«П о с в я щ а е т с я 6 5 -л е т и ю ОКБ имени Артема Ивановича Микояна ПРОБЛЕМЫ СОЗДАНИЯ ПЕРСПЕКТИВНОЙ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ - 2004 УДК 629.735.33 Проблемы создания перспективной авиационной техники. Сборник статей ...»

Фонд поддержки творческих инициатив студентов

П о с в я щ а е т с я 6 5 -л е т и ю

ОКБ имени Артема Ивановича Микояна

ПРОБЛЕМЫ СОЗДАНИЯ

ПЕРСПЕКТИВНОЙ

АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ

- 2004 УДК 629.735.33

Проблемы создания перспективной авиационной техники. Сборник статей научно – исследовательских, проектно-конструкторских и технологических работ студентов, молодых ученых и инженеров. / под ред. проф. Ю.Ю. Комарова, В.А. Мхитаряна, Р.Д. Лисина. - М.: Изд-во МАИ, 2004. - с.: ил.

В сборнике содержатся статьи научно – исследовательских, проектноконструкторских и технологических работ студентов, молодых ученых и инженеров, представленных на всероссийский открытый конкурс, посвященный 65летию ОКБ имени Артема Ивановича Микояна.

Работы участников сгруппированы по 11 разделам.

1. Проектирование, конструирование и производство авиационной техники 2. Аэродинамика и динамика летательных аппаратов 3. Физико-математические аспекты создания летательных аппаратов 4. Прочность летательных аппаратов 5. Экономические проблемы авиационного производства 6. Технологическая подготовка и производство изделий машиностроения 7. Проблемы разработки силовых установок самолетов 8. Перспективы развития бортового радиоэлектронного оборудования и систем управления 9. Качество и сертификация авиационной техники 10. Надежность и безопасность полетов 11. Человеческие ресурсы в авиации и космонавтике Совет по НИРС МАИ: Л.С. Гурьева, Г.А. Дубенский, Ю.Ю. Комаров (председатель), М.Ю. Куприков, В.З. Максимович, В.П. Махров, С.Л. Самсонович, Ю.Г.

Сосулин, А.А. Пунтус, А.М. Хомяков Рецензенты: С.В. Далецкий Издание осуществлено с авторских оригиналов, представленных на бумажных и магнитных носителях. Редакция не несет ответственности за ошибки авторов. Авторские оригиналы были подвергнуты предварительной корректировке, о которой авторы предупреждались заранее, в связи с чем никакие претензии не принимаются.

При перепечатке ссылка обязательна.

© Фонд поддержки творческих инициатив студентов ISBN _---_ МАИ, «ОКБ им. А.И. Микояна» – 65 лет В декабре 2004 года «ОКБ им. А.И. Микояна» исполняется 65 лет. За это время небольшой коллектив Опытно-конструкторского отдела Государственного авиационного завода № 1 (ГАЗ № 1) из примерно 60 человек во главе с Артемом Ивановичем Микояном, сформированных из сотрудников ОКБ главного конструктора Н.Н. Поликарпова и служб ГАЗ № 1, стал всемирно известным коллективом, создавшим лучшие и наиболее известные в мире истребители марки «МиГ». Помимо примерно 100 мировых официально подтвержденных рекордов, в том числе абсолютного рекорда высоты полета пилотируемого летательного аппарата при старте с земли 37650 м, побить который никто не смог уже более 25 лет, относятся и рекорды:

числа произведенных реактивных самолетов одной марки «МиГ» - более 55000 шт., числа произведенных реактивных истребителей одного типа (МиГ-15) – более 17500, числа произведенных сверхзвуковых истребителей одного типа (МиГ-21) – более 10000.

Коллективом ОКБ разработано более 450 проектов летательных аппаратов различных классов, из которых 170 типов построены в качестве серийных или опытных. В серийном производстве находилось около 90 типов самолетов или их основных модификаций.

К наиболее заметным проектам относятся:

• самолеты МиГ-1, МиГ-3 – первенцы ОКБ, созданные и освоенные в серийном производстве еще до начала Великой Отечественной войны. По максимальной скорости и высотности они опережали своих современников – истребителей Як-1 и ЛаГГ-3, не говоря уже о более старых истребителях ИИ-16, И153, составлявших основу истребительной авиации СССР. Эти самолеты достойно встретили агрессора и эффективно решали, особенно задачи ПВО, в первые годы войны.

• К концу Великой Отечественно войны микояновцы создали первый в стране (малая серия) истребитель И-250 с мотокомпрессорной силовой установкой (комбинация воздушного винта и реактивного двигателя, приводимых в движение поршневым двигателем), а сразу после окончания войны перехватчика с жидкостным реактивным двигателем (изделие «ИС»).

• МиГ-9 создан в 1946. Первый вылет был выполнен 24 апреля 1946 г., и в том же году проводилась подготовка военными летчиками к воздушному параду на 12 самолетах МиГ-9, построенных серийным заводом.

• ОКБ получило всемирную славу, создав лучший в мире реактивный истребитель МиГ-15. Превосходные боевые и эксплуатационные качества были успешно продемонстрированы во время войны в Корее. Новшества: стреловидное крыло и оперение, появление бустера (гидроусилителя) в системе управления. Этот самолет серийно производился на 10 авиазаводах СССР, Польше и Чехословакии, завоевал уважение и любовь ВВС многих стран мира, куда стал широко поставляться на экспорт. Некоторое количество МиГ-15 до сих пор используется ВВС и со снятым вооружением пилотамилюбителями ряда стран.

• Славу МиГ-15 продолжил МиГ-17, выпущенный также в большом количестве экземпляров – порядка 11000. Значительная часть парка МиГ-17 получила бортовую РЛС, а затем и управляемые ракеты класса «воздухвоздух».

• МиГ-19 – первый в стране сверхзвуковой истребитель. Впервые в системе управления отработано цельноповоротный стабилизатор и автомат регулирования передаточных чисел в зависимости от высоты и скорости полета, также самолет отличало стреловидное крыло с углом 60.

• МиГ-21 – наиболее массовый сверхзвуковой истребитель. Еще один мировой рекорд по длительности серийного производства (28 лет). В процессе серийного производства боевые возможности самолета значительно возросли, в серийном производстве находилось 4 типа двигателей, несколько типов автопилотов, радиолокаторов. Первый самолет ОКБ с крылом треугольной формы в плане, внедрен в серию регулируемый воздухозаборник. Создано большое количество модификаций (около 50, в том числе учебно-боевые самолеты, разведчики).

Отработана и внедрена система инструментального захода на посадку по данным РСБН экспериментальных самолетов, в т.ч. «аналог» СПС Ту-144. В 90-ые годы создана, отработана и реализована модернизация самолета с современным комплексом вооружения и оборудования. Самолет выпускался на 3-х заводах СССР и по лицензии в Индии, Китае и Чехословакии, поступил по экспорту на вооружение ВВС почти 50 стран мира. В настоящее время эксплуатируется свыше 2000 самолетов советской и индийской постройки, а также значительное количество самолетов китайского производства, в Китае создаются новые модификации самолета. На этом типе самолетов установлены первые зарегистрированные мировые рекорды. В последние годы разработана и реализована коренная модернизация самолета с установкой современного оборудования в т.ч. РЛС «Копье».

• МиГ-23 – первый в мире легкий истребитель с крылом изменяемой геометрии и первый в стране легкий истребитель и перехватчик с РЛС, работающей на фоне земли, теплопеленгатором обнаружения цели для роста помехозащищенности и обеспечения скрытых атак, ракетами «воздух-воздух»

как средней, так и малой дальности с радиолокационными и инфракрасными системами наведения. На базе истребителя созданы несколько вариантов истребителя-бомбардировщика МиГ-23БН, БМ и МиГ-27, а также учебнобоевой вариант. Всего построено около 6000 самолетов на 3-х заводах в России и по лицензии в Индии. В процессе серийного производства изменялись как конструкция самолета (три редакции крыла), так и фюзеляжа (облегченные варианты МиГ-23МЛ), проводилась значительная модернизация, например, основная часть парка МиГ-23МЛ модернизована в облик МиГМЛД, а МиГ-27 – в МиГ-27Д.

В конструкции самолета широко использовались сварные силовые стальные конструкции бак-отсеков, разработаны уникальный узел поворота крыльев, основные стойки шасси, внедрен ряд систем и агрегатов, повышающих уровень безопасности полета (синхронизация разворота и консолей крыльев, система ограничения углов атаки и т.д.).

МиГ-25 – в вариант перехватчика и разведчика обладал уникальными высотно-скоростными характеристиками – максимальной скоростью – км/час и потолком до 23 км. На этом типе самолета установлено около 40 мировых рекордов – больше, чем на любом другом самолете марки «МиГ».

Конструкторам пришлось решить большое количество научнотехнических проблем, обеспечивающих решение задач и многократных длительных полетов с высокой сверхзвуковой скоростью.

Основными конструкционными материалами стали нержавеющая сталь и титан. Потребовались значительные усилия по обеспечению работы силовой установки в условиях высоких температур, созданию новых неметаллических материалов, мощной системы кондиционирования.

По уровню автоматизации полета, в том числе основных боевых режимов, самолет в то время в нашей стране не имел аналогов.

Высокую эффективность перехвата, особенно высотных скоростных целей обеспечивали мощный РЛС «Смерч», гиперзвуковые ракеты «воздухвоздух» К-40, автоматическая поддержка наведения от назначенных систем.

Большое количество новаций было реализовано при создании разведывательного и навигационного оборудования разведчиков.

Были созданы новые модификации перехватчика, разведчики превратились в разведчики-бомбардировщики, создавались новые целевые варианты самолета, в том числе учебно-боевые и самолет прорыва ПВО. Самолеты поставлялись на экспорт и показали высокую эффективность в региональных конфликтах.

На Нижегородском авиационном заводе «Сокол» построено около самолетов.

Самолет МиГ-29 можно уверенно считать шедевром российской оборонки конца 70-ых годов. Этот самолет IV поколения по уровню летнотехнических и маневренных характеристик, комплексу оборудования и вооружения до настоящего времени находится в ряду лучших истребителей мира.

Самолет построен по «интегральной» аэродинамической схеме, способен выполнять такие фигуры, как «кобра», «колокол», обладает трехканальной прицельной системой, высоким уровнем боевой живучести.

Самолет обладает одним из самых высоких в мире уровнем надежности, за последние годы успешно реализуются такие программы как:

дальнейший рост надежности и безопасности полета, продление ресурса планера, двигателя и основных систем, внедрением новой модификации двигателя модульной конструкции, обеспечение современной логической поддержки, снижение стоимости эксплуатации, в том числе за счет перехода на эксплуатацию «по состоянию» и упрощению обслуживания, внедрения новых систем контроля, оценки состояния, ввода полетной информации и т.д., разработка и развитие комплексов технического обучения и тренировки.

Разработаны и внедрены мероприятия, позволяющие внедрить более совершенное оружие, такое как ракета «воздух-воздух» средней дальности с активной радиолокационной головкой самонаведения, увеличению массы бомбовой нагрузки, установлена аппаратура, обеспечивающая взаимодействие в соответствии со стандартами НАТО-ИКАО.

В последние годы с успехом реализуется программа коренной модернизации МиГ-29СМТ. Вводится система дозаправки в воздухе, увеличивается емкость топливных баков, устанавливается практически новый комплекс оборудования, построенного по принципу «открытой архитектуры», в том числе внедрению новой РЛС «Жук».

Несмотря на то, что в первой половине 90-х годов ситуация значительно ухудшилась и государственное финансирование практически прекратилось, буквально чудом удалось создать и поднять в воздух опытно-экспериментальный МФИ – самолет 1.44. и сделать значительные шаги, включая постройку 2-х экземпляров и получение сертификата ВВС РФ самолётом МиГ-АТ.

Однако, задел, созданный в ОКБ «им. А.И Микояна» позволил увеличить экспорт. Не столь простыми оказались и вопросы экспорта. От поставок самолёт в техническом лице, утверждённых ВВС СССР пришлось, начиная с контракта на поставку МиГ-29 в Малайзию, создавать комплектации требуемых национальными ВВС, в том числе связанных с установкой западного и/или национального оборудования. Это обстоятельство сыграло свою роль в объединении в 1995 г. ОКБ «Микояна» и МАПО в единую корпорацию РСК «МиГ».

Ситуация к лучшему стала меняться в последнее время. Подписан достаточно крупный заказ на поставку самолётов МиГ-29 К/КУБ в Индию, на финише подготовка к заключению ещё ряда контрактов, получен сертификат МО России по самолёту МиГ-АТ, увеличение бюджета МО на закупку и модернизацию новой технике позволяет более оптимистично оценивать возможности модернизации самолётов Миг-29 и Миг-31, закупок МиГ-АТ и проведению работ по новой технике.

Организована работа по целому ряду новых направлений с использованием высоких технологий, в том числе создание систем логической поддержки, СТО, комплексов наземной поддержки. Разработана цифровая СДУ для самолета МиГ-29 с ОВТ.

Динамика развития корпорации, в сочетании с общей нормализацией ситуации в России, позволяет РСК «МиГ» сохранить свою славу, оставаясь в числе ведущих мировых фирм в области создания боевых самолётов.

ОРГКОМИТЕТ ВСЕРОССИЙСКОГО КОНКУРСА

председатель, генеральный директор - генеральный конструктор Никитин Н.Ф.

Матвеенко А.М. сопредседатель, профессор, чл.-корр. РАН, ректор МАИ зам. председателя, директор Департамента по управлению челоКасьянова М.К.

Комаров Ю.Ю. зам. председателя, профессор МАИ, академик РАПК 1-й зам. генерального директора - генерального конструктора по Цюпко Ю.А.

1-й зам. генерального директора - генерального конструктора – Барковский В.И.

директор Инженерного центра «ОКБ им. А.И. Микояна»

Сапоженков А.Г. директор Производственного центра им. П.А. Воронина Начальник Управления трудовых отношений Департамента по Виноградов В.М.

управлению человеческими ресурсами РСК «МиГ»

Арсеньев А.А. Директор учебного центра РСК «МиГ»

Бойцов Б.В. профессор, вице-президент РАПК, заведующий кафедрой МАИ Фирсов В.А. профессор МАИ Куприков М.Ю. профессор, заведующий кафедрой МАИ Мальчевский В.В. профессор, заведующий кафедрой МАИ генеральный менеджер представительства SAE в РФ, вицеКсеневич И.П.

Сосулин Ю.Г. профессор МАИ Большагин Н.П. доцент МГТУ им. Н.Э.Баумана Красоткин А.А. доцент, зам. заведующего кафедрой МАИ Тимирязев В.А. профессор МГТУ «Станкин»

Пунтус А.А. профессор МАИ профессор, нач. сектора Инженерного центра «ОКБ им. А.И. МиСиневич Г.М.

Максимович В.З. доцент МАИ Орлов Е.И. вед. конструктор Инженерного центра «ОКБ им. А.И. Микояна»

Демьянова Е.Б. начальник ОТО Инженерного центра «ОКБ им. А.И. Микояна»

Дубенский Г.А. доцент МАИ Смирнов Е.С. нач. отдела Инженерного центра «ОКБ им. А.И. Микояна»

Далецкий С.В. начальник отдела ГосНИИ ГА Померанцев Ю.И. нач. отдела Инженерного центра «ОКБ им. А.И. Микояна»

Черкай И.Ю. инженер ОТО Инженерного центра «ОКБ им. А.И. Микояна»

Лисин Р.Д. инженер отдела НИРС МАИ Семенихина Т.В. нач. отдела НИРС МАИ Семенова Т.В. ведущий инженер отдела НИРС МАИ Мхитарян В.А. зам. председателя Совета по НИРС МАИ Проектирование, конструирование и производство авиационной техники Московский авиационный институт (государственный технический университет)

МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОСНОВНЫХ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ

И ВЕСОВЫХ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ ИСТРЕБИТЕЛЯ

НА НАЧАЛЬНОМ ЭТАПЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

Данная работа посвящена разработке принципа определения обобщенных проектных параметров истребителя на стадии предварительного проектирования.

Актуальность проблемы определения основных проектных параметров самолета на стадии предварительного проектирования заключается в важности правильного выбора базовых параметров будущего проекта, обуславливающих наилучшие показатели качества при удовлетворении заданным тактикотехническим требованиям (ТТТ).

Говоря о любом боевом авиационном комплексе, можно сказать, что основным параметром, характеризующим его показатель качества (совершенства), является целевая эффективность (Е). Целевая эффективность характеризует возможности АК по выполнению возложенных на него боевых задач и определяется как произведение основных составляющих эффективности боевого авиационного комплекса (см. формулу 1):

Где, ЕС – эффективность самолета, как транспортного средства; ЕВООР – эффективность вооружения, применяемого при выполнении боевой задачи; ЕБРЭО – эффективность бортового радиоэлектронного оборудования самолета, включающая РЭБ, РЛС, и другое оборудование обнаружения, опознавания и наведения.

Поскольку непосредственный расчет функции эффективности не относится к теме данной работы, будем рассматривать ЕС – эффективность самолета как транспортного средства, с точки зрения параметров прямо или косвенно входящих в ее определение – набором его летно-технических характеристик, таких как: характерная скорость полета (максимальная у земли и на высоте, крейсерская до- и сверхзвуковая); характерная дальность полета на определенном режиме, характеризующая боевой радиус действия, участвующий в расчете целевой эффективности; разгонные и маневренные характеристики.

Характерная дальность полета, в свою очередь, является функцией аэродинамического совершенства самолета (“адаптирования” аэродинамической схемы к конкретному режиму полета), удельного расхода топлива (для конкретных двигателей) и относительного запаса топлива (mТ/ m0). Разгонные и маневренные характеристики истребителя определяются, прежде всего, видом перегрузочной поляры (см. рис.1).

(проектными) параметрами самолета явnx ляются: SОМ – площадь омываемой поРис.1 Перегрузочная поляра верхности самолета, характеризующая как аэродинамическое сопротивления трения, так и вес самолета; GПУСТ – вес пустого самолета; VС – объем самолета, характеризующий вес конструкции самолета.

Принятая, на первый взгляд странная, приоритетность параметров имеет под собой веские основания, дело в том, что именно три этих основных величины самолета определяют его размерность.

Другими важными конструкторскими параметрами (критериями) самолета являются: PS – нагрузка на крыло; P0 – тяговооруженность (при этом, то, какой из весов самолета брать, оговаривается отдельно в условиях корректности);

БК – относительное геометрическое удлинение базового крыла; SБК – площадь базового крыла; SМИД – площадь миделевого сечения самолета (очень важная величина для самолета имеющего крейсерскую сверхзвуковую скорость); – относительное сужение крыла; ПК – стреловидность крыла по передней кромке; SПЛАН – площадь плановой проекции самолета (на первоначальном этапе позволяющая определить площадь омываемой поверхности); PФ – суммарная форсированная тяга двигателей (двигателя); GБОЕВ – “боевой” взлетный вес, рассчитывается с 0.5Gт.норм и боевой нагрузкой при нормальном взлетном весе;

GМАКС. ВЗЛ – максимальный взлетный вес; GТ. ВНУТР. – максимальный вес топлива во внутренних баках самолета; GТ.НОРМ – вес топлива при нормальном взлетном весе самолета;

Используя описанные параметры, находят критерии: P0б – “боевая” тяговооруженность (PФ/GБОЕВ); PSб – “боевая” нагрузка на крыло (GБОЕВ/ SБК);

GБОЕВ/(Cy*SБК) – удельная нагрузка на несущие свойства, критерий оценивает маневренные возможности самолета, является более корректным определением нагрузки на крыло, т.к. учитывает кроме площади крыла еще и его конфигурацию; KМАН=P0б*/PSб – коэффициент маневренности (также, как и предыдущий критерий позволяет оценить маневренность самолета), характеризует вид перегрузочной поляры; PФ/SОМ – отношение форсированной тяги двигателей к площади омываемой поверхности, критерий характеризующий, как разгонные, так и маневренные характеристики самолета, влияет на вид перегрузочной поляры;

КИНТ – коэффициент интегральности (КИНТ=2*SПЛАН/SОМ) (критерий оценивает степень совершенства аэродинамической компоновки, ее “уплощенность”). Высокие значения коэффициента интегральности говорят о большей роли омываемой поверхности участвующей в создании подъемной силы.

Для определения области существования обобщенных проектных параметров будем использовать известные параметры прототипов. В качестве прототипов для сравнения возьмем истребители 4-го, 4+ и 5-го поколения, МиГ-29, “Рафаль”, F/A-18E, EF-2000, F-22A, Х-32 и Х-35.

Как уже было сказано выше, основным комплексным показателем истребителя является его перегрузочная поляра, однако ее расчет на стадии предварительного проектирования невозможен, из-за отсутствия точных данных о весе и аэродинамических характеристиках. Однако можно выделить критерии, напрямую влияющие на вид перегрузочной поляры, оценка которых вполне возможна на первоначальном этапе проектирования.

К таким критериям можно отнести: GПУСТ/(Cy*SБК) – удельная нагрузка на несущие свойства, по весу пустого самолета, критерий влияющий на характеристики виража, при этом считается, что крылья всех самолетов участвующих в сравнении равно-механизированы, т.е. влияние механизации передней и задней кромок на характеристики виража - равное; RПУСТ=PФ/GПУСТ – тяговооруженность по весу пустого самолета (конструкторский критерий дающий представление об уровне совершенства принятых конструктивнокомпоновочных решений), влияет на разгонные характеристики.

Выбор таких, странных на первый взгляд, критериев, может показаться не совсем целесообразным, в частности не сразу удается постичь смысл и физичность веса пустого самолета, в качестве параметра входящего в критерии определяющие вид перегрузочной поляры. Однако такой выбор является вполне оправданным, т.к. например, выбрав вместо веса пустого самолета, взлетный или боевой вес, можно совершить ошибку, обусловленную несколькими особенностями.

Во первых, взлетный вес самолета зависит от типа истребителя и, как следствие, от требований по достижению определенной дальности полета и его нормальной боевой нагрузки, т.к. взлетный вес определяется нормальным запасом топлива необходимым для полета на определенную дальность с нормальным весом боевой нагрузки. Так, например, нельзя сравнивать характеристики маневренности самолетов Су-27 и МиГ-29, при нормальной заправке топливом, которая составляет 3000 и 5000 кг. Таким образом, не корректным было бы сравнение маневренных характеристик этих истребителей при нормальном взлетном весе, учитывая, что один них является истребителем тяжелой весовой размерности, а другой легкой.

И, во вторых, сравнение маневренных характеристик самолетов при боевом весе также не корректно, т.к. боевой вес зависит от нормального взлетного веса, и рассчитывается с запасом топлива равным 50% от нормального запаса.

На рис. 2 изображена зависимость тяговооруженности по весу пустого самолета от нагрузки на его несущие свойства. Из данной диаграммы видно, что при переходе от старого к новому поколению истребителей уменьшается нагрузка на несущие свойства и увеличивается тяговооруженность по весу пустого самолета, кроме того, показаны линии равных характеристик установившегося виража, характеризующиеся критерием RПУСТ*(Cy*SБК/GПУСТ)=const.

Критерий возможных разгонных характеристик Из рис. 2 можно сделать вывод, о том, что при у современных истребителей перегрузочные поляры во всех отношениях (разгонные характеристики, характеристики установившегося и неустановившегося виража) превосходят аналогичные показатели истребителей предыдущих поколений.

Так в принятой классификации соответствия конкретных самолетов разным поколениям истребителей видно, что если за уровень 100% критерии лучших представителей истребителей 4-го поколения, то при переходе к поколениям 4+ и 5, критерии определяющие разгонные характеристики увеличились на 19 и 43% соответственно, а критерии определяющие характеристики установившегося виража увеличились на 25 и 70% соответственно.

Таким образом, область существования критерия RПУСТ для истребителей 5-го поколения лежит в диапазоне - RПУСТ=1.9-2. Следовательно, при выбранном типе и количестве двигателей можно определить необходимый диапазон параметра GПУСТ, после чего, с учетом конструктивно-компоновочных и аэродинамических требований, подбирается соответствующее значение произведения Cy*SБК. При этом значение Cy, зависит от всей аэродинамической компоновки в целом, однако в первом приближении Cy может быть посчитано панельным методом по форме плановой проекции.

При этом необходимо помнить, что GПУСТ, является функцией SОМ, которая в свою очередь зависит от SПЛАН.

Говоря об определении проектных параметров истребителя, необходимо сказать о необходимости рационального, с точки зрения предъявляемых характеристик, сбалансированного сочетания всех вышеперечисленных критериев.

Таким образом, при известном диапазоне базовых параметров и критериев, имеется дальнейшая возможность определить область существования основной части проектных параметров.

Остальные параметры самолета определяются исходя из конструктивно компоновочных ограничений с учетом области существования этих параметров ограничивающей их диапазон.

В результате проведенной работы были выработаны рекомендации и последовательность действий при выборе обобщенных проектных параметров самолета, на стадии предварительного проектирования, на основе существующих прототипов.

Этот метод позволяет определить область существования и диапазон изменения проектных параметров самолета применяемых на стадии предварительного проектирования.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ВОЗМОЖНАЯ СХЕМА СВВП ОБЩЕГО НАЗНАЧЕНИЯ.

Анализ современного рынка авиационных услуг показывает, что в связи с ростом городов, повышением динамики жизни, увеличением количества людей, готовых платить за мобильность все большее значение приобретает концепция доставки «от двери до двери». Эта концепция минимизирует непроизводительное время в пути: ожидания в аэропорту, доставка грузов и людей от аэропорта к месту назначения и обратно. Последнее особенно актуально в связи с ростом городов, удаление аэропортов от центров мегаполисов, удорожанием земли, которая требуется для строительства новых аэродромов. Следует учесть также, загруженность автострад, по которым в основном доставляются пассажиры.

Эту концепцию реализуют аппараты вертикального взлета и посадки. Поэтому в последнее время разработано большое число проектов СВВП административного класса и легких вертолетов, которые дополняют самолеты АОН.

На рынке АТ сложилась ситуация, когда вертолеты не удовлетворяют заказчика по параметрам скорости и дальности, а проектируемые СВВП обладают очень большой стоимостью и некоторые проекты (например, TW-68), были закрыты по этим причинам. Таким образом, на рынке есть ниша для вертикально взлетающего аппарата, превышающего по своим дальностноскоростным характеристикам легкий вертолет и обладающего сравнимой с ним стоимостью и массой целевой нагрузки, т.е. аппарата промежуточного по основным ЛТХ между вертолетом и самолетом АОН.

В общем, можно сказать, что современные СВВП пытаются составить конкуренцию самолетам обычного взлета и посадки административного класса с турбовинтовыми двигателями. Современные проекты рассчитаны на перевозку 12-20 пассажиров со скоростью 500-700 км/ч на дальности более 1200 км.

Аппараты меньшей размерности остались в качестве экспериментальных разработок. Но, судя по появлению все новых и новых проектов легких самолетов и вертолетов, СВВП малой размерности будут также востребованы. Попыток конкурировать с самолетами АОН в последнее время не предпринималось. Однако актуальность создания недорогого аппарата вертикального взлета и посадки, который смог бы одновременно решать задачи как возложенные на самолеты АОН, так и на вертолеты представляется значительной. Создание такого аппарата позволило бы значительно сократить номенклатуру используемых типов АТ, т.е. сократить затраты. В России система частной авиации и авиации АОН находится в периоде становления и выбор правильной стратегии развития в начале пути позволяет построить транспортные системы высокой эффективности.

В нашей стране создание СВВП особенно актуально, из-за исключения из эксплуатации большого числа аэродромов, построенных в советское время, и слаборазвитой системы аэродромов на пространствах большой протяженности.

Системным решением этой проблемы могло бы стать максимальное использование более развитой автомобильной инфраструктуры (например, заправочной и ремонтной) для нужд авиации, что также возможно лишь при создании аппаратов вертикального взлета и посадки.

С учетом всего вышеизложенного разумными представляются следующие требования к новому летательному аппарату:

1. Пассажировместимость на уровне легкового автомобиля 4-5 чел (мировой рынок индивидуальных средств передвижения показал, что это оптимальное количество человек на борту и автомобилей (яхт, самолетов) с такой вместимостью продается больше всего).

2. Дальность в нише между вертолетами и самолетами АОН, т.е. 500-1000 км.

3. Скорость в нише между вертолетами и самолетами АОН, т.е. 250-450 км/ч.

4. Возможность быстрого переоборудования для решения различных задач.

5. Минимизация стоимости аппарата, для повышения конкурентоспособности.

6. Минимизация уровня шума, для использования в черте города.

7. Возможность использования с неподготовленных площадок.

8. Отсутствие открытых вращающихся лопастей.

Для создания ЛА с такими характеристиками предлагается новая аэродинамическая схема, в которой подъемная и маршевая системы разделены, что широко применяется на реактивных СВВП, и фактически не применялось для винтовых СВВП. Подъёмная система состоит из четырех винтов, расположенных в горизонтальной плоскости на режиме взлета (см. рис. 1). Маршевая система состоит из двух передних винтов расположенных в вертикальной плоскости на режиме горизонтального полета (см. рис. 2).

В схеме проектируемого СВВП используются винты со средней нагрузкой на винты на режимах взлета-посадки. Диапазон нагрузки на ометаемую площадь средненагруженных винтов 100-150 кг/м2. Такие винты совмещают в себе возможность получения высоких значений нагрузки на мощность и меньший, чем у легконагруженных (вертолетных) винтов диаметр. Учтем также, что такие винты можно использовать в населенных пунктах по условиям шума. Рекомендуемая верхняя граница нагрузки по этому параметру – 120 кг/м2. Средненагруженные винты обладают также хорошими характеристиками подрыва, что необходимо при аварийной посадке с отказом двигателя.

Система, состоящая из четырех винтов на нулевых и малых скоростях, будет обладать хорошими характеристиками управляемости, что важно для режимов точного пилотирования. Для снижения потребной взлетной мощности используются средства усиления тяги. Передняя пара винтов выполнена по схеме «винт в кольце», а задняя по схеме «винт в коротком канале». Задняя пара винтов имеет больший, чем передняя, диаметр и установлена неподвижно в горизонтальной плоскости. Передняя пара винтов выполнена поворотной и располагается в горизонтальной плоскости на взлетно-посадочных режимах, и в вертикальной – на режимах горизонтального полета. При переходе к горизонтальному полету мощность от двигателей постепенно перераспределяется к передним винтам, и в конце переходного режима задние винты отключаются, и их каналы закрываются сворками, вписываясь в обводы крыла. Такая компоновка обладает преимуществами: отсутствием необходимости поворота потока на наиболее энергоемких режимах, возможностью оптимизации задних винтов для условий висения; использованием при взлете винтов, работающих в горизонтальном полете.

Положение и ось вращения передних винтов выбирается из условий удобства загрузки, обзора пилота, условий балансировки в горизонтальном полете. Заметим, что в такой схеме нет открытых вращающихся лопастей, а это уменьшает вероятность несчастных случаев, и снижают уровень шума от винтов.

Крутящий момент от двигателей сдается на редуктор, который распределяет мощность к винтам, он же служит для синхронизации мощности при отказе одного из двигателей. Ось вращения передней пары колец с винтами пересекается с осью качающегося поворотного редуктора, передающего вращение к винтам. Так как в такой схеме трансмиссии нет необходимости поворачивать двигатели, она получится более простой, чем на двухвинтовых СВВП.

Крыло выбирается с большой бортовой хордой и профилем большой относительной толщины для возможности размещения внутри канала заднего винта. Большая площадь крыла обеспечит малую нагрузку на крыло, что даст возможность совершать переход от режима взлета к режиму горизонтального полета на малых скоростях, а это важно, потому что с повышением скорости быстро нарастает импульсное сопротивление задних винтов.

Для управления шагом четырех винтов и углом поворота передних колец устанавливается ЭДСУ, на которую возлагаются задачи обеспечения устойчивости и управляемости не только на режимах взлета, посадки и висения, но и на режимах горизонтального полета. Так как нет необходимости вводить аэродинамическую систему управления и хвостовое оперение, которые будут «мертвым грузом» на взлетных режимах. Но при этом следует заметить, что в зоне своей эффективности система «винт в кольце» при входе на режимы косой обдувки (колебания угла атаки и рыскания) будет создавать возвращающий момент, т.е. будет статически устойчивой.

При выборе рациональном выборе геометрии коллекторов на передних и задних винтах можно получить прирост тяги на 15-20% по сравнению с изолированным винтом. Кроме увеличения тяги системы использование тяговых коллекторов значительно повышает КПД винтов на режиме статической тяги.

Это связанно с уменьшением концевых потерь и потерь на сужение струи за винтом, при этом КПД очень высокое и достигают 0,92. Заметим, что для изолированных винтов, применяемых на зарубежных СВВП, значение КПД на режимах висения лежит в пределах 0,6-0,75.

В данном проекте тяговые коллекторы применены на винтах со средней нагрузкой на винт. Это значительно отличает проект от всех предыдущих аппаратов, использовавших систему «винт в кольце» на тяжелонагруженных винтах.

Например, широко известный Белл Х-22А с четырьмя поворотными винтами в кольцах имел нагрузку на винты около 460 кг/м2, при нагрузке на мощность всего 1,36 кг/л.с., а аппарат VZ-4DA обладал р=597 кг/м2, при q=1,63 кг/л.с.

Применение же тяговых коллекторов на винтах со средней нагрузкой на площадь позволило получить в проектируемом аппарате при тяговооруженности около 1,15 значение параметра нагрузки на мощность q=3,1 кг/л.с., что вплотную приближается к вертолетным значениям, несущая система, которых максимально хорошо отвечает режимам пилотирования на околонулевых скоростях. Этот параметр является интегральной оценкой эффективности несущей системы на режиме взлета. Нагрузка на мощность у проектируемого аппарата в 1,4-1,8 раза выше, чем у других проектов СВВП, и это является его значительным преимуществом. Например, это позволяет эффективно решать задачи связанные с применением режимов висения.

Более того, уменьшение мощности двигателей в данной схеме позволяет компоновать силовую установку из авиационных поршневых двигателей, что применяется на вертолетах, и почти никогда ранее не применялось на СВВП.

Уменьшение мощности двигателей, и тем более переход к поршневым двигателям снизит стоимость аппарата и эксплуатационные расходы, а значит, повысит экономическую отдачу аппарата. Выбор поршневых двигателей позволит также частично использовать автомобильную инфраструктуру ремонта.

Как видно из рис. 2, у аппарата нет горизонтального и вертикального оперения. Это связано с тем, что предложена новая схема балансировки аппарата, что является несомненным новшеством. Как известно, самолет совершает горизонтальный полет, когда он сбалансирован по моментам. Момент самолета без ГО обычно пикирующий, что для его гашения заставляет выносить центр давления вперед, но тогда у самолета без ГО и фокус впереди центра тяжести, и аппарат неустойчив.

В проекте из-за выноса вектора тяги ниже центра тяжести момент самолета без ГО кабрирующий, центр давления находится за центром тяжести, и можно так подобрать параметры крыла, что и фокус будет за центром тяжести, т.е. аппарат является устойчивым и сбалансированным. При каждом режиме полета можно подобрать такой угол поворота колец и их тягу, что условие балансировки сохранится. На рис. 3 качественно показана схема сил действующих на аппарат.

В общем, предложенная схема представляет собой оригинальное сочетание уже известных принципов на новом этапе развития авиационной техники, и при дальнейшей оптимизации облика и летно-технических характеристик, она позволит решать поставленные задачи.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ЗАДАЧА ОЦЕНКИ ВЛИЯНИЯ

МНОГОФАКТОРНОЙ НЕОПРЕДЕЛЕННОСТИ

НА ВЫБОР ОБЛИКОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ДСА

Специфика создания и применения любой сложной технической системы, в частности, двухсредного ЛА (ДСА), приводит к проблеме выбора проектного решения в условиях многофакторной неопределенности, обусловленной действием неконтролируемых факторов связанных, как со средой, так и с целью. Область применения ДСА характеризуется действием широкого спектра неконтролируемых факторов различной природы, с различными информационными ситуациями, с разными законами и диапазонами их изменения. Условия функционирования ДСА могут указываться лишь приблизительно, представляя в наиболее общем случае нечеткое множество. Любая попытка конкретизации численных значений неконтролируемых факторов действующих на ДСА вносит определенный субъективизм со стороны проектанта, и это в свою очередь, приводит к неоднозначности в выборе проектных решений.

В данной работе рассматривается задача выбора обликовых характеристик ДСА в условиях многофакторной неопределенности на стадии предпроектных исследований. Целью задачи является определение потребного запаса топлива для выбранной схемы ДСА (задан тип силовой установки) обеспечивающий выполнение целевой задачи с требуемой эффективностью. В качестве критерия эффективности рассматривается вероятность выполнения целевой задачи. Движение ДСА установившееся, прямолинейное с постоянной скоростью Va в упрежденную точку встречи. ДСА движется в вертикальной плоскости. Цель движется горизонтально со скоростью V, с начальными координатами: дальность x и глубина y.

Номенклатурное множество неконтролируемых факторов задано в виде:

WN = {начальная дальность (x), начальная глубина (y), скорость движения (V) } (1) Относительно неконтролируемых факторов x,y,V приняты следующие информационные гипотезы [1,2]:

I1 : x – случайная величина, закон распределения которой – нормальный, известны математическое ожидание и среднеквадратическое отклонение;

I 2 : y – данный случайный фактор изменяется на интервале (0, H ), где H максимально допустимая глубина; этот фактор может быть антагонистическим;

I 3 : V – об этом факторе есть априорная информация о его распределении по закону Рэлея с известным среднеквадратическим отклонением, этот фактор может проявлять себя антагонистически.

Области изменения значений неконтролируемых факторов выражаются условиями:

Одним из методов принятия проектных решений является использование операторов свертки неконтролируемых факторов. К одному из недостатков ограничивающих область применения данного метода можно отнести то, что он не снимает неопределенность информационной ситуации, т.к. выбор оператора свертки является волевым решением проектанта. Это положение иллюстрируется применением различных операторов свертки к рассматриваемой задаче для двух неконтролируемых факторов x и V (рис.1).

Здесь М-Г модальный оператор свертки по x, оператор Гурвица по V; ММ модальный оператор свертки по x, модальный оператор свертки по V; М-ХЛ модальный оператор свертки по x, оператор Ходжеса-Лемана по V; С-Г оператор Сэвиджа по x, оператор Гурвица по V; С-С оператор Сэвиджа по x, оператор Сэвиджа по V; С-Г оператор Сэвиджа по x, оператор Ходжеса-Лемана по V.

Этот пример наглядно демонстрирует как при использовании различных операторов свертки изменяется искомое проектное решение. Очевидно что давать какие-либо рекомендации даже на стадии предпроектных исследований на основании использования сверток неконтролируемых факторов некорректно, т.к.

разброс по значениям определяемого проектного решения существенно больше допускаемых «инженерных» погрешностей (10%).

В данной ситуации более корректным представляется использование статистических методов для решения данной задачи. Предлагаемый подход основывается на расчете n-мерного интеграла оценки вероятности, где n-число неконтролируемых факторов. Для данной задачи он имеет вид:

где mTA - предполагаемый потребный запас топлива, mT - фактическая масса топлива, V - скорость цели,: x, y - начальные координаты цели.

Методика определения массы топлива ДСА (силовая установка - РДТТ) в общих чертах приводится в работах [2,4]. Необходимо обратить внимание на необходимость учета влияния глубины на характеристики ДУ.

Вычислив данный интеграл можно оценить величину потребного запаса топлива. Оценка величины потребного запаса топлива проводится путем итерационного изменения предполагаемого потребного запаса топлива mTA до тех пор, пока значение вероятности выполнения целевой задачи полученное в результате вычисления интеграла не будет больше либо равно заданному.

Для более удобного и наглядного представления полученных результатов введем понятие области достижимости. Под областью достижимости [1-3] будем понимать область значений неконтролируемых факторов при которых аппарат с заданными характеристиками гарантированно выполняет целевую задачу.

Построение области достижимости для трех неконтролируемых факторов (x,y,V) представлено на рис. Графическое построение области достижимости возможно для трех или менее неконтролируемых факторов, однако само понятие области достижимости универсально и неограниченно числом неконтролируемых факторов. Анализ полученной области позволяет проектанту определить возможные «слабые места» аппарата. Одно из преимуществ предложенного подхода заключается в возможности оперативно просчитать к каким последствиям приведет возможное изменение номенклатуры неконтролируемых факторов; информационных ситуаций; законов и/или диапазонов их изменения. Предлагаемый метод дает приемлемую для предпроектных исследований точность и его результаты хорошо согласуются с практикой.

1. Тарасов Е.В., Устинов С.А., Шипов О.В. Общее проектирование двухсредных аппаратов.

– М.: МАИ, 1992.

2. Тарасов Е.В., Балык В.М. Методы проектирования летательных аппаратов. - М., 3. Трухаев Р.И. Модели принятия решений в условиях неопределенности. – М.: Наука, 1981.

4. Дубенец С.А., Гаранин И.В. Двигательные установки подводных аппаратов. – М.,МАИ, Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ПРОЕКТИРОВАНИЕ УНИВЕРСАЛЬНОГО ЗАМКА

БАЛОЧНОГО ДЕРЖАТЕЛЯ

В настоящее время разработаны ухватные и безухватные способы подвески грузов на наружные держатели самолета. Большинство грузов подвешиваются традиционным ухватным способом, но технически более эффективным является безухватный способ подвески. Такая подвеска имеет следующие преимущества:

- улучшаются летно-технические характеристики самолёта за счет уменьшения аэродинамического лобового сопротивления;

- значительно уменьшается время подготовки самолёта к вылету за счёт упрощения подвески груза на держатель.

Но, наряду с представленными достоинствами, существуют и некоторые сложности, которые не позволяют проектировать замки, обеспечивающие исключительно безухватный способ подвески. Дело в том, что на сегодняшний день на авиационных складах находится огромное количество грузов, рассчитанных именно на традиционный способ подвески, изменить который в абсолютном большинстве случаев практически невозможно. В то же время выпуск современных грузов производится с расчетом именно на безухватную подвеску, однако полное обновление подвесного оборудования летательных аппаратов является делом отдаленной перспективы. и в настоящее время переход сразу к безухватному способу подвески грузов практически не осуществим.

Кроме того, учитывая, что все новые конструкции замков должны найти применение на самолетах пятого поколения, отделение грузов на которых происходит при больших скоростных напорах и сверхвысоких перегрузках, к ним предъявляются специальные требования по надежности удержания груза в транспортировочном положении, и, самое главное, –это обеспечение принудительного пиротехнического отделения груза с вертикальной скоростью Vy не менее 3 м/с.

На рис. 1 представлен общий вид конструкции замка, включающий в себя следующие основные узлы: коробчатый корпус 1; пиросистема, состоящая из пирокамеры 2, трубопроводов 3, дросселей 4, (позволяющих регулировать усилие отталкивания в зависимости от веса груза), 2-х блоков пиротолкателей, (каждый из которых представляет собой двухступенчатый телескопический толкатель 5, заключенный в литой корпус пироцилиндра 10), пиротехнического поршня открытия замково-стопорного устройства (ЗСУ) 6; самого ЗСУ 7; силовых крюков 8, 13 и элементов электрической связи.

Рис. 1 Универсальный замок балочного держателя Для исключения поперечных колебаний при безухватной подвеске на замке предусмотрены подпружиненные антивибраторы 9, которые отрабатывают зазор между заделкой груза и корпусом пиротолкателя. В качестве энергоисточника используются четыре пиропатрона марки ППЛ-Т, которые заряжаются в горизонтальные цилиндрические обоймы 11. Для осуществления сигнализации наличия груза на точке подвески предусмотрено сигнализирующее устройство 12.

Итак, предметом исследований является проектирование конструкция замка балочного держателя, позволяющего осуществлять подвеску грузов четвертой весовой группы двумя различными способами (ухватным и безухватным), а также расчет конструкции и определение параметров пиротехнической системы замка.

На рис. 2 представлена кинематическая схема работы замка, на которой обозначены: а-длины плеч рычагов, Т- усилия, создаваемые силами трения, N – реакции от сил трения, P и Р’ –силы и реакции соответственно от внешних силовых факторов, G – сила веса подвешиваемого груза.

Рис. 2. Схема кинематики замка Рис. 3. Схема объемов полостей пирокамеры Кинематический расчет сводится к определению усилия, которое складывается из:

1. Усилия, создаваемого силами трения при срабатывании замка Рм, 2. Усилие, создаваемое пружиной Sпр.

Из [2] определено, что величина общего спускового усилия не должна превышать 10 кг., исходя из этого длины рычагов спусковых механизмов замково-стопорного устройства подбираем следующим образом: G=750кг, a4=19мм, a8=0,01мм, a1=11мм, a5=35мм, a9=0,23мм, a2=40мм, a6=19мм, a10=0,015мм, a3=3мм, a7=19мм, a11=0,027мм.

Принимая коэффициент трения в шарнирах f=0,15 и произведя необходимые преобразования [2] с учетом всех кинематических соотношений, окончательно получим:

Для определения общего спускового усилия необходимо знать усилия пружины:

Подбор цилиндрической пружины 11 трехплечего рычага осуществляется по [4].

Целью расчета параметров пиросистемы является обеспечение требуемой вертикальной скорости принудительного отделения Vy. Расчет пиросистемы замка производится по законам газодинамики [1]. На основании закона сохранения энергии работа, совершаемая пиросистемой, записывается в виде:

где: = 0,6 - КПД пиротехнической системы, учитывает утечку и трение, f -сила пороха и Gn- величина навески пороха пиропатронов. С другой стороны требуемая работа записывается:

где: Y-аэродинамическая нагрузка, Vy-требуемая вертикальная скорость =3м/с, yk-длина принудительного отделения =0,15м, ny-вертикальная перегрузка самолета=3, m-масса груза =1500кг. Применяемый порох марки ЭП-1 имеет:

f = 1334000 Нм/кг, тогда: Gn = 16,7г, в таком случае, с учетом навески одного пиропатрона в 5,5 г делаем вывод, что требуемое число пиропатронов равно 4.

Для определения реальной вертикальной скорости отделения необходимо определить начальный и конечный объемы пиросистемы, а также давления, создаваемые в ней при сгорании определенного выше числа пиропатронов. На рис. 3 представлена схема объемов полостей пиросистемы. Исходя из того, что конструкция замка симметрична относительно главной вертикальной оси, на схеме обозначено только одна из двух, идентичных друг другу, частей пиросистемы замка.

На схеме приняты следующие обозначения:

dк1= 42мм, dк2 = 49мм, dгв1= 7мм, dгв2=11мм, dn1= 25мм, dn2 = 33мм, dn3= 36мм, dт1= 6мм, dт2=4мм, dт3=29мм, dт4=9мм, dпп1=12мм, dпп2=6мм, dш=14мм;

lк1 = 50мм, lк2=4мм, lгв1 = 280мм, lгв2=28мм, lп1 = 6мм, lп2 = 5мм, lп3 = 6мм, lт1 = 35мм, lт2=68мм, lт3=104мм, lт4 = 55мм, lпп1 = 15мм, lпп2=27мм, lпп3=0,6мм, lш1=55мм, lш2=20мм.

Начальный объем пиросистемы:

Конечный объем пирокамеры:

После подстановки исходных данных в (6) и (7), получим: Vн=65,2см3 и Vк=206,2 см3.

Уравнение адиабаты для рабочей полости выглядит следующим образом:

Показатель адиабаты для пороховых газов: к = 1,22.

Из [1] известны выражения для определения давление в начале и в конце толкания соответственно:

При подстановке (6)-(8) в (9), получим значения:

pн=1063,3кг/см2 и рк=354,9кг/см2.

Усилия, развиваемые толкателями:

при подстановке площади поршня SТ = 7 см2, начального и конечного давлений в (10) имеем:

усилие в начале толкания FH = 14882 кг, в конце толкания Fк= 4968,6 кг.

Работа, затрачиваемая при отталкивании груза:

с учетом давление пороховых газов 1-го пиропатрона при нормальных условиях: р0=1кг/см2, и выражений (6)-(10) в (11) будем иметь: А=16286,6 Нм. И, наконец, можно получить выражение для определения скорости принудительного отделения:

после подстановки (11) в (12) окончательно имеем Vyk=3,59м/с, что, в свою очередь, удовлетворяет предъявляемым требованиям по условиям отделения.

В заключении отметим следующее: в данной работе получена конструкция ухватно-безухватного замка четвертой весовой группы с пиротехническим принудительным отделением, обеспечивающая эффективное и безопасное отделение грузов в широком диапазоне условий применения. Кроме того, данное конструкторское решение позволяет получить определенный экономический эффект, поскольку дает возможность подвешивать грузы как традиционным ухватным, так и более эффективным и достаточно широко используемым на самолетах IV и V поколений - безухватным способом.

По габаритно-массовым характеристикам и узлам крепления замок хорошо согласуется с соответствующими данной весовой группе балочными держателями, а также удовлетворяет всем современным требованиям по параметрам отделения грузов.

1. Нестеров В.А. Теория синтеза механизмов авиационных робототехнических систем. – М.: МАИ, 1998.

2. Колотков Н.И. Основы конструкции и проектирования установок БРВ.- М: Машиностроение, 1979. - М: МАИ, 1998.

3. Колотков Н.И. Проектирование и расчет замков балочных держателей. - М: МАИ, 1998.

4. Анурьев В. И. Справочник конструктора машиностроителя. - М: Машиностроение.1980.

5. Плакунов А.Ю. Замки балочных и кассетных держателей (Д3-80). - М: МАИ, 1984.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

СОЗДАНИЕ СВЕРХЗВУКОВОГО ДАЛЬНЕГО БАРРАЖИРУЮЩЕГО

ПЕРЕХВАТЧИКА НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ

Данная работа посвящена созданию СДБП с улучшенными ЛТХ на дозвуковых и сверхзвуковых режимах полета.

В настоящее время аналогами подобного самолета являются МиГ-31 и SR-71. Однако проектируемый самолет должен решать задачи МиГ-31, но одновременно обладать аэродинамическими характеристиками не хуже чем у SRа возможно и лучше для обеспечения большого времени барражирования.

ТРЕБОВАНИЯ К ПРОЕКТИРУЕМОМУ СДБП

СДБП должен:

1. Уничтожать воздушные цели, летящие как на больших, так и на средних и малых высотах (на фоне земли), в простых и сложных метеоусловиях, днем и ночью, в случае применения противником маневра и постановке им активных и пассивных радиолокационных помех и тепловых ловушек.

2. Иметь возможность крейсерского полета на дозвуковых и на сверхзвуковых скоростях (двухрежимный самолет), с высоким аэродинамическим качеством.

3. Поражать цели на всех режимах полета. Время барражирования в зоне поиска должно составлять не менее 4-6 часов, время подготовки СДПБ к вылету минимизировано.

4. Опознавать и уничтожать крылатые ракеты. Следовательно, установленная РЛС на СДБП должна иметь возможность обнаруживать и выполнять захват низколетящих (до 15м) целей, обладающих малой ЭПР=0,1 м2.

5. Обнаруживать и уничтожать перспективные высокоманевренные беспилотные ЛА, выполняющие функции перехватчиков, ударных истребителей и штурмовиков типа Х-47. При выполнении данных задач СДБП будет являться командным пунктом для маневренных истребителей.

6. Уничтожать ДПЛА потенциального противника выполняющих функции разведчиков и ретрансляторов, например ДПЛА «Глобал Хоук». Для выполнения этих задач СДБП должен иметь практический потолок не менее 20000 м.

Для обеспечения требований целесообразно:

1. На самолете установить новую мощную БРЛС с дальностью обнаружения не менее 320 км, что позволит ввести в комплекс вооружения новые ракеты сверхбольшой дальности, так как основное назначение СДБП это дальний перехват. БРЛС должно позволить одновременно сопровождать до 24 целей и наводить на 6 различных целей 6 УР.

2. Для уменьшения массы кабины и повышения эффективности работы экипажа пилотов расположить «плечом к плечу».

3. Данный самолет должен обладать минимальной заметностью.

4. Решать задачи ударного самолета. Например, он должен иметь возможность подвески ракет класса «воздух-земля» и «воздух-море», то есть быть многофункциональным.

5. Иметь возможность базироваться на фронтовых аэродромах истребительной авиации и взлетать и садиться в условиях плохой видимости.

ЛТХ проектируемого СДПБ приведены в таблице 1.

Крейсерское число Маха на дозвуковой скорости полета 0, Крейсерское число Маха на сверхзвуковой скорости полета 2, Длина разбега, м Боевая нагрузка в варианте:

- «перехватчик», вооружение на внутренней подвеске, кг - «перехватчик», вооружение внутри и снаружи, кг Тяговооруженность с максимальным взлетным весом, кг/м2 0. В результате проектирования создан самолет, общий вид которого показан на рис. 1, а компоновка на рис. 2. Такой самолет обладает хорошими аэродинамическими характеристиками, полученными в результате оптимизации аэродинамической компоновки.

СДБП имеет низкое волновое сопротивление из-за применения 3% профиля крыла и большой стреловидности =600. Фюзеляж самолета к концу плавно сужен и сведен к нулевой площади, тем самым уменьшено и донное сопротивление.

Графики аэродинамических характеристик приведены на рисунках 3, 4, 5.

Исходя из значений, полученных в результате расчета, можно сказать, что проектируемый СДБП выполняет все поставленные требования и превосходит существующие аналоги не менее чем на 10%.

Рис. 1. Общий вид СДБП Рис. 2. Компоновка СДБП 0, 0, 0, Рис. 4. Зависимость коэффициента сопро- Рис. 5. Зависимость коэффициента Кmax от

АНАЛИЗ ВАРИАНТОВ ХВОСТОВЫХ ЧАСТЕЙ ФЮЗЕЛЯЖА

УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНОГО САМОЛЁТА МИГ-АТ.

В процессе проектирования самолётов периодически возникает необходимость изменения некоторых параметров самолёта. Потребность в изменении параметров возникает в результате перетяжеления самолёта или для улучшения каких либо характеристик. Эти изменения должны быть подтверждены различного вида испытаниями. Вносимые изменения могут существенно отражаться на таких параметрах самолёта как масса, устойчивость, управляемость и т.д.

Так же в процессе проектирования по мере рассогласования с ТТЗ, возникает необходимость модификации. Для оценки возможных вариантов этой модификации необходимы быстрые и полуэмпирические методы расчёта массы и аэродинамических характеристик, которые могли бы отталкиваться от существующих конструктивных параметров.

Во время продувок в аэродинамических трубах ЦАГИ были выявлены неудовлетворительные штопорные характеристики МиГ-АТ. Так как МиГ-АТ является учебно-тренировочным самолётом, то он должен уверенно входить в штопор и выходить из штопора, т.е. соответствовать требованиям руководства по испытаниям авиационной техники РИАТ-84, в которых, в том числе, регламентируются методы выхода из штопора. В руководстве изложено пять методов выхода из штопора, которые представлены на рис. 1, но для учебного самолёта приемлемы самые простые первый или второй методы.

С целью улучшения этих характеристик был произведён анализ изменения аэродинамической компоновки и конструкции хвостовых частей фюзеляжа.

Поскольку для определения штопорных характеристик самолёта с изменёнными хвостовыми частями фюзеляжа также необходимы продувки моделей в аэродинамических трубах, то был произведён анализ изменения массы самолёта и изменения положения его центра тяжести после вносимых изменений.

Были рассмотрены три варианта хвостовых частей фюзеляжа.

Расчёт производился по статистическим зависимостям, отражающим опыт проектирования самолетов подобной размерности. Сравнение производилось с существующим самолётом МиГ-АТ, но с удлинённой носовой частью фюзеляжа, поскольку все рассматриваемые машины имеют удлинённую носовую часть (для размещения РЛС или ОЛС). Все сравниваемые с МиГ-АТ самолёты имеют стреловидное крыло увеличенной площади. Это сделано для увеличения критических углов атаки на больших скоростях полёта. Местоположение мотогондолы остаётся прежним.

Базовый вариант, являющийся хвостовой частью МиГ-АТ, представлен на рис. 2.

В этом варианте расположение стабилизатора непосредственно на киле приводит к креплению стабилизатора на небольшой базе и приводит к увеличению массы, как киля, так и стабилизатора. При этом рулевая машинка привода руля высоты размещается в киле, а рулевая машинка привода руля направления - в стабилизаторе.

В первом варианте, представленном на рис. 3., предлагается улучшить характеристики путём изменения только стабилизатора. При этом сохранится небольшая база крепления стабилизатора, что является основным недостатком базового варианта, но при этом снизится его масса за счёт уменьшения его площади. Площадь руля высоты при этом сильно не изменится. По опыту других разработок отрицательное поперечное V стабилизатора улучшало штопорные характеристики.

Во втором варианте, представленном на рис. 4., изменение претерпевает вся хвостовая часть фюзеляжа. В этом случае увеличивается база крепления стабилизатора. Так же это позволяет разместить рулевые машинки непосредственно в хвостовой части фюзеляжа и облегчить к ним доступ. При этом за счёт расположения руля направления вне срывной зоны стабилизатора можно добиться существенного улучшения штопорных характеристик. Но этот вариант предполагает глобальное изменение конструкции.

В третьем варианте, представлено на рис. 5., изменяется частично хвостовая часть фюзеляжа. По опыту других разработок за счёт расположения стабилизатора ниже зоны скоса потока от крыла можно получить более стабильную характеристику mz(Cy). Так же можно улучшить штопорные характеристики увеличением площади руля направления и размещения его вне срывной зоны стабилизатора. Недостатком схемы можно назвать уменьшение посадочного угла, ведущее к росту посадочной скорости, или удлинения шасси, т.е. глобальная перекомпоновка. Так же возможно изменение продольных характеристик при изменении тяги двигателя из-за близкого расположения струи над стабилизатором.

Статистический метод определения массы заключается в следующем. Для данного класса самолётов берутся минимальные и максимальные значения удельного веса конструкции (кг/м2). Разница между максимальными и минимальными значениями даёт оптимистическую и пессимистическую оценку приращения массы, между которыми лежит ожидаемый диапазон значений. Таким образом, исследуется чувствительность проекта к весовому совершенству отдельных агрегатов. Площадь оперения считается отдельно от рулевых поверхностей. Приводом рулевых поверхностей являются рулевые машинки с постоянной массой.

В результате исследования наиболее оптимальным вариантом является первый. Средний прирост массы составляет 59,3 кг. Во втором и третьем вариантах средний прирост массы составляет 197 кг и 123 кг соответственно.

А.А. Орлов, А.В. Полунин, В.В. Нагайцев А.А. Яковлев

СКВОЗНАЯ ТЕХНОЛОГИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

И ПРОИЗВОДСТВА НАКЛАДНОГО БАКА МИГ-29 К/КУБ

Целью работы является отработка сквозной технологии на примере накладного бака, как наиболее сложного изделия. Сложность данного изделия заключается в том, что процесс конструирования деталей связан с выходом этих деталей на теоретические поверхности двойной кривизны. Весь процесс от начала эскизного проектирования до готового изделия в “металле” моделируется на ЭВМ с помощью средств САПР.

Форма накладного бака чечевицеобразная. Бак состоит из двух отсеков разделенных диафрагмой, основного и расходного.

Конструкция бака состоит из каркаса и обшивок в виде трехслойных сотовых панелей. В каркас бака входят диафрагмы, распорки и профиля.

Обшивка бака состоит из верхней и нижних панелей.

Герметизация верхней панели – внутришовная, на высокоресурсном крепеже (титановые болт-заклепки с натягом).

Герметизация нижних панелей обшивки осуществляется посредствам канавок герметизации, проходящих по нижней поверхности каркаса бака Структурная схема процесса сквозной технологии Предварительный прочнопрограмм обстной расчет с использоработки с исванием средств САПР Прочностной расчетдепользованием Контроль готовых деталей зованием средств САПР по шаблонам выполненЧПУ ных с использованием средств САПР Процесс эскизного, конструкторского проектирования и написание программ обработки выполнен в САПР CATIA V5R 4. Вклад авторов:

1. Работа по выполнению конструкторской части была выполнена коллективом из 3 человек в течении 4-х недель.

2. Работа по написанию программ механообработки для станков с ЧПУ была выполнена коллективом из 4-х человек в течении 6т недель Московский авиационный институт (государственный технический университет)

РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПЛОСКОГО ЭЖЕКТОРНОГО СОПЛА

Переход от круглых (осесимметричных) сопел к плоским (неосесимметричным) связан с повышением требований, предъявляемым к новым перспективным боевым самолетам.

К преимуществам плоских сопел можно отнести:

1. Увеличение маневренности самолета (отклонение вектора тяги);

2. Уменьшение сопротивления планера самолета для двухдвигательной компоновки;

3. Увеличение точности стрельбы и обзора при стрельбе по наземным целям с воздуха при больших углах пикирования (реверс тяги);

4. Уменьшение инфракрасного излучения и ЭПР самолета;

5. Более энергичное маневрирование для уклонения от ракет (использование реверса и отклонения вектора тяги);

6. Использование обдува верхней поверхности крыла для увеличения подъемной силы;

7. Улучшение взлетно-посадочных характеристик.

Кроме того, меньшее число регулируемых элементов и уменьшение потерь на утечки газа через эти элементы.

Поэтому плоские сопла остаются одним из наиболее приоритетных технических решений, предполагаемых к применению на перспективных самолетах (F-117A, B-2, F-22, F-32B). Однако такие сопла имеют недостатки (по сравнению с осесимметричными):

увеличение потерь давления и тяги внутри канала при переходе от круглого сечения двигателя к прямоугольному сечению на входе в сопло;

увеличение веса плоского сопла в связи с его конструктивными особенностями;

высокий технический риск в связи с недостатком данных по использованию плоских регулируемых сопел.

Исследование плоских сопел является актуальной проблемой на современном этапе развития авиационной техники. Выбор наиболее подходящей схемы сопла играет при этом ключевую роль.

Один из вариантов данной схемы – плоское сопло с эжекторным контуром (рис. 1), в котором охлаждение внешних створок осуществляется низконапорным воздухом из пограничного слоя на внешней поверхности мотогондолы.

исследованиях плоского эжекторного сопла было поставлено несколько целей:

выявление особенностей течения;

определение влияния различных конструктивных параметров;

расчет потерь эффективной тяги.

Сложность задачи обуславливали несколько фактов:

в существенно трехмерном и турбулентном характере течения, которое в общем случае может иметь смешанный (до- и сверхзвуковой) тип, в больших геометрических размерах расчетной области, включающей, в частности, и область внешнего потока, а также в большом количестве отдельных подобластей, определяемых конфигурацией стенок сопла, в необходимости разрешения относительно узких пограничных слоев, формирующихся на образующих сопло жестких стенках, в многокомпонентности движущейся среды, в общем случае представляющей собой смесь продуктов сгорания углеводородного топлива и подсасываемого в эжекторный контур внешнего воздуха.

В силу ограниченности времени и ресурсов, в рамках данных исследований набор исследуемых параметров был ограничен варьированием длины створок эжекторного контура и площади среза сопла.

Для проверки возможностей программы и оценки достоверности получаемых результатов было проведено тестирование программы. Результаты проведенных расчетов показали, что программа дает хорошую сходимость с результатами экспериментов.

Исследовались сопло с тремя вариантами длины панелей эжекторного контура. Геометрия сопла – симметричная относительно горизонтальной плоскости. Газодинамические исходные параметры расчетов соответствовали полету самолета у земли с дозвуковой скоростью на бесфорсажном режиме работы двигателя. В результате расчетов получены данные по потерям эффективной тяги сопла в зависимости от относительной площади среза сопла при разной длине створок эжекторного контура.

При небольших площадях среза потери у сопла с более длинными створками меньше (рис. 2). Это связано с тем, что углы наклона панелей эжекторного контура в этом случае меньше. При больших площадях среза сопло с длинными створками имеет большие потери на трение, чем сопло с короткими створками.

Кроме того, более длинная конструкция имеет больший вес.

Потери эфективной тяги сопла Рис. 2. Зависимость потерь эффективной тяги сопла от площади среза сопла при разной длине панелей эжекторного контура При проведении расчетных исследований получены результаты:

Впервые в нашей стране выполнены численные параметрические расчеты и проведен анализ характеристик плоского эжекторного сопла по результатам расчетов. Полученные поля газодинамических величин обеспечивают полную визуализацию течения и дают представления о структуре течения на различных режимах работы сопла. Выявлены особенности течения в соплах рассмотренного типа.

Получены интегральные характеристики сопел и построены графики зависимости потерь эффективной тяги сопла для бесфорсажной работы двигателя.

Опробована возможность использования программы для оценки влияния различных параметров на температуру газа вблизи элементов сопла.

Проведено сравнение результатов численного расчета и известных интегральных характеристик сопел, полученных на моделях в аэродинамических трубах. Показана удовлетворительная сходимость результатов.

Намечены основные направления дальнейших исследований.

И.А. Вишневская, Н.Н. Маркин, М.В. Петручик, А.И. Старостин Московский авиационный институт (государственный технический университет),

ИССЛЕДОВАНИЕ ДИНАМИКИ ДИРИЖАБЛЯ

В работе рассматривается расчет летно-технических характеристик дирижабля [Л], оснащенного двигателем с отклоняемым вектором тяги в вертикальной плоскости.

Высота статического потолка дирижабля определяется из условия балансировки сил в проекции на местную вертикаль. Сила притяжения G уравновешивается аэростатической силой Архимеда A, аэродинамической подъемной силой Ya и проекцией силы тяги двигательной установки Pдв sin дв :

Рассмотрим определение высоты аэростатически сбалансированного полета из условия где аэростатическая сила Архимеда A определяется при известных значениях плотности воздуха p(H) и объема дирижабля U по формуле Вычисляем зависимость аэростатической силы от высоты полета и сравниваем с гравитационной силой для минимального и максимального значения масс дирижабля. На рис. 1 представлены результаты расчета.

Высота аэростатически сбалансированного потолка при минимальной взлетной массе дирижабля составляет 1300 м, а при максимальной – 450 м.

Рис. 1. Зависимость аэростатической силы от высоты Рассмотрим определение высоты статического потолка при использовании подъемной силы дирижабля из условия балансировки сил:

Если обозначить V - скорость полета, S - расчетное значение площади дирижабля, то требуемое для балансировки значение коэффициента подъемной силы СуП определяется следующим образом:

С учетом значений аэростатической силы и расчетной площади дирижабля преобразуем соотношение (5) к виду:

На рис. 2 представлены результаты для двух скоростей полета.

Высота статического потолка составит 3250 м на крейсерской скорости км/час при ограничении коэффициента подъемной силы величиной 0.2. Рассмотрим увеличение высоты статического потолка при повороте вектора тяги из условия балансировки сил:

Требуемый угол отклонения вектора тяги двигателя на высоте H:

Рис. 2. Зависимости потребного значения коэффициента подъемной силы от высоты для Зависимость угла отклонения вектора тяги двигателя от высоты при максимальной тяге двигательной установки, представлена на рис. 3.

Рис. 3. Зависимость угла поворота вектора тяги от требуемой высоты полета Для расчета области возможных полетов используем метод потребных и располагаемых тяг [Л]. По формуле (6) определяем потребное значение коэффициента подъемной силы и соответствующее ему значение коэффициента лобового сопротивления Сxa по поляре дирижабля. Требуемое значение коэффициента подъемной силы принимается равным нулю для высот полета, ниже аэростатически сбалансированной. По результатам расчетов были составлены графики.

Величина потребной тяги зависит от высоты и скорости полета и определяется выражением:

Значения располагаемой тяги двигателя определяются высотноскоростными характеристиками. Выполняем вычисления для высот 0, 1, 2 и км для диапазона скоростей от 20 до 150 км/час. Результаты расчета представлены на рис. 4.

Рис.4. Потребные и располагаемые тяги в зависимости от скорости полета для высот Ограничение по величине допустимого значения коэффициента подъемной силы учитывается по формуле:

Затем определяется область располагаемых режимов установившегося горизонтального полета по высоте и по скорости с учетом ограничений располагаемой тяги двигателя, допустимого значения коэффициента подъемной силы и высот полета в негерметичной кабине. Результаты расчетов представлены на рис. 5.

Рис. 5. Диапазон высот и скоростей полета дирижабля Расчет скорости набора высоты выполняется по формуле:

где PP, PП - значения потребной и располагаемой тяг.

Результаты расчета скорости набора высоты от скорости и высоты полета представлены на рис. 6.

Рис. 6. Зависимость скорости набора высоты от скорости полета для высот 0, 1, 2 и 3 км Статическую управляемость дирижабля в боковом движении определяется горизонтальной циркуляцией. Введем безразмерные величины = m /( U ) и = c l / V. Уравнение балансировки сил определяется равенством:

Уравнение балансировки моментов описывается соотношением:

Решаем систему линейных алгебраических уравнений для вычисления неизвестных и H и радиуса циркуляции Rс :

Результаты расчетов представлены на рис. 7.

Рис. 7. Зависимость радиуса циркуляции от угла скольжения Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полёта. Траектории летательных аппаратов. М.: Машиностроение, Д.В. Власенко, А.Е. Гордеев, М.С. Гусева, Н.Н. Маркин Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ИССЛЕДОВАНИЕ ДИНАМИКИ МНОГОРАЗОВОЙ

АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ

В работе исследуется динамика многоразовой транспортной космической системы, в состав которой входят малогабаритный орбитальный самолет и гиперзвуковой самолет-носитель [Л]. Рассматривается расчет летно-технических характеристик гиперзвукового самолета-носителя, анализируются транспортные возможности орбитального самолета.

Расчет диапазона высот и скоростей гиперзвукового самолета с учетом ограничений допустимой температуры и допустимого значения теплового потока, выполнен методом потребных и располагаемых тяг и представлен на рис. 1. Там же показана траектория разгона для достижения гиперзвуковой скорости при ограничении допустимой температуры торможения и допустимого теплового потока.

Рис. 1. Область возможных режимов полета и траектория разгона для достижения гиперзвуковой скорости Анализ влияния ограничения температуры торможения на уровне градусов показывает, что при использовании пассивной теплозащиты максимально допустимое число М не превышает 5. Для достижения большего числа М вплоть до М=10 потребуется применение активной теплозащиты, обеспечивающей допустимое значение удельного теплового потока не менее 240 кКал.

На рис. 1 представлена программа разгона на режиме работы двигателя максимал для достижения высоты 11 км, разгон на форсажном режиме для достижения сверхзвуковой скорости и разгон при использовании гиперзвукового режима работы прямоточного двигателя для достижения гиперзвуковой скорости М=5. Разгон до числа М=10 потребует использования активной системы теплозащиты конструкции гиперзвукового самолета.

Рассмотренные температурные ограничения позволяют выполнять старт орбитального самолета при начальной скорости от 1500 до 3000 м/с. Варианты полета орбитального самолета включают:

1. Планирование.

2. Разгон и полет по баллистической траектории.

3. Разгон с набором высоты для выведения на круговую орбиту.

Реализация каждого из перечисленных вариантов полета требует энергетических ресурсов, которые обеспечиваются запасом топлива во внутреннем и внешнем топливных баках, использованием ракетного ускорителя.

Планирование после отделения от гиперзвукового самолета-разгонщика не требует дополнительных затрат топлива. Траектория полета с набором высоты с последующим планированием на режиме максимального аэродинамического качества орбитального самолета представлена на рис.2.

Рис. 2. Траектории планирования после отделения от самолета-разгонщика При воздушном старте с гиперзвукового самолета-разгонщика при М= орбитальный самолет выполняет полет на дальность 960 км, дальность бокового маневра составляет 400 км и высота динамического потолка - 105 км.

Использование внутреннего топливного бака позволяет выполнить разгон орбитального самолета до скорости 4800 м/с. В этом случае возможен полет по баллистической траектории с последующим планированием после входа в атмосферу Земли. На рис. 3 представлены траектории снижения при входе в атмосферу Земли на высоте 120 км. Расчеты выполнены для вариантов полета с максимальным аэродинамическим качеством и при стабилизации траектории управлением нормальной перегрузкой.

На этапе снижения дальность полета составляет 3700 км и дальность бокового маневра -1200 км.

Рис. 3. Траектории снижения при входе в атмосферу Земли со скоростью 4800 м/c Установка внешнего топливного бака позволит разогнать орбитальный самолет до скорости 6300 м/с. Траектории свободного планирования и снижения с управлением нормальной перегрузкой представлены на рис. 4.

Рис. 4. Траектории снижения при входе в атмосферу Земли со скоростью 6360 м/с При входе в атмосферу Земли со скоростью 6360 м/с орбитальный самолет выполняет планирующий полет на дальность 7200 км, дальность бокового маневра составит 2300 км.

Величина требуемой характеристической скорости VH для выведения на орбиту и достижения круговой орбитальной скорости составляет 6500 м/с при отделении от самолета-носителя при числе М-5 и 5000 м/с при отделении от самолета носителя при числе М=10. При обоих вариантах воздушного старта необходима установка ракетного ускорителя в дополнение к запасам топлива во внутреннем и внешнем топливных баках. Изменение скорости полета при снижении с постоянным аэродинамическим качеством представлено на рис. 5.

Рис. 5. Изменение скорости полета при снижении в атмосфере Земли с постоянным аэродинамическим качеством Проекции траектории снижения на поверхность Земли представлены на рис. 6.

Рис. 6. Траектории бокового маневра при входе в атмосферу Земли с орбитальной скоростью и развороте с углами крена 10, 20 и 30 градусов При входе в атмосферу Земли со скоростью 7600 м/с продольная дальность полета орбитального самолета составляет 15000 км и дальность бокового маневра 3000 км.

Развитие исследований воздушно-космических систем и силовых установок в странах Западной Европы в 1990 и 1991 гг. – «Новости зарубежной наук

и и техники». Серия «Двигатели для авиации и космонавтики», ЦИАМ, 1992 г, №3.-28с.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

РАЗРАБОТКА СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ

УГЛА ПУТИ ПЛОСКИМ РАЗВОРОТОМ

В работе рассматривается использование пакета прикладных программ библиотеки ФОРТРАН и системы МАТЛАБ для синтеза системы управления самолетом. Схема включения автоматики в тракт управления представлена на рис. 1 для продольного канала управления [Л].

Рис. 1. Схема включения автоматики в тракт управления:

1- ручка управления самолетом, 2- механизм триммерного эффекта, В качестве прикладной задачи рассматривается стабилизация угла пути плоским разворотом. Решение задачи включает синтез автомата пути, системы стабилизации крена и траекторного контура.

Подготовка данных для расчетов включает определение области возможных режимов полета и выбор опорных режимов для вычисления коэффициентов усиления (рис.2). Для каждого опорного режима вычисляются характеристики углового и траекторного движения, параметры передаточных функций.

На области возможных режимов полета определяются минимальные значения постоянных времени самолета и выбираются характеристики привода для каждого канала управления. Определяется перечень измерительных устройств, необходимых для реализации алгоритмов управления. Составляется таблица передаточных функций измерительных и исполнительных устройств, уточняются значения параметров передаточных функций. Для рассматриваемых каналов управления составляется схема с указанием порядка преобразования информации в системе управления.

В качестве примера рассмотрим синтез автомата пути в канале рысканья.

Уравнения движения рыскания рассматриваются в линеаризованном виде:

Передаточные функции для движения рысканья описываются соотношениями:

Алгоритмы для расчета параметров передаточных функций представлены в работе [Л].

В системе стабилизации движения рысканья реализуются обратные связи по угловой скорости рыскания направления определяется законом Наличие двух обратных связей позволяет влиять как на относительный коэффициент затухания Б, так и на опорную частоту недемпфированных колебаний бокового движения Б.

Выбор значений коэффициентов управления производится в следующей последовательности:

1. Определяются граничные значения коэффициента К y гр :

тоты недемпфированных колебаний 0 Б MAX и 0 Б MИ Н. В качестве рационального принимается среднее значение:

3. Определяются рациональные значения коэффициента усиления автомата демпфирования K y :

и автомата устойчивости пути К n z :

при рекомендуемом значении Вычисляем зависимости К n z и K y от скоростного напора, выбираем настройки коэффициентов усиления автоматов устойчивости и демпфирования в классе кусочно-линейных функций (рис. 3 и 4). Для выбранных настроек К n z (q ) и K y (q) определяем эффективные значения параметров замкнутой системы “самолет + СУ”:

При выборе коэффициентов усиления учитываем ограничения скоростного напора и коэффициентов усиления Пусть Т – интервал интегрирования в формулах (17),(18). Если q 22) (T ) 0, то от 0 до Т интегрируется система уравнений:

где Начальные условия:

0 = 0, p (0) = k1 3( 1), q21) (0) = 1, q22) (0) = 0, p21) (0) = 0, p22) (0) = 1, z(0) = a40 (0) = Если q 22) (T ) = 0, но p 21) (T ) 0, то интегрируется та же система уравнений, но a11 (t ) и a 21 (t ) вычисляются по формулам:

Результат выполнения алгоритма - диаграммы устойчивости (рис. 1 – 4).

В ходе выполнения работы была исследована устойчивость плоских движений на границах областей параметрического резонанса. Был осуществлен переход к переменным «действие-угол». Далее была произведена изоэнергетическая редукция, что позволило понизить порядок системы на две единицы. Проинтегрировав полученные уравнения возмущенного движения, были найдены границы областей параметрического резонанса. Затем гамильтониан возмущенного движения был приведен к нормальной форме, по коэффициентам которой можно делать выводы об устойчивости. В случае колебаний при 1 < < 2 на границах в нескольких точках происходит смена устойчивости за счет смены знака коэффициента a 40, далее устойчивость и неустойчивость на границах чередуются. В остальных случаях происходит чередование устойчивости и неустойчивости на границах.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

СИСТЕМА ПРОДОЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ

Целью работы являлась разработка функционального алгоритма управления тягой двигателя (на режимах: посадки на корабль, уход на второй круг, полет, с использованием высшего пилотажа – петле), обеспечивающего заданное летчиком с помощью Х управление перегрузкой, с возможностью использовар ния само адаптирующейся системы к условиям переменной устойчивости.

Традиционный круг задач, решаемых с помощью АТ, – поддержание постоянной скорости (маха), или выдерживание угла атаки - на посадке при относительно стабильном управлении (малый ход Х ).

В данном алгоритме не ставится целью строгое выдерживание постоянной скорости и угла атаки, а допускаются различные вариации их изменения в допустимых пределах, с целью добиться выхода перегрузки на nyжел, задающейся летчиком с помощью Х и n yжел от Х, сделать эти зависимости линейр р ными на достаточно большом диапазоне хода ручки относительно Хрбал, слабо зависящими от внешних возмущений и изменения устойчивости. Тем самым управление для летчика становится простым, очевидным, не требующим сложной адаптации к изменениям в аэродинамике (например, в случае выпуска закрылков на посадке снижается область устойчивости, что может привести к некоторой раскачке самолета во время адаптации летчика). Выход по скорости изменения перегрузки на величину n yжел имеет не менее важное значение в оказании влияния на управление летчиком, воздействуя на его органы чувств, дает дополнительную информацию особенно полезную при (быстром) оценивании управления самолета летчиком. Использование самонастраивающихся коэффициентов делает систему более гибкой, адаптирующейся к изменениям в аэродинамических характеристиках.

При разработке системы потребовалось разрешить ряд сложных аспектов, чем и обусловлен приведенный ниже алгоритм.

В случае посадки точное балансировочное положения Х неизвестно, так как оно зависит от массы топлива и выпущенной посадочной механизации данного самолета. Решение этой проблемы – сделать систему достаточно грубой, мало чувствительной к Х.

Задается среднее значение = -72мм., запоминается текущее значение на момент включения АТ на ЗУ и с помощью подконтура-I, постепенно Х на ЗУ доводится до Х. Подконтур II делает систему, «грубой», в прямом смысрбал ле, т.е. если Х находится в окрестности Х, то ошибка Х списывается до нуля за 3-4с.

Для решения задачи требуются две составляющие в алгоритме Х и Х. & Поэтому сигналы желательно разделить на Хрстат для n y и Хрдин для n y, по причине ошибки в сигнале Х рстат для n y при взятии производной, т.к. сигнал загрублен. Коэффициенты и пределы выбираются таким образом, чтобы обеспечить плавность перехода от Х к балансировочным значениям Х с однорзад рбал временной грубостью системы. Аналогичные рассуждения и для сигналов формирования перегрузки n yстат, n yдин, и для тангажа, но вычислять сигнал нет необходимости в продольном движении, т.к. можно снимать сигнал с датчика wz, и следовательно только одна составляющая.

Сигналы nyстат,дин формируются разностью сигналов n yстат, дин - n yжел, где n yжел выбирается из предварительного исследования реакции системы пущенной при постоянной (замороженной) скорости при небольшом отклонении Х от балансировочного положения. Желательно исследовать характерир стику M в области бал и убедиться, что она линейна на участке отклонения от балансировочного значения, и чтобы именно этот участок характеристики плюс дополнительная устойчивость за счет СДУ давали бы желаемую усM тойчивость. Ориентируясь на эту желаемую устойчивость, нужно отследить реn y ция близка к колебательному звену. Находим параметры колебательного звена:T1,T2,. Для получения управляющего сигнала Кст n yст + K дин n yдин Tpp+ 1 = Fi мрт используем динамические и статические составляющие. Управление в таком виде является неудовлетворительным, ведущим при увеличении Кдин, Кст к улучшению характеристик в управлении при Х - малом, но при большом ходе - ведущим к большим забросам по тяге, изменение устойчивости переносится плохо, даже ведет к раскачке системы. Наоборот, при уменьшении Кдин, Кст при Х - малом характеристики неудовлетворительные, при больших - слабо удовр летворительные.

Основная дополнительная обратная связь (О.С.) n хс.с.к. или ( V /g), дается без ограничения в О.С., т.к. является прямой О.С. по тяге, и увеличивает устойчивость системы в целом. Однако слишком большой коэффициент О.С. способен снизить действенность алгоритма.

О.С. по эффективное средство против выхода на неустойчивые области и улучшения управления в них. При уменьшении, О.С. обеспечивает снижение воздушной скорости, тем самым, замедляя скорость снижения. Так при подходе к области неустойчивости при уменьшении из-за О.С. по мы мо-& жем не войти в данную область, а при попадании туда, реакция самолета на Х р остается приблизительно линейной. Аналогично и для областей неустойчивости, находящихся выше бал : скорость растет, и рост в области неустойчивости замедляется. Принимая во внимание достаточную инерционность силовой установки, своевременное управление тягой повышает устойчивость системы, уменьшая колебательность по. В О.С. по поставлен предел для предотвращения возможных случайных забросов сигнала, измеренного с малой постоянной времени Т для большей точности, и фильтр, сглаживающий влияние случайных урезанных колебаний.

О.С. по Wz служит для улучшения характеристик управляемости при возможности попадания в область неустойчивости, имея некоторое опережение по фазе в сравнении с.

О.С. по включается в режимах посадки и горизонтального полета. В режиме посадки важно выдержать заданный угол, так при > пос +50 самолет приземляется на хвост. Использование ее хорошо тем, что опять таки улучшает характеристики при попадании в области неустойчивости, не дает самолету сильно отклонять угол атаки. Однако сильная О.С. мешает в управлении, и при ветровом возмущении в, когда самолет вынуждено изменяет угол, а следовательно и угол, обратная связь дает тяговую составляющую, которая делает тягу выше(ниже) желаемой. Подобное расхождение пытается восстановить пос за счет уменьшения угла траектории. Нужно обратить внимание летчика на подобное управление, которое может быть как положительно, так и отрицательно влияющим на процесс пилотирования при посадке.

Управление по перегрузке имеет ту сложность, что с изменением скорости (маха), реакция системы на отклонение Х меняется, особенно сильно на посадочных режимах. Следовательно, требуется корректировка Wжел по режимам полета. При большом расхождении между текущей скоростью и заданной, по которой выбирается Wжел, система управления приводит скорость к заданной, но процесс носит нежелательную колебательность. О.С. по скорости сформирована таким образом, чтобы во время управления по перегрузке, О.С. по скорости включалась лишь при больших расхождениях текущей скорости и заданной(посадочной) и при сопутствующем отклонении ручки Х. Фильтр в сигнале V отсеивает случайные сигналы. Зона нечувствительности – отсечение незначительного ветра. Предел – постепенное выравнивание скорости. Влияние кратковременного отклонения Х сказывается с 15-20мм на сигнал V, рассор гласование знаков сигналов V и Х в этом случае отключает О.С. V. Введен дополнительный сигнал, включающийся при отклонении | Х | >15мм, и при сор ответствующем знаке V.

Заметим, что альтернативой О.С. по скорости могла быть О.С. по. Но О.С. по гораздо успешнее может быть использована в СДУ, воздействуя на стабилизатор, в то время, как О.С. V - через изменение тяги.

При отклонении Х требуется определенная тяга Р для выхода на зар данную перегрузку. О.С. Кстnyст + K динnyдин Tpp+ 1 действует в отклонениях от заданных значений, поэтому, когда мы приближаемся к желаемой характеристике, и ny становится мал, |Р| уменьшается, в то время, когда Р нужно поддержать на заданном уровне. Поэтому необходимо использование О.С. Х. Но р если учитывать изменение в аэродинамике, то эта характеристика не линейная.

Принято решение сформировать алгоритм, позволяющий адаптацию к изменениям в управлении. Рис.3а - контур вспомогательного самонастраивающегося управления формирует сигнал Х K Xp + Х K Xp. Сигнал Х K Xp введен в систему, т.к. имеет опережение по фазе сигнала n y, что является полезным для управления в виду большой инерционности силовой установки и небольшого коэффициента кдин. Коэффициенты контура K Xp и K Xp являются самонастраивающимися. Логика алгоритма по настройке коэффициентов следующая:

1. для K Xp - величина скорости роста коэффициента формируется величиной ~ не превышающей 0,15, и для более гибкого управления зависит от nyстат 2. для - величина скорости роста коэффициента определяется величиной рассогласования не превышающей 0,15, направление роста согласоnyдин К данному алгоритму подключен контур включения, определяющий моменты вкл./выкл. скорости и направления роста коэффициента. Признаки разрешения на включение сигнала изменения коэффициента для улучшения качества управления:

1. увеличение рассогласования | nyдин |;

2. | Tpp+ 1 nyдин |2.;

3. Ни один игрок не может получать один и тот же цвет 3 раза подряд.

4. Каждый игрок в очередном туре должен получить соперника, удовлетворяющего п. 1-3.

Жеребьевка, составленная без нарушений абсолютных критериев, может считаться правильной. Однако наличие степени свободы заставляет задуматься о выборе среди множества решений наилучшего. В этом случае необходимо руководствоваться отражающими базовые принципы швейцарской системы относительными критериями, к выполнению которых следует стремиться при составлении жеребьевки. С практической точки зрения представляется рациональным выбрать единственный главный критерий, по которому и будет проводиться сравнительная окончательная оценка составленных вариантов жеребьевки.

При таком подходе, по нашему мнению лучшим является следующий относительный критерий: «Составить для каждой однородной группы, начиная от участников с наибольшим количеством накопленных очков, максимальное количество пар, удовлетворяющих абсолютным критериям».

Gi – i-ая однородная группа, размер которой зависит от уже составленной жеребьевки для предыдущей однородной группы;

f (Gi ) – количество внутренних пар, образованных из участников i-ой однородной группы в уже составленной жеребьевке;

n – количество групп, на которые разбиваются участники при проведении жеребьевки очередного тура.

Прочие относительные критерии (разность и чередование цвета, наличие спусков или подъемов и др.) признаются несущественными и могут оказать влияние лишь только на порядок в парах, не нарушая при этом выполнения абсолютных критериев и критерия (1).

Таким образом, задача формулируется следующим образом: «Разработать программно реализуемый алгоритм составления жеребьевки шахматного турнира по швейцарской системе, качество которой определяется главным относительным критерием (1)».