знаний. Обычно систематизацию технологической информации осуществляют в форме справочных материалов, инструкций, типовых процессов и пр. Использовать ее в автоматизированных системах сложно. Для автоматизированных систем технологического проектирования используемых в CALS-технологиях требуется создание новых методов и приемов систематизации технологической информации, например, в виде специальной конструкции - абстрактного технологического процесса.

В CALS-технологиях необходимо обеспечить единообразное описание и интерпретацию данных, независимо от места и времени их получения в общей системе проектирования.

Рис. 1. Задачи технологического проектирования Комплексный подход [1] позволяет рассматривать построение перспективной формы задания опорного пространства как абстрактный технологический процесс.

Под абстрактным технологическим процессом материализации изделия понимают специальную конструкцию, созданную на множестве процессов, используемых при производстве изделий.

Конструкция абстрактного технологического процесса должна:

1) быть иерархической системой и характеризоваться: вертикальной декомпозицией на подсистемы решения технологических задач на различных уровнях абстрагирования;

2) обладать полной или частичной упорядоченностью процессов на каждом уровне;

3) допускать возможность использования систематизированных процессов для автоматизированного проектирования процессов материализации конкретного изделия.

Построение такой сложной конструкции, как абстрактный технологический процесс требует разрешения методологических и математических проблем - по информационному изображению предметов и процессов; анализу и синтезу процессов; синтезу компоновочных схем оборудования; машинным методам систематизации.

Конструирование абстрактного технологического процесса и его дальнейшее использование в автоматизированных системах проектирования требует использования математических моделей информационного изображения процессов и предметов.

Под математической моделью (ММ) физического объекта понимают конструкцию из математических объектов (чисел, переменных, векторов, поверхностей, множеств, отношений и т.п.), отражающую наиболее существенные стороны этого объекта.

По характеру отображаемых свойств объекта ММ делят на структурные и функциональные. Структурные ММ предназначены для отображения структурных свойств объектов, и их делят на топологические и геометрические. Функциональные ММ предназначены для отображения функциональных связей, протекающих в объекте. Различают макро- и микромодели. Макромодель характеризует состояния всех имеющихся межэлементных связей между укрупненными блоками, а микромодель – состояние отдельных блоков.

По способу представления свойств объекта функциональные модели делят на аналитические и алгоритмические. Аналитические ММ представляют собой явные выражения выходных параметров как функций входных и внутренних параметров. Алгоритмические ММ выражают связи в форме алгоритма выходных параметров с параметрами внутренними и внешними.

Имитационная модель – алгоритмическая модель, отражающая поведение исследуемого объекта во времени (по этапам) при внешних (исходных) воздействиях на объект.

Для информационного изображения процессов и предметов и построения в конечном итоге абстрактного технологического процесса требуются модели особого вида - системно-множественные, так как строится не просто модель процесса, а модель множества процессов, множества структур, множества предметов и пр. При построении таких моделей на первое место выдвигаются методологические вопросы - логико-философские аспекты, принципы структуризации процессов и предметов.

Принцип структуризации процессов и предметов. Системный подход, являющийся методологией современных исследований больших систем, предполагает комплексное рассмотрение процессов и предметов: рассмотрение процесса как целостного образования; выявление составляющих частей и связей;

анализ функций частей и функциональных связей между частями; обоснованно целесообразной степени информационного описания процесса или предмета.

Конечная цель системного анализа с учетом логико-философских аспектов - построение системно-множественных математических моделей для практического использования.

Принцип регулярности. Существуют регулярные структуры технологических процессов, регулярные структуры предметов технологии, регулярные отношения и функциональные взаимосвязи между процессами и предметами, которые позволяют осуществить предварительную систематизацию проектных технологических знаний.

Принцип декомпозиции процессов. Технологический процесс как сложная система может быть подвергнут декомпозиции на подпроцессы или предметы и действия.

Другой формой декомпозиции процесса является выделение предметов, участвующих в процессе, по схеме:

предметы => имя действия, где => отношение "предметы участвуют в процессе".

Предметы, в свою очередь, можно рассматривать как целостные образования и производить их декомпозицию на части, рассматривая при этом свойства частей, связи и отношения между частями, образующими целое. Рассмотрение предметов как целостных систем и их декомпозиция позволяет образовывать классы предметов, производить подробный анализ наличия свойств, отношений, качеств и в конечном итоге строить информационное изображение предметов или частей.

Наиболее общей формой информационного изображения процессов и предметов являются конструкции, созданные на основе использования исчисления предикатов и методов его расширения.

Для информационного изображения процессов и предметов можно использовать идеализированный объект:

где V – множество элементов vi, принадлежащих V; S: V V’ - правило подобия; R - правило объединения элементов vi в структуру, т.е. бинарные отношения Ri(vi, vj).

В качестве элементов vi, принадлежащих V, используем: v1 - имя предмета;

v2 - имя процесса; v3 - свойство (предмета, процесса); v4 - качество (предмета, процесса); v5 - параметр; v6 - решающее правило; v7 - ограничение; v8 - функциональная связь; v9 - отношение.

Информационное изображение процессов и предметов представляем в виде графа G=, где vi, принадлежащее V, - множество вершин графа; ri, принадлежащее R - множество соединений вершин (двуместный предикат ri(vi,vj).

При построении идеализированных объектов используем следующие бинарные отношения:

r1(v1-2, ) - называния, где - реальный предмет или процесс;

r2(v1,v2) - использования элементов v1 элемента v2;

r3(v1,v2) - предмет v1 участвует в процессе v2;

r4(v1,v2) - предмет v1 преобразуется процессом v2;

r5(v1-2 i, v1-2 j) - подпроцесс (предмет) v1-2 i является частью процесса (предмета) v1-2 j;

r6(v3, v1-2) - элемент принадлежит элемент v1-2 (характеризует его);

r7(v1-2, v4) - элемент v1-2 оценивается элементом v4;

r8(v3,v4) - элемент v3 является частью элемента v4;

r9(v5,v6) - элемент v5 - характеристика v6;

r10(v6,v3) - элемент v6 определяет наличие v3;

r11(v5,v6) - элемент v5 (проверяется) соотносится с элементом v6;

r12(v7,v5) - элемент v7 ограничивает v5;

r13(v5,v8) - элемент v5 принадлежит v8; v9 - отношение между элементами v1-2, v3, v4.

В качестве формального аппарата действий с идеализированными объектами используют алгебраическую систему:

где Jp - множество носитель, т.е. I; Wp - множество предикатов; W1 - множество функций.

В качестве множества WP принимают двуместные предикаты:

R1 - отношение следования; R2 - отношение предшествования;

R3 - отношение предопределения; R4 - отношение включения;

R5 - отношение части к целому; R6 - отношение абстрагирования;

R7 - отношение детализации; R8 - отношение определения;

R9 - отношение равенства; R10 - отношение превосходства;

R11 - отношение формирования качества; R12 - отношение соответствия;

R13 - отношение использования.

Для каждого отношения формируются свойства рефлективности, симметричности, транзитивности и т.п.

В качестве множества Wf используют множество функциональных зависимостей, которые считаются "значимыми" при построении модели процессов.

При оперировании с идеализированными объектами используется ряд условий.

Условие 1 (следования процессов, предметов).

Если свойства процессов (предметов) находятся в отношении предшествования, то процессы, предметы следуют друг за другом:

Условие 2 (предопределения предметов).

Если свойства первого предмета требуют наличия свойств второго предмета, то наличие первого предмета предопределяет наличие второго предмета:

v12 v2 v11 v21[v11 (v12 ) v21 (v21 ) R3 (v11, v21 ) R3 (v13, v2 )].

Система содержательных условий добавляется к обычным логическим аксиомам теории первого порядка исчисления предикатов и позволяет сформулировать ряд теорем, которые являются основой для разработки алгоритмов.

1. Чударев П.Ф.,Головин Д.Л., Комаров Ю.Ю. Автоматизированное проектирование технологических процессов авиационного производства.- М: Изд-во МАИ, 1991.

2. Головин Д.Л., Пащенко О.Б., Терликов В.В.Оптимизация проектов сложных технических систем на геометрических моделях методом экспертизы: Проблемы создания перспективной авиационной техники. Сборник статей научно-исследовательских, проектноконструкторских и технологических работ студентов, молодых ученых и инженеров / Под ред. проф. Ю.Ю. Комарова, В.А. Мхитаряна. – М.: Изд-во МАИ, 2003. С. 4 :ил.

3. Бельков А.А., Головин Д.Л., Пащенко О.Б. CALS-технологии и метод построения эвристических алгоритмов в системе автоматизированного проектирования компоновки радиоэлектронного оборудования на борту маневренного самолета методом экспертизы.

Сборник статей научно-исследовательских, проектно-конструкторских и технологических работ студентов, молодых ученых и инженеров / Под ред. Ю.Ю. Комарова, В.А. Мхитаряна. Создание перспективной авиационной техники. – М.: Изд-во МАИ, 2004.

4. ГОСТ Р ИСО 10303-1-99 Системы автоматизации производства и их интеграция. Представление и обмен данными об изделии. Методы описания. Общий обзор и основополагающие принципы.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ФОРМИРОВАНИЕ ОБЛИКА РЕАКТИВНОГО ТРАНСПОРТНОГО

БЕСПИЛОТНОГО САМОЛЁТА ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЁТА И

ПОСАДКИ

В середине ХХ века в авиации многих стран мира появились беспилотные авиационные системы (БАС) [10]. Они выполняют разведывательнонаблюдательные задачи в основном военного назначения. Однако такой тип летательных аппаратов (ЛА) может и должен применяться в гражданской сфере, например для перевозки грузов в труднодоступных районах Крайнего Севера, Сибири, Дальнего Востока.

В Федеральной целевой программе "Развитие гражданской авиационной техники России на 2002 - 2010 годы и на период до 2015 года" предусмотрено создание ЛА конвертируемой схемы с грузоподъемностью до 6 тонн в период 2006-2015 гг. [10].

Одним из вариантов решения Федеральной целевой программы может быть беспилотный транспортный самолёт с вертикальным взлётом и посадкой.

Это позволит эксплуатировать такой ЛА с площадок, соразмерных с площадками для вертолётов. Такой ЛА должен иметь возможность перевозить груз в стандартных контейнерах 3АК-1,0 по ГОСТ 20917-87 СТ СЭВ 1025-78, СТ 1026-78.

Критерием выбора наилучшего варианта ЛА в данной работе принята взлётная масса самолёта при заданных постоянных исходных данных (дальность полёта 1000 км, масса целевой нагрузки 4000 кг). Для определения величины критерия необходимо определить массу силовой установки, массу топлива, массу пустого снаряженного самолёта.

Для определения массы силовой установки самолёта вертикального взлёта и посадки (СВВП) необходимо определить взлётную тяговооружённость.

СВВП обладают вертикальной тяговооружённостью больше единицы для возможности вертикального взлёта и посадки, но в крейсерском полёте необходима маршевая тяговооружённость 0,25…0,4, то есть необходимо предусмотреть возможность наилучшего согласования располагаемой тяги при вертикальном взлете и в крейсерском полете.

Для решения этих вопросов было спроектировано четыре варианта ЛА, приведённых на рис. 1, 2, 3, 4. Во всех рассматриваемых компоновках подъёмные двигатели расположены симметрично относительно центра масс (ЦМ) и осей OZ и OX.

В данной работе за критерии эффективности силовой установки приняты относительная масса силовой установки и относительная масса топлива. В работе [2] было показано, что наиболее лёгкой силовой установкой для СВВП является комбинированная с двухконтурными турбореактивными двигателями.

Но в этой работе не рассмотрено влияние условий крейсерского полёта, компоновки и числа подъемных двигателей (ПД) на массу СВВП, переходные режимы, влияние отказа одного из ПД или подъёмно-маршевого двигателя (ПМД) на величину минимальной безопасной тяговооружённости (безоп.). Не определён критический двигатель, отказ которого приводит к наибольшим потерям располагаемой тяговооружённости. Мы рассмотрим эти вопросы более подробно.

Взлётная тяговооружённость определяется случаем однократного отказа ПМД или ПД с сохранением балансировки и управления на режимах вертикального взлёта и посадки и переходных режимах. Минимально безопасная тяговооружённость для переходных режимов принята µбезоп=1. Это означает, что при однократном отказе ПД или ПМД самолёт во время переходных режимов зависнет, будет управляем и сбалансирован. Переходные режимы рассчитывались по методике [6].

Во всех рассматриваемых компоновках компенсация отказа подъёмного двигателя относительно оси OX производилась модуляцией тяги подъёмномаршевого двигателя. Компенсация отказа подъёмного двигателя относительно оси OZ производилась модуляцией тяги ПД, расположенных рядом с отказавшим. Компенсация отказа подъёмно-маршевого двигателя относительно оси OX производилась модуляцией тяги подъёмных двигателей. В расчётах принято, что максимальное чрезвычайное увеличение тяги каждого двигателя не более 10%, как показано в работах [3, 5]. В схемах самолётов на рис.1, 2, 3 рассмотрены подъёмные двигатели со степенью двухконтурности ПД m=12,59; в схеме самолёта на рис. 4 - со степенью двухконтурности m=6 [8].

Относительная масса топлива была представлена как сумма отдельных компонентов и определялась по формуле [3]:

где m перех -масса топлива на переходные режимы;

m взл -масса топлива на набор крейсерской высоты;

m крейс -масса топлива на крейсерский полёт.

Относительная масса топлива при переходных режимах определяется по формуле где Cpпмд, Српд –удельные расходы для ПМД и ПД;

tперех,-время переходных режимов [6];

Српмд =0,38 кг/(даН*ч) [9,11] ;

Српд=0,47 кг/(даН*ч) для m=12,59 [8];

Српд=0,6 кг/(даН*ч) для m=6 [8].

Для определения минимальной взлётной массы самолёта также необходимо рассчитать массу пустого снаряженного самолёта:

где mкрыла- масса крыла;

mфюз - масса фюзеляжа;

mоперения - масса оперения;

mшасси- масса шасси;

mоб.упр.- масса оборудования и управления.

Массы крыла, фюзеляжа, шасси, оборудования и управления рассчитываются по методикам [1], масса оперения - по [3].

Во всех рассматриваемых компоновках вектор тяги подъёмно-маршевого двигателя на режиме вертикального взлёта проходит максимально близко от предполагаемого центра масс. Подъёмно-маршевый двигатель находится на 0,35 размаха крыла, как показано в работах [1, 3, 7, 9]. Взлётная тяговооружённость подъёмно-маршевого двигателя выбирается из условия набора крейсерской высоты. В расчётах принималась максимальная вертикальная скорость при посадке 3 м/с [6]. Учитывая то, что разрабатываемый самолёт беспилотный, для снижения потерь на балансировку положение фокуса самолёта находится в максимальной близости от предполагаемого центра масс. Высота вертикального взлёта и посадки принималась равной 50 м [6]. Аэродинамические характеристики крейсерского режима рассчитывались по методике [4].

На разработанном самолёте возможно более рационально использовать объём фюзеляжа для размещения отсека целевой нагрузки. Критерием оценки использования объёма является относительный объём отсека целевой нагрузки, который рассчитывается по формуле где V ЦН – объём отсека целевой нагрузки для размещения 6 стандартных контейнеров 3АК-1,0 по ГОСТ 20917-87 СТ СЭВ 1025-78, СТ 1026-78;

Vфюз – объём фюзеляжа:

фюз - удлинение фюзеляжа;

Dфюз - диаметр фюзеляжа (м).

По результатам расчётов был сформирован гипотетический вид беспилотного транспортного самолёта вертикального взлёта и посадки с реактивной комбинированной силовой установкой (рис. 5). Подъёмно-маршевые двигатели расположены в гондолах под крылом, подъёмные двигатели – в мотогондолах вдоль фюзеляжа.

Рис. 5. Общий вид реактивного беспилотного транспортного самолёта вертикального 1. Из проведенных расчётов следует, что наименьшую массу 15…16,5 т имеет СВВП с 8 подъёмными двигателями (см. рис.1). СВВП с 10 подъёмными двигателями (см. рис. 2) имеет взлётную массу (15,2…17,5 т), так как для работы подъёмных двигателей необходимо делать вырезы в центроплане крыла. СВВП с 12 подъёмными двигателями (см. рис. 3) имеет массу (15,5…18 т). СВВП с 8 подъёмными двигателями внутри фюзеляжа (см. рис.

4) самый тяжёлый (20…28,5 т), так как для их работы необходимо делать большие вырезы в центральной части фюзеляжа.

2. Увеличение количества подъёмных двигателей не приводит к снижению стартовой вертикальной тяговооружённости.

3. Так как самолёт беспилотный и фокус для снижения потерь на балансировку расположен в максимальной близости от центра масс, то площадь хвостового оперения меньше, чем у обычных самолётов. По результатам проведённых исследований можно принять, что для беспилотных транспортных самолётов относительная площадь горизонтального оперения 0,16…0,19 при среднестатистических значениях относительной площади горизонтального оперения 0,22…0,27 для традиционных ЛА аналогичного назначения.

4. По результатам проведённых исследований критическим двигателем является один из подъёмно-маршевых двигателей. На долю каждого подъёмномаршевого двигателя приходится половина тяговооружённости для набора крейсерской высоты 0,3…0,4, при этом взлётная тяговооруженность одного подъёмного двигателя 0,07…0,08.

5. Отсутствие кабины позволяет разместить в менее нагруженной носовой части большой люк для погрузочно-разгрузочных работ и более рационально использовать внутренний объём фюзеляжа. По результатам проведённых исследований относительный объём отсека целевой нагрузки для беспилотных транспортных самолётов будет 0,65…0,76 при среднестатистических значениях 0,4…0,55 для традиционных транспортных самолетов.

1. Володин В.В., Лисейцев Н.К., Максимович В.З. Особенности проектирования реактивных самолётов вертикального взлёта и посадки. – М.: Машиностроение, 1985.

2. Дорогов А.В., Максимович В.З. Сравнительный анализ относительных масс силовых установок самолётов вертикального взлёта и посадки. Статья в сборнике «Создание перспективной авиационной техники». – М.: Изд-во МАИ, 2004.

3. Егер С.М. и др. Проектирование самолётов. – М.: Машиностроение, 1983.

4. Микеладзе В.Г. Аэродинамика летательных аппаратов. – М.: Машиностроение, 1993.

5. Павленко В.Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлёта и посадки.– М.: Машиностроение, 1972.

6. Тараненко В.Т. Динамика самолёта с вертикальным взлётом и посадкой. – М.: Машиностроение, 1978.

7. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолётов. – М.: Машиностроение, 1985.

8. Robert F. Tape Direct lift engine for advanced V/STOL transport. AIAA-88-2890, 1990.

9. www. avia.ru 10. www. avitop.com 11. www. engines.com Г.П. Сачков, С.В. Фещенко, А.И. Черноморский Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ВЫСОКОМОБИЛЬНАЯ ГОРИЗОНТИРУЕМАЯ ПАССАЖИРСКАЯ

ПЛАТФОРМА

Перегруженность современных больших городов транспортными потоками ставит задачу создания компактного индивидуального транспорта (сокращенно КИТ), с помощью которого пассажир может перемещаться как по тротуарам, так и внутри крупных помещений (аэровокзалы, цеха предприятий, крупные торговые и выставочные центры).

Основными требованиями, предъявляемыми к такому ТС, являются: компактность, простота использования, маневренность.

Анализ ТЗ и выбор схемы построения КИТ. Схема КИТ принципиально отличается от всех имеющихся на данный момент транспортных средств.

Колес у КИТ два, причем расположены они на поперечной оси ТС. Такая схема обеспечивает компактность и маневренность. По отношению к оси колесной пары КИТ является системой с обратной маятниковостью. Поэтому в процессе его разработки возникает необходимость решения двух задач:

динамическая стабилизация платформы, на которой находится пассажир, в плоскости горизонта;

управление скоростью поступательных перемещений КИТ.

В работе ставились следующие задачи: получение нелинейной математической модели КИТ, синтез управления стабилизацией платформы и скоростью, обеспечение устойчивости и малой колебательности переходных процессов, времени переходных процессов на уровне единиц секунд, моделирование на ЭВМ основных режимов движения КИТ.

Схема построения КИТ основана на использовании для стабилизации платформы моментов сил инерции, возникающих при поступательном ускоренном движении КИТ.

Разработка концепции построения КИТ. Платформа КИТ представляет собой обращенный маятник с подвижной опорной осью подвеса – осью колесной пары, стабилизация которого в вертикальном положении является классической задачей.

Вертикализация маятника осуществляется за счет воздействия на него моментов сил инерции, специально формируемых путем придания его оси подвеса, установленной на подвижной базе, ускоренных поступательных движений. В свою очередь, направленное изменение скорости оси подвеса для вертикального маятника осуществляется в функции параметров углового отклонения маятника от вертикали места. Концепция построения КИТ представлена на рис. 1.

В настоящей работе этот принцип используется для формирования основной концепции построения КИТ. Платформа шарнирно установлена на оси колесной пары и имеет относительно оси z этой пары угловую степень свободы. Пассажир, находящейся на платформе, может отклоняться от нормали y к ней на угол. Колесная пара вместе с платформой может поступательно перемещаться вдоль оси ; вращение колес осуществляется приводными двигателями. Угол - угол отклонения платформы от плоскости горизонта (угол отклонения нормали к платформе от вертикали места). При отклонении платформы от плоскости горизонта на приводные двигатели поступает управляющий сигнал, являющийся операторной функцией угла, формируется момент М ДВ, платформа приобретает поступательное ускорение &, возникает сила инерции т& и момент сил инерции m&l, под действием которого платформа возвращается в плоскость горизонта.

Рис. 1. Концепция построения КИТ на основе принципа инерционной стабилизации Необходимость обеспечения потребной скорости поступательных перемещений, а также комфортных режимов перехода КИТ с одной скорости на другую диктует необходимость формирования специального контура управления скоростью, включающего механизм ориентации управляющей команды. В КИТ эта команда задается продольными наклонами корпуса пассажира относительно нормали к платформе и соответствующим продольным перераспределением давлений по ее поверхности.

В итоге концепция построения КИТ базируется на использовании принципа инерционной стабилизации платформы, оснащении КИТ контурами управления скоростью его поступательных перемещений и угловых разворотов в горизонтальной плоскости. Все эти функции реализуются в конечном счете через управление двигателями колесной пары Кинематическая схема КИТ. КИТ представляет собой платформу, оснащенную поручнем для удобства пассажира, приводимую в движение электродвигателями. Двигатели вращают два колеса, расположенные по бокам платформы на оси, перпендикулярной направлению движения. При этом высокой маневренности ТС можно добиться независимым приводом двух колес, т.е.

поворот КИТ будет достигаться разностью скоростей вращения колес, а не поворотом их относительно вертикальной оси ТС. Такой подход не только делает КИТ высокоманевренным (минимальный радиус поворота равен нулю), но упрощает конструкцию.

Вывод уравнений движения КИТ на плоскости. При выводе уравнений был принят ряд допущений, основными из которых является то, что движение КИТ происходит только в плоскости горизонта без бокового и продольного проскальзывания;

Уравнения движения КИТ выводятся на основе метода Лагранжа для неголономных механических систем.

Нелинейная математическая модель движения КИТ имеет вид Рассмотрен программный режим системы – движение по прямой с постоянной скоростью и с горизонтированной платформой. Вычислены номинальные значения управлений, обеспечивающих движение КИТ в программном режиме на различных покрытиях; построены зависимости номинальных управляющих моментов от потребной скорости поступательного движения КИТ. Полученная нелинейная система уравнений линеаризована относительно программного режима записывается в виде Рассмотрена физика моментов, входящих в уравнения линеаризованной математической модели. Проведен анализ управляемости и наблюдаемости.

Для этого были составлены матрицы управляемости и наблюдаемости для различных наборов измеряемых параметров движения КИТ. По результатам анализа была окончательно сформирована структура закона управления и сделан вывод о принципиальной возможности обеспечения устойчивости и потребного качества переходных процессов в КИТ.

Синтез управления скоростью и горизонтированием КИТ. Для синтеза управления скоростью и горизонтированием платформы использовался метод стандартных коэффициентов, изложенный в книге А.А. Красовского и Г.С.

Поспелова «Основы автоматики и технической кибернетики», 1962. Достоинством выбранного метода является то, что при известной структуре системы он существенно упрощает процедуру выбора коэффициентов закона управления.

Математическое моделирование основных режимов движения платформы. Математическое моделирование проводилось средствами MatLab Simulink. Получены характерные переходные процессы по отношению к начальным условиям по скорости и по возмущениям, приложенным к платформе и к колесу. Анализируя вид кривых, можно сделать вывод об устойчивости и малой колебательности системы. Время переходного процесса составляет порядка 2- секунд.

Характерные переходные процессы по начальным условиям представлены на рис. 2, 3, 4.

Рис. 2. Переходный процесс по (t ) при наличии начальных условий по скорости &1 (0) Рис.3. Переходный процесс по &1 (t ) при наличии начальных условий по скорости &1 (0) Рис.4. Переходный процесс по (t ) при наличии начальных условий по скорости &1 (0) Таким образом, исследована задача динамической стабилизации платформы в плоскости горизонта и управления скоростью поступательных перемещений КИТ, разработана концепция построения КИТ, получена математическая модель движения КИТ на основе обобщения метода Лагранжа, проведены синтез управления горизонтированием платформы и скоростью КИТ и моделирование основных режимов его движения.

1. Красовский А.А., Поспелов Г.С. Основы автоматики и технической кибернетики.–М.-Л.:

Госэнергоиздат, 1962.

2. Основы теории автоматического управления / Под ред. Н.Б. Судзиловского. – М.: Машиностроение, 1985.

3. Репников А.В., Сачков Г.П., Черноморский А.И. Гироскопические системы. – М.: Машиностроение, 1983.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ОЦЕНКА РЕСУРСА

ИЗДЕЛИЙ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ

Оценка и подтверждение ресурса изделий авиационной техники при их транспортировании совместно с носителем является составной частью проблемы обеспечения безопасности применения изделий. Большое значение имеет оценка ресурса при решении проблемы совместимости изделий с различными, в том числе новыми, носителями. Так как изделия в основном размещаются на внешней подвеске носителя, то во время полёта на них совместно действуют циклически изменяющиеся во времени аэродинамические и инерционные нагрузки. Это вызывает появление усталостных повреждений в зонах максимальных напряжений и может вызвать разрушение элементов конструкции изделия в течение одного типового полёта.

Для оценки и подтверждения ресурса необходимо проведение лабораторных и летных испытаний изделий. В результате обработки результатов тензоизмерений при таких испытаниях и при наличии данных по усталостным характеристикам используемых материалов могут быть получены расчетные оценки долговечности, выраженные в количестве типовых циклов эксплуатационного нагружения, например, в количестве полетов. Точность таких оценок зависит в том числе от объема экспериментальных данных о нагруженности конструкции, которые используются для обоснования обобщенных режимов нагружения и далее для формирования режимов лабораторных испытаний на вибропрочность.

Существенное сокращение объема испытаний возможно путем использования расчетных оценок показателей долговечности. Расчетные методики при этом должны обеспечивать удовлетворительное соответствие результатов расчета с экспериментальными данными.

В настоящей статье предложена методика расчета показателей долговечности конструкции изделий авиационной техники. Методика основана на построении расчетной модели конструкции для определения параметров динамического напряженного состояния и последующем использовании корректированной гипотезы линейного суммирования усталостных повреждений. В качестве примера реализации методики выполнен расчёт долговечности элемента конструкции изделия Д-4, показанного на рис. 1.

Наиболее нагруженными элементами конструкции данного изделия являются несущие поверхности (крылья, перья и рули), которые выполнены в виде тонкостенной оболочечной конструкции, состоящей из двух одинаковых обшивок, соединенных по контуру (рис. 2). Исходными данными для расчета являются геометрические параметры элемента конструкции, механические характеристики материалов и параметры эксплуатационного нагружения.

Контур несущей поверхности имеет сложную форму, а ее жёсткость зависит от координат. Поэтому характеристики напряженного состояния данной конструкции могут быть определены только с помощью приближённых методов. Здесь для решения задачи используется метод конечных элементов (МКЭ).

Сходимость результатов решения по МКЭ при изменении разбивки оценивается по значениям частот собственных колебаний, полученных при различных вариантах разбивки (табл. 1). В таблице приведены также значения собственных частот, определенные по результатам летных испытаний.

№ соб- Собственная час- Собственная час- Собственная часто- Эксперименственной тота несущей по- тота несущей по- та несущей поверх- тальные значечастоты верхности при верхности при ности при второй ния собственпервоначальной первой уточнённой уточнённой разбив- ных частот Оценка характеристик долговечности проводится с использованием предположений о виде локального напряженного состояния и экспериментальных характеристик сопротивления усталости для используемого материала.

Введение предположений обусловлено практической возможностью получения соответствующих расчетных или экспериментальных данных.

Предполагается, что в опасных, с точки зрения усталостного разрушения, зонах напряженное состояние конструкции является плоским, а нормальные и касательные напряжения изменяются синхронно и синфазно. Тогда условия разрушения можно представить в виде Величины эквивалентных напряжений определяются по принятой теории прочности. Соответствующие значения главных напряжений вычисляются по известным формулам с использованием амплитудных значений компонент, измеряемых в эксперименте. Компоненты нормальных напряжений, определяемые расчетным путем, вычисляются как суммы модулей соответствующих мембранных и изгибных напряжений.

Учет влияния асимметрии циклического нагружения, концентрации напряжений, а также масштабного фактора и качества обработки поверхности проводится путем определения приведенных предельных амплитуд эквивалентного симметричного цикла:

Здесь а и а - предельные амплитуды эквивалентного симметричного цикла, Коэффициенты, характеризуют влияние среднего напряжения цикла m, m на предельную амплитуду.

При наличии данных о пределах выносливости материалов при отнулевом цикле напряжений - 0 и 0 для коэффициентов, используются соотношения Для алюминиевых сплавов величины а и а могут быть также вычислены по следующим формулам, в которых напряжения считаются растягивающими:

Коэффициент К в формулах (3) определяется следующим образом:

-при растяжении-сжатии или изгибе В этих выражениях коэффициенты k, k учитывают концентрацию напряжений; kд, kд - масштабный фактор, kF, kF - качество обработки поверхности; kA - анизотропию материала.

Расчетная оценка долговечности определяется на основе корректированной линейной гипотезы суммирования повреждений применительно к плоскому напряженному состоянию. Определяется медианная долговечность элемента конструкции в зоне действия максимальных напряжений до появления усталостной трещины (в часах полета или в количестве полетов). Исходными данными являются функции распределения амплитуд напряжений, средние значения наибольших амплитуд напряжений а,max = а и параметры приведенной кривой усталости. Блок нагружения, соответствующий одному типовому полету или одному часу полета, для наиболее тяжелого случая нагружения формируется по данным тензоизмерений при испытаниях или путем расчетов.

Медианный ресурс элемента конструкции (в часах полета или количестве полетов) определяется по формуле в которой - количество блоков нагружения до появления усталостной трещины; lб - длительность периода нагружения, соответствующего одному блоку.

Величина определяется с использованием показателей m и m соответствующих кривых усталости и предположения, что нормальные и касательные напряжения действуют раздельно:

Здесь N,сум, N,сум - суммарное число циклов действия всех амплитуд нормальных и касательных напряжений за время эксплуатации;, - общее число циклов в блоках нагружения, определяемое по формуле где i, -число повторений амплитуд напряжений в одном блоке нагружения; n - число ступеней напряжений в блоке.

Величины Nсум для напряжений, вычисляются следующим образом:

Определение знака коэффициента A0 (16) с учетом значений производных (4) и (11) приводит неравенство A0 > 0 к соотношению Следовательно, смещение центровки вниз 0 > y T является условием устойчивости дирижабля в гравитационном поле Земли.

В случае отсутствия смещения центра масс относительно центра объема в продольном направлении xT = 0 определим требования к характеристикам устойчивости дирижабля из условия A1 > 0. С учетом (17) и (4)-(12) получим неравенство, определяющее продольную устойчивость дирижабля:

0, 1 обеспечивается при выполнении следующих неравенств.

1. На режиме висения необходимо расположение центра масс ниже центра объема дирижабля y T < 0, 2. При малой скорости полета и 2 , где – малая величина, и необходим выбор центровки в соответствии с неравенством 3. Для больших скоростей полета дирижабля производная коэффициента продольного момента по безразмерной угловой скорости тангажа должна удовлетворять неравенству то есть, чем больше скорость полета, тем меньше требуемое значение производной коэффициента продольного момента по безразмерной угловой скорости тангажа.

Исследование знака коэффициента A3 с учетом (19) и (4-12) позволяет сделать следующие выводы.

1. На режиме аэростатической балансировки при зависании дирижабля аэростатическая сила уравновешивает силу притяжения и справедливы соотношения V = 0, 1. В этом случае A3 = 0 и характеристический полином имеет нулевой корень: p = 0.

2. В полете с нулевым углом тангажа 0 коэффициент A3 является положительным при смещении центровки вниз относительно центра объема дирижабля.

Рассмотрим вычисление второго минора:

Величина второго минора будет положительна при выполнении условий или при выполнении неравенства нии неравенства D < TP второй минор матрицы Гурвица положителен:

Определим условие положительной определенности определителя матрицы Гурвица:

В случае положительного значения второго минора матрицы Гурвица 2 > 0 необходимо, чтобы коэффициент A3 принимал положительное значение A3 > 0. Коэффициент A3 вычисляется по формуле и принимает положительное значение при смещении вниз центра масс дирижабля относительно центра объема y T < 0. На режиме зависания при нулевом значении скорости V = 0 коэффициент A3 равен нулю A3 = 0. Таким образом, на режиме зависания определитель Гурвица обращается в нуль и дирижабль находится на границе области устойчивости.

Вычисляем показатель динамической устойчивости углового движения дирижабля в линейной области D = T + + z и его составляющие по формулам (27-39) для гипотетических данных. Результаты расчетов представлены на рисунке.

Зависимость запасов продольной устойчивости и ее составляющих от скорости полета 1. Воронов А.А. Основы теории автоматического управления. Автоматическое регулирование непрерывных линейных систем. – М.: Энергия, 1980.

2. Горбатенко С.А., Руднев В.Б. Устойчивость аппаратов, движущихся в плотных средах. – М.: Изд-во МАИ, 1987.

3. Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полёта. Траектории летательных аппаратов.

– М.: Машиностроение, 1969.

А.В. Власенко, А.Е. Гордеев, И.В. Жихарева, Н.Н. Маркин, А.С. Царяпкина Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ИССЛЕДОВАНИЕ ТРАНСПОРТНЫХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ

АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ ПРИ ЗАПРАВКЕ РАКЕТЫ В

ВОЗДУХЕ ИЗ БАКОВ САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ

Транспортные возможности систем воздушного старта, разработанные по проектам «Воздушный старт» и «Бурлак» [1], существенно ограничены массой полезной нагрузки, которая может быть расположена внутри самолета-носителя либо на наружной подвеске. В данной работе рассматривается увеличение стартовой массы ракеты-носителя с использованием заправки ее первой ступени непосредственно перед стартом из топливных баков самолета-носителя.

В случае старта самолета с максимальным взлетным весом масса ракетыносителя составляет 20% от суммарной массы топлива и полезной нагрузки.

Затраты топлива самолетом-носителем на взлет, набор высоты с разгоном, полет на дальность до 1000 км и возвращение на аэродром базирования не превышают 30 процентов от максимальной заправки топливных баков самолета. При использовании в качестве первой ступени ракеты-носителя с жидкостным реактивным двигателем рассматривается размещение ракетного топлива на борту самолета-носителя. Керосин для ракетного двигателя заправляется в топливные баки самолета. Заправка самолета окислителем для ракетного двигателя потребует установку специальных топливных баков. При использовании жидкого кислорода потребуется защита топливных баков с криогенным топливом.

Заправка топливных баков первой ступени ракеты-носителя перед воздушным стартом позволяет увеличить относительную массу полезной нагрузки самолета до 64% [3, 4].

Для практической реализации данного варианта аэрокосмической системы предлагается подвешивать ракету с незаправленной первой ступенью. Суммарная масса топлива самолета и ракеты составляет 83%. Вначале все топливо находится на борту самолета, а затем 47% топлива перекачивается в топливные баки ракеты. Рассматриваемая технология воздушного старта позволяет повысить безопасность взлета и посадки с незаправленной ракетой. Выбор ракетного топлива должен удовлетворять условиям высокой плотности для обеспечения минимальных габаритов. В результате масса ракеты при взлете самолета не превышает 30% от стартовой массы. При модификации самолета для решения задачи воздушного старта ракеты необходимо предусмотреть усиление узлов подвески с учетом заправки ракеты в полете и технологические разъемы для соединения бортовых систем самолета с бортовыми системами ракеты. Выбор компоновки ракеты позволяет снизить нагрузки на узлы крепления.

Исследованы особенности динамики полета самолета-носителя при выбранной технологии запуска ракеты с дозаправкой перед стартом. Следствием максимальной загрузки самолета и предельных габаритов полезной нагрузки на внешней подвеске является ухудшение летно-технических характеристик, уменьшение диапазона высот и скоростей полета.

Начальный этап полета самолета-носителя происходит при массе, близкой к максимальной. В результате существенно увеличиваются затраты времени и топлива на набор высоты. На рис. 1 представлена траектория набора высоты с разгоном самолета-носителя.

Подвеска ракеты под фюзеляжем позволяет использовать силу притяжения для разделения летательных аппаратов. Выполнены исследования процесса разделения летательных аппаратов на этапе воздушного старта. Анализ результатов показывает, что с учетом 5-секундной задержки на подготовку к маневру, развороту по углам атаки и крена удаление на безопасное расстояние 400 м от плоскости старта ракеты произойдет через двенадцать секунд. Для расчета траектории движения ракеты после отделения интегрировались уравнения движения [2]:

Значения перегрузок вычисляются по формулам Для расчета траекторий задаем программы управления по углу тангажа = P (t ). Значения угла атаки определяется по формуле = P (t ).

На участке пассивного полета ракеты после отделения тяга двигателя принималось равной нулю. Траектории полета ракеты с задержкой на время TP отклонения стабилизаторов представлены на рис. 2.

По сравнению с проектом «Воздушный старт» [1] скорость и высота самолета-носителя в момент отделения ракеты полностью используются для снижения требований к энергетическим характеристикам ракеты-носителя. В проекте «Воздушный старт» [1] использование парашюта для вертикализации ракеты перед стартом снижает ее удельную энергетическую высоту.

К недостаткам проекта заправки в воздухе следует отнести большие габаритные размеры ракеты и предельные значения ее стартовой массы после заправки топливом перед пуском. Для реализации проекта потребуется существенная доработка конструкции базового самолета и ракеты.

Транспортные возможности авиационно-ракетного комплекса космического назначения определяются массой выводимого на орбиту космического аппарата. Суммарные относительные энергетические затраты определяются требуемой величиной характеристической скорости для вывода на заданную орбиту. Характеристическая скорость определяется суммой [3,4]:

где VK = – значение орбитальной скорости движения;

V0 – начальная скорость движения ракеты;

R0, RK – расстояние от центра Земли в моменты старта и выхода на орбиту;

VA, V – потери преодоления сопротивления атмосферы и гравитационные;

= 3.986 1011“3 / c 2 – гравитационная постоянная Земли.

Практически реализуется двухступенчатый вариант ракеты-носителя. В этом случае определяется величина характеристической скорости каждой ступени: Vi = 0.5 V. Относительная масса топлива каждой ступени вычисляется по формуле [2] Масса каждой ступени в начале активного этапа где mKi – относительная масса i -й ступени в конце активного этапа полета;

Ti – относительная масса топлива i -й ступени;

Ki – относительная масса конструкции i -й ступени.

После отделения конструкции, израсходовавшей топливо, масса оставшейся конструкции Выбранные параметры ракеты-носителя использовались для интегрирования уравнений движения на активном этапе полета. Вычисленные траектории для двух программ управления по углу тангажа представлены на рис. 3.

Методом оптимального двухимпульсного перехода [2] определяем массу полезной нагрузки, выводимой на более высокую орбиту.

Потребная характеристическая скорость маневра определяется по формуле где H 0, H K –значения высот начальной и конечной круговой орбиты;

V0, VK – значения скоростей орбитального движения на начальной и конечной круговой орбите.

По величине характеристической скорости определяются расходы топлива космическим модулем на увеличение высоты орбиты. Результаты расчета представлены на рис. 4, где непрерывной линией показаны результаты расчета для двухимпульсного оптимального маневра, точками обозначены результаты, полученные интегрированием.

Рис. 4. Зависимость массы космического модуля от высоты Транспортные возможности авиационно-ракетного комплекса космического назначения при заправке перед стартом первой ступени ракеты-носителя из топливных баков самолета-носителя позволяют выводить полезную нагрузку массой от 3500 кг до 2000 кг на орбиты высотой от 200 до 8000 км.

1. Киселев А.И., Медведев А.А., Мельников В.А. Космонавтика на рубеже тысячелетий.

Итоги и перспективы. – М.: Машиностроение, 2002.

2. Абгарян К.А., Калязин Э.Л., Мишин В.П., Рапопорт И.М. Динамика ракет. – М.: Машиностроение, 1974.

3. Грабин Б.В., Давыдов О.И., Жихарев В.И., Мишин В.П. Конструирование ракет-носителей космических аппаратов. – М.: Машиностроение, 1991.

4. Мишин В.П., Безвербый В.К., Панкратов Б.М., Щеверов Д.Н. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы). – М.: Машиностроение, 1985.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗАИМНЫХ КООРДИНАТ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ В ГРУППЕ

В настоящее время признано, что одним из основных путей совершенствования навигационного оборудования самолетов является создание комплексных навигационных систем [1]. Сущность комплексирования заключается в использовании информационной и структурной избыточности для повышения точности, надежности и помехозащищенности измерений при измерении одних и тех же или функционально-связанных навигационных параметров.

Широкому применению комплексных навигационных систем способствуют такие обстоятельства, как наличие на борту современного летательного аппарата большого количества разнообразных навигационных средств, разработка и совершенствование рекуррентных методов оптимальной фильтрации, улучшение качественных характеристик бортовой цифровой вычислительной машины, исследование точностных характеристик навигационных систем.

При полете группы ЛА необходимо знать их абсолютные и относительные координаты. Для определения взаимных координат между ЛА с помощью радиосистемы ближней навигации необходимо вводить дополнительный алгоритм обработки информации, с помощью которого погрешность измерения навигационных параметров приводится к допустимому значению.

Проводить испытания и эксперименты на начальных этапах удобнее и дешевле на виртуальных стендах; все физические измерители, датчики и навигационные системы на начальном этапе разработки заменяются здесь программными аналогами. Для работы стенда необходимо не только заменить бортовые устройства, датчики и измерители их программными моделями, но и осуществить взаимодействие модулей между собой.

В ОАО «ОКБ Сухого» создана первая очередь такого моделирующего стенда. Все программные модули хранятся в единой базе данных, а управляет работой всего стенда программный диспетчер. При проведении эксперимента инженеру необходимо выбрать те модули, которые участвуют в этом эксперименте, задать для них начальные условия, поставить время моделирования и запустить программу.

После того как программа промоделирует выбранный вариант эксперимента, результаты будут сохранены в базе данных. Для просмотра результатов используется программа вывода информации в виде графиков, причем инструментарий для исследования является достаточно широким, в частности, масштабирование, локатор, изменение цветовой палитры.

Алгоритм комплексной обработки информации системы определения взаимных координат (ОВК) включает в себя следующие алгоритмы:

запуск фильтра координатной информации;

запуск фильтра дальномерной информации;

экстраполяция оценок радиальных дальностей;

экстраполяция оценок относительных прямоугольных координат;

фильтрация дальномерной информации;

фильтрация координатной информации;

формирование сигнала «Готовность» фильтра дальномерной информации;

формирование сигнала «Готовность» фильтра координатной информации;

формирование выходной информации – оценок относительных дальностей, пеленгов и углов места.

В алгоритме фильтрации дальностей для вычисления оптимальной оценки взаимной скорости сближения было использовано комплексирование данных с двух навигационных измерителей [2]: инерциальной навигационной системы (ИНС) и спутниковой радионавигационной системы (СРНС).

Для измерения взаимной скорости сближения осуществляется совместная обработка информации ИНС и СРНС. Оптимальное комплексирование основано на использовании фильтра Калмана (ФК), который осуществляет оптимальную обработку навигационной информации от ИНС и СРНС.

На вход фильтра Калмана поступают разностные сигналы измерений ИНС и СРНС. За несущие сигналы были приняты сигналы с ИНС. ИНС принята за приоритетную навигационную систему, так как в алгоритме фильтрации координатной информации также осуществляется фильтрация по скоростям, полученным с выходов СРНС.

Разработанное программно-логическое обеспечение моделирующего стенда реализовано на языке программирования С++ из пакета Microsoft Visual Studio 7.NET под операционной системой Microsoft Windows 2000. Программный модуль реализован в виде динамической библиотеки DLL, что является необходимым условием для встраиваемого в математический стенд программного обеспечения.

Для анализа работы исходного и разработанного алгоритмов обработки взаимной скорости сближения двух самолетов были выведены выходные взаимные скорости сближения с 0-го на 2-й (разработанный алгоритм) и со 2-го на 0-й (исходный алгоритм).

Поскольку в алгоритмах обработки этих параметров использованы разные схемы фильтрации, анализ скоростей дал полную информацию о работе фильтров, построенных по разным схемам. Результаты моделирования представлены на рисунке.