авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:   || 2 | 3 | 4 | 5 |   ...   | 9 |
-- [ Страница 1 ] --

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, проектно конструкторских и технологических работ студентов, молодых ученых и инже неров, представленных на Всероссийский открытый конкурс, посвященный 75 летию 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 маг нитных 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 пе реименовано в авиационный институт (МАИ). В том же, 1930, году были обра зованы первые два факультета – самолетостроительный и моторный с общим числом студентов 290 человек. Несколько позже из самолетостроительного фа культета 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. Журавчен ко, Б.С. Стечкин и др. Научный потенциал ЦАГИ и опыт одной из самых пере довых технических школ в мире с ярко выраженным конструкторским направ лением были восприняты и в дальнейшем развиты профессорско преподавательским коллективом МАИ.

С тех пор прошло 75 лет. Сегодняшний МАИ – это ведущий аэрокосми ческий университет России, многопрофильный учебно-научный центр, осуще ствляющий подготовку специалистов широкого профиля для всех отраслей ра кетно-космической наук

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

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

Уже сам перечень факультетов говорит о том, что МАИ осуществляет фундаментальную подготовку специалистов университетского типа. Кроме то го, наш институт имеет в своем составе восемь территориальных факультетов и отделений, осуществляющих подготовку по 50 специальностям непосредствен но 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 Лю берцах при ВНТК им. Н.И. Камова, «Радиовтуз». Имеется факультет военного обучения.

МАИ располагает высоким интеллектуальным потенциалом, уникальны ми учебными и научно-исследовательскими лабораториями. В институте рабо тает около 2000 преподавателей. Среди них шесть академиков и членов корреспондентов 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 авиа ционной 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, учеб ных пособиях и других научных публикациях. Их значение для развития авиа ционной 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 актив ное участие принимали и принимают студенты. К таким разработкам можно отнести спортивно-пилотажный самолет «Квант», установивший 5 мировых ре кордов. Мировой рекорд был установлен на сверхлегком самолете оригиналь ной конструкции «МАИ-89». Впоследствии представленный на международ ных авиационных салонах, этот самолет получил сертификаты в ряде стран и пользуется коммерческим успехом. В России он выпускается крупными серия ми 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 «Ис кра» (в 70-х и 80-х годах);

пилотируемые, буксируемые и автоматические аппа раты для исследования морей и океанов типа «Шельф», «Венера» и т.д.

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

Государственная премия РФ за разработку и внедрение семейства сверх легких многоцелевых самолетов присуждена в 1999 году группе ученых и со трудников МАИ. В этом же году маевские ученые были удостоены еще одной Государственной премии в области науки и техники за разработку новых тех нологий нанесения покрытий.

В последние годы развивается новое направление деятельности МАИ – международное сотрудничество. Цель его – эффективное использование зару бежного 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, Гер мании, 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 на правлениям: менеджмент, прикладная математика и информатика.

Учебные и научные лаборатории института оснащены современным обо рудованием, компьютерами и приборами. Все студенты проходят практиче скую подготовку, выполняют исследования и конструкторские разработки с применением новейших ЭВМ и новых информационных технологий. Все пере численное выше позволило МАИ занять первое место в рейтинге среди маши ностроительных, 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 ба зах отдыха в Яропольце, Суворове, Пешках. Особой любовью пользуется чер номорский оздоровительно-спортивный лагерь в Алуште. Кроме того, на тер ритории 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 само деятельности, 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 по чете. 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 разно образного отдыха.

Ректор МАИ, академик РАН А.М. Матвеенко Генеральный конструктор Артем Иванович Микоян (к 100-летию со дня рождения) Одному из выдающихся авиационных конструкторов, создателю самоле тов-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 кра сивым названием “МиГ”.

Самолеты отличаются исключительно высокими летно-техническими ха рактеристиками. Стремительность, высотность, эксплуатационная надежность и высокая боевая эффективность подтверждена в реальных условиях при бое вом 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. Жуков ского (1931-I937 гг.) с группой однокурсников он создал свою первую конструкцию – авиэтку “Октябренок”.

В 1939 году А.И. Микоян с группой конструкторов-энтузиастов подгото вил проект высотно-скоростного самолета-истребителя И-200, отвечаю щего 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 ис пытания 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 соз дателей – статус Конструкторского бюро по созданию самолетов-истребителей.

Модернизированный самолет получил название МиГ-3, успешно участ вовал в Великой Отечественной войне, сыграв особую роль в защите Москвы и Ленинграда. Это был самый скоростной и высотный истребитель своего време ни. 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 дости жений авиационной науки и техники, а также разработок Конструктор ских бюро и НИИ двигателестроения, радиоэлектронной промышленности, металлургии, химической и др.

Мы вспоминаем об А.И. Микояне как об одном из лидеров, под руковод ством 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 ско ростями, в несколько раз превышающими скорость звука. Была предложена и принята методика создания экспериментальных самолетов и летающих ла бораторий 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, ката пультное кресло спасения летчика, применение гидравлики в системах управ ления самолетом, в системе уборки и выпуска шасси, применение бустер ного 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 основ ным истребителем ВВС и вскоре завоевал репутацию лучшего истребителя в мире того времени.

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

Самолет МиГ-19 был первым сверхзвуковым самолетом-истребителем он достигал скорости 1452 км/ч и был признан мировой авиационной общест венностью 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 ре корд, а в серийном производстве в различных модификациях самолет изготав ливается 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 летно технические характеристики самолета.

Создание самолета МиГ-25 было выдающимся достижением в самолетостроении - он превосходил все истребители по скорости и высоте по лета. 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 тради ции и стиль работы коллектива.

Особенно выдающейся научно-конструкторской разработкой конструк торского бюро им. А.И.Микояна под руководством Р.А. Белякова было созда ние 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, объединяю щая три прицельных канала, взаимодействующих через бортовую ЦВМ.

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

Уникальной также является разработка двухместного истребителя перехватчика 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 высо кого класса обеспечивается разработкой новых аэродинамических схем, ориги нальных конструкторских решений, новых материалов и технологий в со четании с системным подходом к разработке темы, с комплексным модели рованием 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 корпо рации (РСК) “МиГ”, основу которой составляет Инженерный центр “ОКБ им. А.И. Микояна”, под руководством Генерального директора гене рального конструктора Алексея Иннокентьевича Федорова ведет интенсивные работы по отработке и продвижению на российский и мировой рынки модерни зированных самолетов МиГ-29 (МиГ-29СЕ, МиГ-29СМТ), МиГ-29 новой ге нерации (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», кандидат технических наук В.И. Барковский Проектирование, конструирование и производство авиационной техники А.Г. Арутюнов, А.И. Ендогур Московский авиационный институт (государственный технический университет) РСК «МиГ»

ИССЛЕДОВАНИЕ И ПОИСК РАЦИОНАЛЬНОЙ КОМПОНОВКИ СВЕРХЗВУКОВОГО ПЕРЕХВАТЧИКА НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ, ВЫПОЛНЕННОГО ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЕ «УТКА»

В процессе создании современного истребителя-перехватчика перед кон структором встает сложная задача проектирования самолета, удовлетворяюще го 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 получе ние аэродинамической компоновки, максимально удовлетворяющей всем по ставленным ТТТ. В данной работе сделана попытка соединить в компоновке одного самолета оптимальные решения, обеспечивающие высокие аэродинами ческие характеристики как на дозвуковой, так и на сверхзвуковой области по лета.

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

Основным преимуществом аэродинамической компоновки «утка» для ва рианта СДБП, имеющего переднее горизонтальное оперение (ПГО), является меньшее смещение аэродинамического фокуса на сверхзвуковых режимах по лета, 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 исполь зовании схемы «утка» улучшаются условия обтекания крыла за счет прохожде ния по верхней поверхности крыла концевых вихрей с ПГО. Благодаря этому увеличивается устойчивость пограничного слоя крыла к разрушению и повы шаются 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 фор му с острыми кромками при переходе от полукруглых верхних и нижних по верхностей к почти плоским боковым. Это позволяет, во-первых, снизить за метность фюзеляжа в боковой плоскости за счет переотражения лучей от пло ских 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 поверх ностей носовой части фюзеляжа делает возможным образование в этих пере ходных зонах симметричных вихрей. Это способствует повышению устойчиво сти СДБП на больших углах атаки и получению благоприятной картины обте кания верхней части наплыва крыла.

В центральной части фюзеляжа находятся отсеки вооружения. Створки отсеков открываются вовнутрь, по направляющим рельсам. Такое решение свя зано с тем, что при открытии створок в поток резко возрастает омываемая по верхность самолета и возникает резкое перераспределение давления по самоле ту. 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 увеличе ние массы ВО и возрастание объема и омываемой поверхности самолета.

Хвостовая часть фюзеляжа СДБП имеет форму сплющенного конуса. Та кая 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 ис пользовать 3% профиль для уменьшения волнового сопротивления. Стреловид ность крыла по передней кромке равна 60°, выбор стреловидности обусловлен сверхзвуковым полетом СДБП, при котором при увеличении угла стреловидно сти 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 по лета 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 приме нение 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 коэффициен та 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 эф фект адаптивного крыла отмечается при совместном отклонении носков и элево нов. Для получения оптимальных аэродинамических характеристик необходимо установить зависимость отклонения носков и элевонов от угла атаки, соответст вующего максимальному аэродинамическому качеству Кmax.

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

Рис. 4. Профиль крыла СДБП В компоновке СДБП, исходя из требований малой заметности, был разра ботан вариант перспективного регулируемого малозаметного воздухозаборни ка, 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 на клоном 47°, в боковой плоскости самолета передняя кромка с изломом и углами 78° и 60°;

- S-образный канал воздухозаборника для уменьшения свечения первой ступени компрессора.

Рис. 5. Схема воздухозаборника СДБП На верхней части воздухозаборника расположены жалюзи 1 для слива по граничного слоя из канала воздухозаборника. В нижней части располагается отклоняющаяся губа 2 для дополнительного подсоса воздуха. Регулировка воз духозаборника осуществляется с помощью трехстворчатого клина 3. Клин со стоит из центральной 4 и двух боковых створок 5. Боковые створки кинемати чески связаны с механизмом регулировки клина 6.

Анализ предполагаемой картины образования скачков показал, что при применении трехстворчатого клина возникают восемь пространственных скач ков уплотнения: первые два – на передней кромке и на повороте клина, третий скачок – на криволинейной части клина, четвертый – на нижней части воздухо заборника 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 необходи мо иметь минимальный мидель, а для быстрого преодоления зоны трансзвука желательно, чтобы график площадей приближался к телу вращения Сирса Хаака, так как оно имеет минимальное волновое сопротивление.

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

На рис. 6 изображен график площадей поперечных сечений разработан ного 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 са молета приближается к графику Сирса-Хаака, откуда следует, что самолет бу дет иметь волновое сопротивление, близкое к минимально возможному.

Уровень совершенства самолета определяется его аэродинамикой, глав ным 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 па раметры самолета.

Критерии оценки СДБП Площадь миделевого сечения самолета Sмид[м2] 6. Площадь омываемой поверхности Sом[м2] Объем самолета Vсам[м3] Площадь крыла Sкр[м2] Эффективное удлинение - 0. Удельная нагрузка на крыло Ро [кг/м2] Коэффициент интегральности - 0, Параметр волнового сопротивления V2/3/Sом 0, Относительная площадь миделевого сечения % 3, Относительный объем отсеков вооружения - 0. Максимальный вес самолета G [кг] Дальность при М=0.85 км Дальность при М=2,35 км В результате проделанной работы по определению рациональной компоновки СДБП были достигнуты высокие аэродинамические характеристики как на доз вуковой, так и на сверхзвуковой скорости.

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

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

А.А. Буряков, М.Ю. Куприков 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 не отъемлемой частью практически любых проектных работ, все острее встает во прос об интеграции существующих наработок в современные проекты, предос тавляющие качественно новые пути решения задач проектирования, конструи рования и изготовления сложных объектов. Крупнейшие европейские автомо бильные и аэрокосмические фирмы выступили с инициативой ПИТ (передовые информационные технологии), поддержанной Европейским сообществом в ви де программы ESPRIT. Одним из заключений пилотной стадии ПИТ было сле дующее: «Будущие системы проектирования должны основываться на цифро вой оценке проекта, включая возможности построения комплексных моделей и математического моделирования».

В условиях рыночной экономики любой программный продукт представ ляет собой товар и, как следствие, он может быть оценен экономическими по казателями. 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 опре деленной области производства имеет ряд недостатков:

длительный срок разработки и высокая стоимость работ;

«замкнутость» разрабатываемой системы относительно внешних приложе ний;

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 сис тем твердотельного параметрического моделирования изменяется подход к проектированию. Если ранее инженер работал в двумерном пространстве и во площал свои идеи в плоских чертежах, то теперь у него появляется возмож ность 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 проектиро ванию удобен еще и тем, что созданная трехмерная геометрия может быть пе редана для анализа прочностных (SolidWorks), аэродинамических (CATIA) и других свойств детали или изделия в целом. В этих системах реализован до вольно широкий набор математических и технических методов и алгоритмов, позволяющий применять их в диапазоне от простого построения и визуализа ции модели (системы AutoCAD, КРЕДО) до построения и расчета характери стик даже такого сложного изделия, как самолет или подводная лодка (системы CATIA, Unigraphics, CADAM). Их использование позволяет существенно со кратить 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 изде лия, необходимо создание его модели в нескольких системах [7].

Для автоматизации начальных, неавтоматизированных, этапов необходи мо осуществление интеграции этих систем в единое информационное поле. Та кая интеграция требует разработки дополнительного программного обеспече ния, осуществляющего автоматизацию тех процессов, которые не автоматизи рованы в данных системах, и обмен данными с этими системами. Кооператив ный, синергетический эффект, связанный с созданием единой информационно технологической среды, должен существенно повысить экономический эффект от использования систем. Одновременно с этим достигается существенное со кращение материальных и временных затрат на разработку системы по сравне нию 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 геометри ческого моделирования на примере разработки системы для анализа альтерна тивных 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 ре ального 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 твердотель ного 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 по разному и различном объеме;

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

Таким образом, создавая систему автоматизации проектирования на на чальных этапах жизненного цикла изделия в операционной среде семейства Windows и предусмотрев в ней средства передачи данных посредством API интерфейса 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 вопро сов в средах визуального программирования Borland C++ Builder и Microsoft Visual C++ были разработаны модули программного продукта, позволяющего осуществлять решение обратной задачи проектирования фюзеляжа грузопасса жирского 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 ос новании внутренней компоновки с предоставлением пользователю полной ин формации 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 получен ных моделей через Internet;

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

- предоставлять пользователю статистическую информацию о сущест вующих моделях самолетов;

- обеспечивать ведение расширяемой базы данных по стандартным эле ментам фюзеляжа.

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

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

Рис 1. Блок-схема работы с программным комплексом Рис. 2. Пример работы программного комплекса Научная новизна работы заключается в следующем:

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

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

3. Осуществлена программная реализация решения обратной задачи проек тирования 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.

Практическая значимость разработанные модели, методы и программные продукты позволяют осущест вить практическую реализацию эффективного рассмотрения различных вариан тов компоновки фюзеляжа авиалайнера проектировщиком, обеспечивая воз можность 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.

Инновационная значимость 1. Концепция разработанной системы для автоматизации этапа предвари тельного 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, вхо дящим 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 моде лирования;

- 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 при кладного обеспечения достигнуты следующие основные результаты.

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

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

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

4. Для продолжения работ по автоматизации проектирования всего авиалай нера в целом необходимо создание математических моделей его внутренне го оборудования, перевод ограничений, накладываемых на размещение от дельных элементов, в математический вид, формализация геометрических параметров обводов.

В результате опытного тестирования системы установлено, что расхож дение расчетных данных по компоновке поперечного сечения фюзеляжа грузо пассажирского 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.

Библиографический список 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 ин формационные технологии. Тезисы докладов X юбилейной Международной студенче ской 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 информацион ные технологии. Тезисы докладов X юбилейной Международной студенческой школы семинара. – 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 про изводстве. – М.: Мир, 1982, С. 28-36.

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

Д.Л. Головин, Зыонг Куок Зунг Московский авиационный институт (государственный технический университет) Ханойский политехнический институт ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ СЛОЖНОГО ИЗДЕЛИЯ В УСЛОВИЯХ CALS/ИПИ ТЕХНОЛОГИЙ Теория технологического проектирования – это система обобщающих по ложений и систематизированных знаний, отражающая объективные закономер ности процессов: формирования информационного образа изделия с заданными свойствами и пригодного к материализации;

процессов создания информаци онной модели (проекта) материализации, контроля качества и функционирова ния. 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. Исполь зовать 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 тех нологического процесса.

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

Задачи технологическоого проектирования Проектирование изделия, обладающего свойством материализуемость, технологичность Проектирование процессов материализации изделия Проектирование процессов технического контроля и испытания Проектирование подсистем управления качеством продукции Рис. 1. Задачи технологического проектирования Комплексный подход [1] позволяет рассматривать построение перспек тивной формы задания опорного пространства как абстрактный технологиче ский процесс.

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

Конструкция абстрактного технологического процесса должна:

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

2) обладать полной или частичной упорядоченностью процессов на каж дом уровне;

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

Построение такой сложной конструкции, как абстрактный техноло гический 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 дальней шее использование в автоматизированных системах проектирования требует использования математических моделей информационного изображения про цессов и предметов.

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

По характеру отображаемых свойств объекта ММ делят на структурные и функциональные. Структурные ММ предназначены для отображения структур ных свойств объектов, и их делят на топологические и геометрические. Функ циональные ММ предназначены для отображения функциональных связей, протекающих в объекте. Различают макро- и микромодели. Макромодель ха рактеризует состояния всех имеющихся межэлементных связей между укруп ненными 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 выход ных параметров с параметрами внутренними и внешними.

Имитационная модель – алгоритмическая модель, отражающая поведение исследуемого объекта во времени (по этапам) при внешних (исходных) воздей ствиях 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 структу ризации процессов и предметов.

Принцип структуризации процессов и предметов. Системный подход, являющийся методологией современных исследований больших систем, пред полагает комплексное рассмотрение процессов и предметов: рассмотрение про цесса 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 практиче ского использования.

Принцип регулярности. Существуют регулярные структуры технологи ческих 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 слож ная система может быть подвергнут декомпозиции на подпроцессы или пред меты 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 образова ния 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, отноше ний, качеств и в конечном итоге строить информационное изображение пред метов или частей.

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

Для информационного изображения процессов и предметов можно исполь зовать идеализированный объект:

I=V,S,,R, 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 - функ циональная связь;

v9 - отношение.

Информационное изображение процессов и предметов представляем в ви де графа G=V,R, где vi, принадлежащее V, - множество вершин графа;

ri, принадлежащее R - множество соединений вершин (двуместный предикат ri(vi,vj).


При построении идеализированных объектов используем следующие би нарные 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 (пред мета) 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 объек тами используют алгебраическую систему:

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

Wp - множество предикатов;

W1 - мно жество 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, симмет ричности, транзитивности и т.п.

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

При оперировании с идеализированными объектами используется ряд ус ловий.

Условие 1 (следования процессов, предметов).

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

v1 2 v1 2 v13 (v1 2 ) v2 (v1 2 )[v13 (v1 2 ) v2 (v1 2 ) R2 (v13, v2 ) R1 (v1 2, v1 2 )].

1 3 1 3 3 2 2 2 Условие 2 (предопределения предметов).

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

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

2 3 3 3 2 3 3 Система содержательных условий добавляется к обычным логическим аксиомам теории первого порядка исчисления предикатов и позволяет сформу лировать ряд теорем, которые являются основой для разработки алгоритмов.

Библиографический список 1. Чударев П.Ф.,Головин Д.Л., Комаров Ю.Ю. Автоматизированное проектирование техно логических 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 перспек тивной 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. – М.: Изд-во МАИ, 2003. С. 4 :ил.

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

Сборник статей научно-исследовательских, проектно-конструкторских и технологиче ских 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. Пред ставление и обмен данными об изделии. Методы описания. Общий обзор и основопола гающие принципы.

А.В. Дорогов, В.З. Максимович 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 разведывательно наблюдательные задачи в основном военного назначения. Однако такой тип ле тательных 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 площадка ми 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 (даль ность полёта 1000 км, масса целевой нагрузки 4000 кг). Для определения вели чины критерия необходимо определить массу силовой установки, массу топли ва, массу пустого снаряженного самолёта.

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

СВВП обладают вертикальной тяговооружённостью больше единицы для воз можности вертикального взлёта и посадки, но в крейсерском полёте необходи ма 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 подъём ные 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 ра боте [2] было показано, что наиболее лёгкой силовой установкой для СВВП яв ляется комбинированная с двухконтурными турбореактивными двигателями.

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

Рис. 1. СВВП с 8 ПД Рис. 2. СВВП с 10 ПД Рис. 3. СВВП с 12 ПД Рис. 4. СВВП с 8 ПД внутри фюзеляжа Взлётная тяговооружённость определяется случаем однократного отказа ПМД или ПД с сохранением балансировки и управления на режимах верти кального взлёта и посадки и переходных режимах. Минимально безопасная тя говооружённость 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 рассчитыва лись по методике [6].

Во всех рассматриваемых компоновках компенсация отказа подъёмного двигателя относительно оси OX производилась модуляцией тяги подъёмно маршевого двигателя. Компенсация отказа подъёмного двигателя относительно оси OZ производилась модуляцией тяги ПД, расположенных рядом с отказав шим. Компенсация отказа подъёмно-маршевого двигателя относительно оси OX производилась модуляцией тяги подъёмных двигателей. В расчётах приня то, что максимальное чрезвычайное увеличение тяги каждого двигателя не бо лее 10%, как показано в работах [3, 5]. В схемах самолётов на рис.1, 2, 3 рас смотрены 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]:

m топл = mперех + mвзл + mкрейс, (1) 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 (2) mперех = ( ПМД СрПМД + ПД СрПМД )tперех, 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 необходи мо рассчитать массу пустого снаряженного самолёта:

mконст.= mкрыла+ mфюз+ mоперения+ mшасси+ mоб.упр., (3) 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 рассчиты ваются 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 тяговооружён ность подъёмно-маршевого двигателя выбирается из условия набора крейсер ской 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 вертикально го взлёта и посадки принималась равной 50 м [6]. Аэродинамические характе ристики 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 VЦН = V, (4) ЦН Vфюз где V ЦН – объём отсека целевой нагрузки для размещения 6 стандартных кон тейнеров 3АК-1,0 по ГОСТ 20917-87 СТ СЭВ 1025-78, СТ 1026-78;

Vфюз – объём фюзеляжа:

фюз D фюз V фю з = 0, 2 (5) ;

фюз - удлинение фюзеляжа;

Dфюз - диаметр фюзеляжа (м).

По результатам расчётов был сформирован гипотетический вид беспи лотного 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 взлёта и посадки Выводы 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 хвостово го оперения меньше, чем у обычных самолётов. По результатам проведён ных исследований можно принять, что для беспилотных транспортных са молётов 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 являет ся один из подъёмно-маршевых двигателей. На долю каждого подъёмно маршевого 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 час ти большой люк для погрузочно-разгрузочных работ и более рационально использовать внутренний объём фюзеляжа. По результатам проведённых ис следований относительный объём отсека целевой нагрузки для беспилотных транспортных самолётов будет 0,65…0,76 при среднестатистических значе ниях 0,4…0,55 для традиционных транспортных самолетов.

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

2. Дорогов А.В., Максимович В.З. Сравнительный анализ относительных масс силовых ус тановок самолётов вертикального взлёта и посадки. Статья в сборнике «Создание пер спективной 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 посад ки.– М.: Машиностроение, 1972.

6. Тараненко В.Т. Динамика самолёта с вертикальным взлётом и посадкой. – М.: Машино строение, 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) РСК «МиГ»

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: ком пактность, простота использования, маневренность.

Анализ ТЗ и выбор схемы построения КИТ. Схема КИТ принципиаль но 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 про цессе 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 математи ческой модели КИТ, синтез управления стабилизацией платформы и скоро стью, обеспечение устойчивости и малой колебательности переходных процес сов, 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 уско ренном движении КИТ.

Разработка концепции построения КИТ. Платформа КИТ представля ет собой обращенный маятник с подвижной опорной осью подвеса – осью ко лесной 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 под веса, установленной на подвижной базе, ускоренных поступательных дви жений. В свою очередь, направленное изменение скорости оси подвеса для вер тикального маятника осуществляется в функции параметров углового отклоне ния маятника от вертикали места. Концепция построения КИТ представлена на рис. 1.

В настоящей работе этот принцип используется для формирования ос новной концепции построения КИТ. Платформа шарнирно установлена на оси колесной пары и имеет относительно оси z этой пары угловую степень свобо ды. 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 дви гателями. 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 управ ляющий сигнал, являющийся операторной функцией угла, формируется мо мент М ДВ, платформа приобретает поступательное ускорение &, возникает & сила инерции т& и момент сил инерции m&l, под действием которого плат & & форма возвращается в плоскость горизонта.

у m& & Центр масс Пассажир Колесо m&l & х M ДВ Редуктор Формирование управления двигателем & & Двигатель, z, &,& &, && &, & (от измерительного комплекса) Рис. 1. Концепция построения КИТ на основе принципа инерционной стабилизации Необходимость обеспечения потребной скорости поступательных пе & ремещений, а также комфортных режимов перехода КИТ с одной скорости на другую диктует необходимость формирования специального контура управле ния скоростью, включающего механизм ориентации управляющей команды. В КИТ эта команда задается продольными наклонами корпуса пассажира от носительно нормали к платформе и соответствующим продольным пере распределением давлений по ее поверхности.

В итоге концепция построения КИТ базируется на использовании принци па инерционной стабилизации платформы, оснащении КИТ контурами управле ния скоростью его поступательных перемещений и угловых разворотов в гори зонтальной плоскости. Все эти функции реализуются в конечном счете че рез управление двигателями колесной пары Кинематическая схема КИТ. КИТ представляет собой платформу, ос нащенную поручнем для удобства пассажира, приводимую в движение элек тродвигателями. Двигатели вращают два колеса, расположенные по бокам платформы на оси, перпендикулярной направлению движения. При этом высо кой маневренности ТС можно добиться независимым приводом двух колес, т.е.

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

Вывод уравнений движения КИТ на плоскости. При выводе уравне ний был принят ряд допущений, основными из которых является то, что дви жение КИТ происходит только в плоскости горизонта без бокового и продоль ного проскальзывания;

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

Нелинейная математическая модель движения КИТ имеет вид mC 1 + mD + m = 2 sin cos ( mПЛ l 2 + J ПЛ J Z ) + Q ;

&& && && & mA 1 + mB + m = mПЛ lr ( sin + sin ) + Q1 ;

(1) &2 & && && && m 1 + m + J = sin 2 ( J Z mПЛ l J ПЛ ) mПЛ l r &1 sin + mПЛ b l sin + Q.

& && && && & & & Рассмотрен программный режим системы – движение по прямой с посто янной 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 ре жима записывается в виде r mC 1 + mD = K1 K 2 K 3 j mЧЕЛ gKV ( + ) C X S r l&1&10 + mЧЕЛ g l ( + ) ;

&& && & && & mA 1 + K ДВ& + mB = r C X S r &1&10 + C1 + C2 + C3 + КV mЧЕЛ g ( + ) ;

(2) && && & && & T + = KЧ &1.

Рассмотрена физика моментов, входящих в уравнения линеаризованной математической модели. Проведен анализ управляемости и наблюдаемости.

Для этого были составлены матрицы управляемости и наблюдаемости для раз личных наборов измеряемых параметров движения КИТ. По результатам ана лиза 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 синте за управления скоростью и горизонтированием платформы использовался ме тод стандартных коэффициентов, изложенный в книге А.А. Красовского и Г.С.

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

Математическое моделирование основных режимов движения плат формы. Математическое моделирование проводилось средствами MatLab Si mulink. Получены характерные переходные процессы по отношению к началь ным 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 представле ны на рис. 2, 3, 4.

(t ) [ рад] t [c] Рис. 2. Переходный процесс по (t ) при наличии начальных условий по скорости &1 (0) (t ) & м с t [c] Рис.3. Переходный процесс по &1 (t ) при наличии начальных условий по скорости &1 (0) (t ) [ рад] t [c] Рис.4. Переходный процесс по (t ) при наличии начальных условий по скорости &1 (0) Таким образом, исследована задача динамической стабилизации плат формы в плоскости горизонта и управления скоростью поступательных пере мещений КИТ, разработана концепция построения КИТ, получена математиче ская модель движения КИТ на основе обобщения метода Лагранжа, проведены синтез управления горизонтированием платформы и скоростью КИТ и модели рование основных режимов его движения.

Библиографический список 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.: Маши ностроение, 1985.

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

Ю.В. Потапов, А.С. Сидоренко 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 пробле мы 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 на грузки. Это вызывает появление усталостных повреждений в зонах максималь ных напряжений и может вызвать разрушение элементов конструкции изделия в течение одного типового полёта.

Для оценки и подтверждения ресурса необходимо проведение лаборатор ных и летных испытаний изделий. В результате обработки результатов тензо измерений при таких испытаниях и при наличии данных по усталостным харак теристикам 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 конструк ции, которые используются для обоснования обобщенных режимов нагружения и далее для формирования режимов лабораторных испытаний на вибропроч ность.

Существенное сокращение объема испытаний возможно путем использо вания расчетных оценок показателей долговечности. Расчетные методики при этом должны обеспечивать удовлетворительное соответствие результатов рас чета с экспериментальными данными.

В настоящей статье предложена методика расчета показателей долговеч ности конструкции изделий авиационной техники. Методика основана на по строении расчетной модели конструкции для определения параметров динами ческого напряженного состояния и последующем использовании корректиро ванной гипотезы линейного суммирования усталостных повреждений. В каче стве примера реализации методики выполнен расчёт долговечности элемента конструкции изделия Д-4, показанного на рис. 1.

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

Рис. 1. Изделие Д-4 на внешней подвеске носителя Рис. 2. Конструкция несущей поверхности Контур несущей поверхности имеет сложную форму, а ее жёсткость зави сит от координат. Поэтому характеристики напряженного состояния данной конструкции могут быть определены только с помощью приближённых мето дов. Здесь для решения задачи используется метод конечных элементов (МКЭ).

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

Таблица № соб- Собственная час- Собственная час- Собственная часто- Эксперимен ственной тота несущей по- тота несущей по- та несущей поверх- тальные значе частоты верхности при верхности при ности при второй ния собствен первоначальной первой уточнённой уточнённой разбив- ных частот разбивке, Гц разбивке, Гц ке, Гц 1 80.85632 72,10 71.35328 50, 2 133.5601 124.3005 83, 125, 3 159.6951 148.5781 138, 147, 4 190.1374 184,02 185.9065 нет данных 5 201.3525 196,59 195.8312 нет данных Оценка характеристик долговечности проводится с использованием предположений о виде локального напряженного состояния и эксперименталь ных 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 ( экв 1 или экв 1.

1) 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, опреде ляемые расчетным путем, вычисляются как суммы модулей соответствующих мембранных и изгибных напряжений.

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

( a,д = a / K, а, д = a / K.

2) Здесь а и а - предельные амплитуды эквивалентного симметричного цикла, ( a = 1 m, a = 1 m.

3) Коэффициенты, характеризуют влияние среднего напряжения цикла m, m на предельную амплитуду.

При наличии данных о пределах выносливости материалов при отнуле вом цикле напряжений - 0 и 0 для коэффициентов, используются соот ношения ( = 2 -1 / 0 - 1, = 2 -1 / 0 - 1.

4) Для алюминиевых сплавов величины а и а могут быть также вычислены по следующим формулам, в которых напряжения считаются растягивающими:

( a = -1 [1 - ( m / в )2 ], a = -1 [1 - ( m / в )2 ].

5) Коэффициент К в формулах (3) определяется следующим образом:

-при растяжении-сжатии или изгибе ( K = ( k / k д + 1 / k F 1) /(k v k A ) ;

6) - при кручении ( K = ( k / k д + 1 / k F 1) /(k v k A ).

7) В этих выражениях коэффициенты k, k учитывают концентрацию на пряжений;

kд, kд - масштабный фактор, kF, kF - качество обработки поверх ности;

kA - анизотропию материала.

Расчетная оценка долговечности определяется на основе корректирован ной линейной гипотезы суммирования повреждений применительно к плоско му напряженному состоянию. Определяется медианная долговечность элемента конструкции в зоне действия максимальных напряжений до появления устало стной трещины (в часах полета или в количестве полетов). Исходными данны ми 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.



Pages:   || 2 | 3 | 4 | 5 |   ...   | 9 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.