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:     | 1 || 3 | 4 |   ...   | 9 |

«Фонд поддержки творческих инициатив студентов Посвящается 75-летию МАИ и 100-летию со дня рождения А.И.Микояна ПРОЕКТИРОВАНИЕ, КОНСТРУИРОВАНИЕ И ...»

-- [ Страница 2 ] --

Медианный ресурс элемента конструкции (в часах полета или количестве полетов) определяется по формуле ( L = lб, 8) в которой - количество блоков нагружения до появления усталостной трещи ны;

lб - длительность периода нагружения, соответствующего одному блоку.

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

( ( / ) 2 / m + ( / ) 2/ m = 1, = N,сум /, = N,сум /.

9) Здесь N,сум, N,сум - суммарное число циклов действия всех амплитуд нор мальных и касательных напряжений за время эксплуатации;

, - общее чис ло циклов в блоках нагружения, определяемое по формуле, = i,, (i = 1, 2,... n), ( 10) где i, -число повторений амплитуд напряжений в одном блоке нагружения;

n - число ступеней напряжений в блоке.

Величины Nсум для напряжений, вычисляются следующим образом:

- при а,max -1дG N,сум = а р N G [( ai1 ti ) / 11дNG + ( ai 2 ti ) / 12 ]1 ;

( m m m m дNG 11) 1дNG 1дNG ai ai - при а,max -1дG N,сум = а р NG 12 [( ai 2 ti ) / 12 ]1. ( m m m дNG дNG 12) 1дNG ai В этих соотношениях суммирование проводится по всем амплитудам аi.

Величина ti =i /, а значение корректирующего множителя ap принимается на основе экспериментальных данных для алюминиевых сплавов либо определя ется по формуле a p = ai ti / a,max, (i=1, 2,...n). ( 13) Величина N,сум вычисляется по формулам, аналогичным (11), (12), с за меной индексов на.

Если параметры кривой усталости для элемента конструкции не извест ны, то расчет может быть проведен с использованием кривой усталости для об разца из того же материала и соответствующего значения эффективного коэф фициента концентрации напряжений. Показатели наклона m и m и абсциссы NG точек перелома кривых усталости предполагаются одинаковыми для образ ца и элемента конструкции.

Формирование блоков нагружения с симметричными или отнулевыми циклами проводится по результатам оценок переменных напряжений в опасных точках путем приведения реальных нерегулярных эксплуатационных напряже ний к регулярным напряжениям, эквивалентным повреждающему действию.

Учет объемности напряженного состояния и концентрации напряжений прово дится с помощью эффективных коэффициентов концентрации k, k.

Для построения блока необходимы оценки величин ступеней напряжений аi и количества циклов в каждой ступени нагружения i. Последние опреде ляются по формуле ( i = Pi, 14) в которой - общее количество циклов в блоке;

Рi - вероятность нахождения амплитуды а в i - м интервале напряжений (Рi =1). Далее вычисляются пре дельные амплитуды эквивалентного симметричного цикла.

Характеристики блока нагружения, соответствующего одному типовому полету, вычисленные путем обработки таблиц повторяемости нормальных на пряжений на несущих поверхностях при летных испытаниях, приведены в табл 2.

Таблица Параметры № интервала блока 1 2 … 12 нагружения Интервал 0-4,91 4,906-9,81 … 53,96-58,86 58,86-63, а,i, МПа а i, МПа 4,91 9,81 … 58,86 63, ti (ti =1) 0,0018 0,034 … 0,003 0, ti,c 4,52 86,46 … 9,43 5, i 6598,2 7915 … 0,67 0, аi /а max 0,077 0,154 … 0,923 1, Результаты вычисления значений ресурса конструкции (в количестве типовых полетов), представленные в табл. 3, показывают, что наиболее сущест венное влияние на величину долговечности оказывают уровни действующих напряжений и механические характеристики используемого материала. Учет действия только нормальных напряжений дает заметное завышение величины долговечности.

Таблица Оценка по напряжениям в точке измерений Оценка по максималь Материал ным эквивалентным на при сложном напря- только по нормаль конструкции пряжениям жённом состоянии ным напряжениям АМГ3 0,47 0,62 0, АМГ6 68,16 89,13 13, М.Н. Правидло, А.А. Твердохлеб ОАО «ГосМКБ “Вымпел” им. Торопова»

КОМПЛЕКСНЫЙ ПОДХОД К ИНТЕГРАЦИИ АВИАЦИОННЫХ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ В СИСТЕМУ ВООРУЖЕНИЯ САМОЛЕТА НОСИТЕЛЯ Описывается разработанная и реализованная на ПЭВМ математическая модель динамики движения пускаемой с самолета-носителя (СН) авиационной управляемой ракеты (АУР) и работы систем ее управления на этапах катапуль тирования и дальнейшего автономного полета, обеспечивающая комплексный подход к интеграции ракет из комплекса вооружения одного самолета в ком плекс вооружения другого самолета.

Наращивание тактико-технических характеристик современных модерни зируемых и перспективных комплексов авиационного управляемого ракетного вооружения для ведения воздушного боя в существенной мере происходит за счет повышения скорости полета и маневренных перегрузок самолета- носите ля управляемых ракет.

Указанное обстоятельство значительно усложняет проблему обеспечения безопасного старта АУР – основную проблему, возникающую при интеграции АУР в комплекс вооружения самолета-носителя. Ее решение может быть най дено на пути комплексного подхода к анализу системы старта «самолет – уст ройство – АУР» на основе комплексной математической модели этой системы.

Положение еще более усугубляется тем, что на современных скоростных маневренных СН для компактности размещения АУР ее аэродинамические по верхности в транспортном положении могут быть сложены. В этом случае имеет место неуправляемый, т. е. без парирования возмущений ракеты, полет АУР до момента раскрытия рулей и замыкания вслед за этим ее контура стаби лизации (КС). Поэтому в рассматриваемой комплексной модели должно быть также описание раскрытия поверхностей. В настоящей работе для определен ности описывается процесс отделения АУР от СН с помощью авиационного катапультного устройства (АКУ) [1,2]. Однако в этой же модели в качестве системы старта может быть использовано простое авиационное пусковое уст ройство (АПУ) рельсового типа, а также АПУ с криволинейными направляю щими.

Описание универсальной сквозной модели движения АУР Подходом к обеспечению безопасного старта, позволяющим полностью или частично не затрагивать локализацию параметров отделения в потребных диапазонах их изменений, является комплексный подход к анализу системы старта “носитель – АКУ – АУР”, основанный на выявлении и использовании факторов каждого (а не только АКУ) из элементов рассматриваемой системы, влияющих на безопасность отделения и устойчивость полета ракеты.

Важной особенностью комплексного подхода является возможность обеспечения с его помощью интеграции ракет из комплекса вооружения одного самолета в комплекс вооружения другого самолета.

Комплексный подход требует создания новой методики теоретической оценки безопасности старта – математического моделирования динамики сквозного движения АУР, в комплексе рассматривающего движение ракеты на АКУ – неуправляемый ее полет с момента отделения до раскрытия аэродина мических управляемых поверхностей (рулей), и дальнейший управляемый по лет ракеты в режиме ее стабилизации до момента выхода ракеты за обводы но сителя и включения контура наведения ее на цель.

Для созданной на основе данной модели программы построение струк турной схемы математической модели движения АУР разбито на отдельные функциональные блоки, включая блоки движения АУР на АКУ и раскрытия аэ родинамических поверхностей (рулей). Каждый блок представляет собой реа лизацию отдельной математической модели, входящей в комплексную модель.

Количество блоков в структуре модели предусматривает все особенности старта, существующие на современных и перспективных комплексах вооруже ния. Тем самым обеспечивается универсальность программы и гибкость пере хода в подсистемах к моделям другого уровня, сокращение времени на подго товку исследования.

Функциональная блок-схема программы, иллюстрирующая ее структуру, приведена на рис. 1.

Каждый отдельно взятый блок (функциональный модуль) представляет собой математическую модель объекта исследования и поэтому включает:

– уравнения, описывающие исследуемый объект;

– значения начальных условий;

– значения постоянных параметров, используемых в уравнениях;

– значения в каждый момент времени переменных параметров объекта ис следования, используемых в уравнениях и получаемых в результате моде лирования других объектов.

Конфигурация механизма АКУ совместно с АУР в процессе катапульти рования описывается совокупностью параметров r S = {, r,, w}, T (1) включающей угловые координаты различных звеньев, переменные расстоя ния между узлами r, деформации отдельных звеньев, изгибную деформацию w. Для АКУ, имеющих гидропривод, учитываются также объемные упругие деформации гидросмеси в цилиндрах толкателей V1( ), V2( ). Функция прогиба АУР w представляется в виде разложения по системе собственных форм коле баний неоднородной свободной балки.

Рис. 1. Функциональная блок-схема универсальной комплексной модели сквозного движения АУР относительно СН С помощью уравнений Лагранжа 2-го рода, по обобщенным координатам q, выбранным из совокупности переменных (1), строилась система дифферен циальных уравнений динамики:

(2) [ A]q + ([ B]q, q) = F (q, N ( e ), F Aer ) && && Здесь N (e) – упругие усилия в звеньях;

Q – усилие силового привода.

В результате численного интегрировалния на ПЭВМ уравнений динамики (2) получаемые при t = tk параметры отделения Vyp, y p,zp, p являются начальны ми условиями для автономного полета АУР.

Движение АУР после отделения от АКУ описывалось известными урав нениями движения в пространстве твердого тела с двумя плоскостями симмет % рии в связанной системе координат (через d / dt обозначены локальные произ водные): r % rr 1r r dV = V + ( F + G );

dt m (3) v % vrr dK = K + M Aer.

dt Выражения для аэродинамических сил и моментов включают в себя эм пирические коэффициенты cx, c y, cz, mx, my, mz, каждый из которых представляется в виде суммы двух слагаемых, первое из которых соответствует обтеканию изолированной АУР, а второе – добавке от интерференционного возмущения потока носителя, которая определяется режимом полета СН ( н, н, М) и коор r динатами вектора X p,om взаимного положения АУР и СН. При этом осуществ лялась интерполяция указанных коэффициентов в шестимерном пространстве ( н, н,, рот, Yрот, Zрот, ) по опорным точкам.

Также моделировалось раскрытие аэродинамических поверхностей, кото рое символически может быть представлено в виде (4) J P = f ( p,, FPAer ( )), && где – угол поверхности;

p – давление в пирокамере;

FP – аэродинамиче Aer ские нагрузки на эту поверхность.

Пример комплексной задачи движения ракеты н Для режима полета СН с максимальным значением n y на рис. 2-5 пред ставлены полученные с помощью универсального пакета прикладных программ результаты вычислений изменений относительных (в относительной системе координат) параметров движения стартующей АУР на отрезке времени 0 t 0,5 с: скорости ЦМ Vyр (рис. 2), координаты ЦМ ур,от (рис. 3), угловой скорости тангажа zр (рис. 4), угла тангажа р,от (рис. 5). На указанных кривых значком отмечен момент отделения АУР от АКУ (начало ее автономного полета), знач ком – момент раскрытия рулевых поверхностей;

значком О – момент замы кания контура стабилизации.

Отметим, что в этом случае значения относительных и абсолютных ско ростей Vyр, zр (рис. 2, 4) не будут совпадать. Разница между zр,отн и zр, абс по стоянна и равна угловой скорости вращения СН при маневре, составляющей при указанных nyн и Vн величину 7,7 °/c.

В заключении отметим следующее.

Рис. 2. Изменение линейной скорости ЦМ АУР Рис. 3. Изменение вертикальной координаты ЦМ АУР Рис. 4. Изменение скорости тангажа АУР Рис. 5. Изменение угла тангажа АУР 1. Разработано методическое обеспечение комплексного исследования системы старта СН-АКУ(АПУ)-АУР в виде пакета компьютерных программ, позволяющих проводить моделирование стартующей АУР в окрестности СН.

2. Пакет прикладных компьютерных программ включает в себя матема тические модели: процесса катапультирования ракеты авиационным катапульт ным устройством (АКУ) или процесса движения ракеты на авиационном пуско вом устройстве (АПУ) рельсового или контейнерного типов, движения АУР от носительно СН, аэродинамики ракеты, в том числе и с учетом интерференци онных воздействий СН на ракету, системы управления ракеты и ее рулевых приводов, движения рулевых поверхностей ракеты в процессе их раскрытия, струи двигателя ракеты.

3. Универсальность пакета прикладных программ заключается в воз можности его использования при интеграции любых ракет в систему вооруже ния любого СН.

Библиографический список 1. Соколовский Г.А., Ватолин В.В., Пресняков В.М., Правидло М.Н., Гусев А.Н., Баранов И.В. Создание и моделирование систем для безопасного старта авиационных управляе мых ракет // Авиационная техника и технология, 2002. № 4. С.48-58.

2. Пресняков В.М. Комплексная математическая модель динамики системы «самолет – уст ройство принудительного отделения – подвешиваемый груз» // Техника воздушного фло та, 1996. № 5-6. С.53-59.

3. Правидло М.Н. Методы теоретической оценки безопасности самолета-носителя при пус ке авиационной управляемой ракеты // Проблемы безопасности полетов, 2002. №12. С.18 22.

Н.А. Волков, Д.Л. Головин, О.Б. Пащенко Московский авиационный институт (государственный технический университет) РСК «МиГ»

ПРОЕКТ ЭЛЕКТРОННОГО МАКЕТА МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА ДЛЯ КОНСТРУКТОРСКОГО БЮРО Внедрение CALS-технологий – весьма трудоемкий процесс, требующий от членов коллектива (конструкторов, технологов, организаторов и пр.) как ос воения общих инструментальных средств (например, CAD систем), так и раз работки и освоения новых методологий проектирования, методов анализа и синтеза технических решений с использованием специальных инструменталь ных программных средств.

Цель данной НИР – разработка структуры и положений основополагаю щего документа под названием «ЭЛЕКТРОННЫЙ МАКЕТ». На базе этого до кумента формулируются требования к конструкторской и проектной докумен тации, рассматриваются организационные и технологические вопросы создания макета применительно к таким сложным изделиям, как маневренный самолет.

Назначение работы состоит также в том, чтобы получить компьютерный контрольный шаблон установки и стыковки узлов и агрегатов и их геометриче ской взаимной увязки на этапе эскизного и рабочего проектирования, включая базу данных установочных размеров. Это станет эффективным инструментом макетирования всевозможных модификаций изделия.

CALS-технологии – информационная поддержка жизненного цикла изде лия на всех его стадиях, основанная на использовании единого информацион ного пространства (интегрированной информационной среды), обеспечиваю щая единообразные способы управления процессами и взаимодействия всех участников этого цикла: проектировщиков, производственников, заказчиков, поставщиков [1].

Ядро CALS-технологий составляет единое информационное пространст во (ЕИП). В ЕИП информация создается, преобразуется, хранится и передается от одного участника к другому при помощи программных средств. К числу та ких средств относят автоматизированные системы конструкторского и техноло гического проектирования (CAD/CAM/CAE).

Взаимодействие друг с другом в едином информационном пространстве составляет основу современных CALS-технологий.

В CALS-технологиях необходимо обеспечить единообразное описание и интерпретацию данных, независимо от места и времени их получения в общей системе проектирования Отработка CALS-технологий заключается в создании и совершенствова нии проектной документации применительно к сложным, наукоемким издели ям (типа самолет-истребитель) на основе геометрического параметрического моделирования (твердотельного) изделия и его частей с последующим исполь зованием созданных моделей для решения комплекса задач.

Структура проектной, технологической и эксплуатационной документа ции, языки ее представления должны быть стандартизированными. Тогда ста новится успешной работа над общим проектом разных коллективов, разделен ных во времени и пространстве и использующих разные CAD/CAM/CAE системы. Одна и та же проектная документация может быть использована мно гократно в разных проектах, а одна и та же технологическая документация – в разных производственных условиях, что существенно сокращает и удешевляет общий цикл проектирования и производства [2].

Электронный макет – компьютерный аналог изделия, носитель геомет рической информации, созданный средствами CAD/CAE-систем. Состоит из компоновочных схем-моделей: совокупность связей – ограничений, описы вающих взаиморасположение составляющих электронного макета. Компоно вочная схема-модель может быть формализована в виде таблицы-фрейма, хра нящегося в базе данных.

Макет должен создаваться и эксплуатироваться на рабочих местах за графическими станциями в среде CATIA, Unigraphics, Solid Works, AutoCAD (детали и подсборки). Такое сочетание требует наличия общей компьютерной сети и единой базы данных, а также наличия интерфейсов – трансляторов из среды в среду, таких как IGES-translator. Схема взаимодействия графических систем, инсталлированных в различных подразделениях, представлена на рис.1.

Конструктивный электронный макет (КЭМ) – объемный (трехмер ный) источник геометрической информации, созданный средствами CAD/CAM, определяющий внешний облик, геометрические параметры и взаиморасположение между собой деталей и сборочных единиц изделия.

Составляющая электронного макета – детали, сборки, чертежи, меха нические связи, выражения.

Детали – это цельный, законченный по смыслу набор геометрических и других данных, из которых складывается создаваемый объект. В основе любого трехмерного объекта (детали) лежит плоский эскиз. Деталь состоит из элемен тов.

Сборка. Состоит из множества компонентов. Расположение и ориентация компонентов задается с помощью сопряжений. Компоненты – это отдельные детали и другие сборки. Компоненты связаны с файлом сборки.

Чертеж. Для проектируемых трехмерных деталей и сборок создаются двухмерные чертежи. Детали сборки и чертежи являются связанными докумен там;

при внесении изменений в детали и сборки документы чертежа также из меняются.

Рис.1. Теоретический электронный макет (ТЭМ )– электронный макет, содержащий гео метрические параметры базовых элементов (теоретических поверхностей, плоскостей, ли ний, точек и т.п.) конструкции изделия или его части Механические связи – это системное описание условий позиционирова ния компонентов изделия. Каждая связь – это спецификация участников взаи модействия и геометрических отклонений между ними. Механические связи содержатся в сборочном файле.

Выражения. Связывают параметры проектируемого объекта различного рода взаимосвязями.

Поверхностное моделирование. Используется при создании теоретиче ских обводов поверхности самолета. Принципы построения поверхностей ос нованы на использовании в качестве исходных элементов двухмерных или трехмерных эскизов. Как и твердые тела, поверхности полностью параметризи рованы, что позволяет простое редактирование поверхностной модели.

Проектирование снизу вверх. Сначала создаются детали, затем они вставляются в сборку и сопрягаются согласно требованиям проекта. Преиму щество этого метода в том, что компоненты проектируются независимо.

Проектирование сверху вниз.

Работа начинается непосредственно в сборке. Можно использовать геометрию одной детали для определения других деталей или создания обрабатываемых элементов, которые добавляются только после сборки деталей.

Конфигурации. Позволяют создать несколько вариантов модели детали или сборки в одном документе. Можно использовать конфигурации, чтобы управлять моделями с разными размерами, компонентами или другими пара метрами.

Конфигурации позволяют:

• в документах детали создавать ряд деталей различных размеров, с разными элементами и свойствами, включая свойства пользователя;

• в документах сборки создавать:

- упрощенные варианты проекта путем погашения или скрытия компо нентов.

- ряды сборок, использующих различные конфигурации компонентов, различные параметры для элементов сборки или различные размеры.

Использование конфигураций сборок позволяет существенно упростить работу при создании различных вариантов компоновок, например варианты ус тановки разных двигателей на самолет (рис. 2).

Требования к электронному макету. ЭМ должен содержать следующие виды информации:

- теоретические поверхности изделия;

- элементы кинематических схем;

- элементы конструктивно-силовых схем (базовые плоскости, оси, точки).

Поверхности создаются в пакете CATIA и далее через формат IGES пере даются в пакеты SolidWorks и Unigraphics NX (NX2). На основе этих поверхно стей создаются твёрдые тела.

КЭМ должен выполняться в виде полного трехмерного описания геомет рии деталей и их взаиморасположения в сборочных единицах без указания до полнительной конструктивной и технологической текстовой информации, ко торая может быть представлена в чертеже и которую невозможно отобразить геометрией детали.

Результатом выполнения работ считается полностью завершённый, в тре буемом объеме увязанный электронный макет, оформленные паспорта на КЭМ и комплект конструкторской документации.

Наименование файлов компонентов должны быть выполнены на англий ском языке по правилам транслитерации (см. ГОСТ 7.79-2000) и соответство вать обозначениям спецификации.

Рис. 2. Вариант размещения ЭМ двигателя Принципы организации работ. Обеспечение доступа ко всей информа ции на любом этапе проектирования. Обеспечение возможности привязки ши рокого круга разносторонней информации об изделии. Информационная под держка всех этапов и стадий проектирования изделия осуществляется на базе единого программного комплекса.

Таким образом, новые информационные технологии ведения проектов позволяют обеспечивать информационную согласованность действий всех уча стников процесса создания продукции, при этом состав участников может быть не постоянен, и определяться исходя из конкретных условий и задач.

В CALS-технологиях необходимо обеспечить единообразное описание и интерпретацию данных, независимо от места и времени их получения в общей системе. Структура проектной, технологической и эксплуатационной докумен тации должна быть стандартизирована. Тогда становится реальной успешная работа над общим проектом различных коллективов, использующих разные CAE/CAD/CAM-системы.

Библиографический список 1. Норенков И.П., Кузьмик П.К. Информационная поддержка трудоемких изделий. CALS технологии. – М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2002.

2. Норенков И.П. Основы автоматизированного проектирования. – М.: Изд-во МГТУ им.

Н.Э. Баумана, 2002.

Н.В. Зосимович Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ» (Украина) МОДЕЛИРОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ ТРАНСПОРТНЫХ ВОЗМУЩЕНИЙ АВТОМАТИЧЕСКИХ ЛА Определение конкретных характеристик параметров транспортных воз мущений (ПТВ) в расчетных случаях является составной частью работ по обес печению устойчивости автоматических летательных аппаратов (АЛА) к пара метрам механического нагружения. Внешние возмущения чаще всего имеют стохастический характер и при наличии статистических данных об этих возму щениях исследуются известными методами математической статистики. Во время разработки нового АЛА для получения априорных вероятностных харак теристик ПТВ используют экспериментальные данные по близким прототипам ЛА, ракеты-носителя (РН) и наземных средств их эксплуатации. Для решения таких задач широкое применение получили статистические модели параметров внешних аэроклиматических условий эксплуатации в приземном слое атмосфе ры и на высотах [1-3].

Нагружение АЛА при транспортно-такелажных операциях зависит от массово-статистических сил тяжести, которые распределены аэродинамиче скими квазистатическими силами (в случае ветровых воздействий на АЛА) и дополнительными составляющими массовых сил, таких, как реакции АЛА на динамические ускорения в узлах крепления (опорах) АЛА во время этих опера ций. Результаты таких работ, в которых распространено использование мосто вых кранов КМЭ-50/10 (с кранами грузоподъемностью 500 и 100 кН), показали, что модель влияния крановых ускорений akp ( t ) может быть представлена в ви де быстро затухающего, близкого к гармоническому, процесса:

akp ( t ) = Aa e t sin t, (1) k где Aa - максимальное значение ускорения процесса;

k - декремент колебательного процесса;

- циклическая частота.

По результатам обработки измерений при операциях с грузами до 80 (для крана грузоподъемностью 100 кН) и до 200 кН (для крана с грузоподъемностью 500 кН) получены (с вероятностью 0,8) следующие статистические характери стики ускорений при прямом подъеме (опускании) [5]:

на основной скорости:

ma = 0,63м * с 2 ;

a = 0,40м * с 2 ;

при установочной скорости:

ma = 0,30м * с 2 ;

a = 0,26м * с 2 ;

при опускании в момент укладки опоры на установочной скорости:

ma = 0,90м * с 2 ;

a = 0,63м * с 2, где m - математическое ожидание;

- среднеквадратичное отклонение.

Значение частоты может составлять 1…10 Гц при подъеме (опускании) и доходить до 20 Гц при укладке. Декремент колебаний изменяется в диапазоне 0,3…0,6 [5].

По результатам исследований нагружения систем «изделие – транспорт ное средство» (ИТС) математическую модель неровностей железнодорожного полотна (2) можно представить в виде комбинации периодических стыковоч ных S n ( t ) (рис.1) и случайных неровностей Sc ( ) (рис. 2):

U0 2 V S n (t ) = 1 cos t, (2) 2 LH где U 0 - случайная величина глубины неровностей, которая описывается нор мальным законом распределения с математическим ожиданием и дисперсией mU 0 = 0,01 м, DU 0 = 1,6 * 10 5 м2;

V - скорость движения ИТС, см/с;

LH = 3 м – длина стыковочной неровности.

0. 0. Sn(t) 0. 0. 0. 0 0.1 0.2 0. t, c Рис.1. Расчетная зависимость периодических стыковочных неровностей S n ( t ) от времени t, c Случайные геометрические неровности описываются спектральной плот ностью вида [5] F ( ) S ( ) = (3), K 12 + 12 c где K 1 =50 МН*м-1 – коэффициент упругости пути;

1 = 0,8 МН*м-1 – коэффициент плотности;

F ( ) - спектральная плотность сил взаимодействия F между колесом и рельсом, которая представлена белым шумом в диапазоне частот от 0 до 64 Гц с дисперсией 4*10-6 м2 [4-5].

0. 0. S () 0. c 0. 0 20 40 60, Г ц Рис.2. Расчетная зависимость случайных неровностей Sc ( ) от частоты собственных колебаний, Гц Библиографический список 1. Кирпичникова Л.Г., Матвеенко Л.С. Проектирование приборных комплексов ЛА. – М.:

Изд-во МАИ, 1989.

2. Гладкий В.Ф. Динамика конструкции летательного аппарата. – М.: Наука, 1969.

3. Гладкий В.Ф. Прочность, вибрация и надежность летательного аппарата. – М.: Наука, 1975.

4. Зосимович Н.В. Использование российских ИСЗ для решения задач экологического мо ниторинга земной поверхности // IV международная конференция молодых ученых «Че ловек и космос» – Днепропетровск: НЦАОМУ, 2002. С. 323.

5. Зосимович Н.В. Определение характеристик и разработка математической модели пара метров транспортных возмущений КА экологического мониторинга Земли // Матеріали І Міжнародної науково-практичної конференції “Науковий потенціал світу 2004”. 1- листопада 2004 р. Т. 61. Технічні науки. Дніпропетровськ: Наука і освіта, 2004. С. 68-72.

6. Конструирование автоматических космических аппаратов / Д.И.Козлов, Г.П. Аншаков, В.Ф. Агарков и др.;

Под ред. Д.И.Козлова. – М.: Машиностроение, 1996.

Аэродинамика и динамика летательных аппаратов И.А. Вишневская, Н.Н. Маркин, М.В. Петручик Московский авиационный институт (государственный технический университет) УСТОЙЧИВОСТЬ ПРОДОЛЬНОГО УГЛОВОГО ДВИЖЕНИЯ ДИРИЖАБЛЯ Разработка дирижаблей нового поколения позволяет создавать конструк ции с высоким уровнем тяговооруженности, что приводит к росту летно технических характеристик дирижабля по количественным показателям вплоть до значений ЛТХ ЛА тяжелее воздуха. Это обстоятельство обуславливает необ ходимость разработки показателей устойчивости дирижабля, аналогичных по казателям устойчивости самолета. В данной работе рассматривается определе ние показателей устойчивости дирижабля для продольного углового движения.

При постоянной скорости полета линеаризованные уравнения продольно го углового движения описывают процессы изменения вариаций угла тангажа, угла атаки и угла наклона траектории в следующем виде [1,2,3]:

(Y z p 2 + Y z p + Y ) + ( p + Y ) = Y B B ;

& (1) ( p 2 + M z z p + M z ) + ( M z& p + M z ) = M z B B ;

(2) =. (3) Коэффициенты линеаризации определяются по формулам:

( xT + K 22 ) l • z = ;

Y (4) + K 22 V + c z / Z y Y= (5) ;

+ K 1 g Y = (6) ;

( + K 22 ) V c / 2 V Y = y ;

(7) ( + K 22 ) l c H / 2 V H =y ;

Y (8) + K 22 l mz / 2 + ( yT xT ) V z Mz = z ;

(9) iz + K 66 l ( yT + xT ) g Mz = ;

(10) iz + K 66 l xT + K 66 + yT V Mz = (11) ;

iz + K 66 l m / 2 V • Mz = z (12) ;

iz + K 66 l m z / 2 V B =, Mz z (13) iz + K 66 l m где = – относительная масса дирижабля объемом U при плотности возду U ха ;

l = 3 U - характерный линейный размер дирижабля объемом U ;

xT = xT / l;

yT = yT / l - относительные значения координаты центра масс;

I iZ = Z 2 – относительное значение момента инерции;

ml K 22, K 66 – присоединенная масса и момент инерции для продольного движения.

Для определения показателя устойчивости дирижабля в продольном уг ловом движении используется метод Рауса–Гурвица [3]. В соответствии с дан ным методом вычисляется определитель линеаризованной динамической моде ли дирижабля:

• Y p 2 + Y z p + Y z p +Y A( p ) = (14) p2 + M z z p + M z M z& p + M z и определяются коэффициенты характеристического полинома A( p ) = A0 p 3 + A1 p 2 + A2 p + A3 (15) по формулам • (16) z A0 = Y M z& + 1 ;

• (17) A1 = Y M z + Y z M z& + Y M z z ;

z • (18) A2 = Y z M z Y M z& z + Y M z M z ;

A3 = Y M z M z Y.

(19) В соответствии с теоремой А.М. Ляпунова об устойчивости линеаризо ванного движения необходимо, чтобы все корни характеристического полино ма имели отрицательные вещественные части. Используем для определения по казателей устойчивости углового движения дирижабля критерий Рауса– Гурвица [3]. Составим определитель Гурвица:

A1 A3 = A0 A2 0. (20) 0 A1 A Для устойчивости линейной динамической системы при выполнении не равенства A0 0 необходимо и достаточно, чтобы все коэффициенты характе ристического полинома (21), главные миноры (22, 23) и определитель Гурвица (24) были положительны:

A1 0, A2 0, A3 0;

(21) 1 = A1 0;

(22) A1 A 2 = = A1 A2 A0 A3 0;

(23) A0 A A1 A3 3 = A0 0 = A3 2 0.

A2 (24) 0 A1 A Определение знака коэффициента A0 (16) с учетом значений производ ных (4) и (11) приводит неравенство A0 0 к соотношению 2iz + ( K 66 + K 22 ) _ yT (25).

K _ Следовательно, смещение центровки вниз 0 y T является условием ус тойчивости дирижабля в гравитационном поле Земли.

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

z c / 2 V _ _ yT mz / 2 + ( yT + xT ) + + y ( + K 22 )( iz + K 66 ) iz + K 66 ( + K 22 ) l (26) _ m ( cz / 2) ( K 22 + xT ) K V z y + 2.

2( + K 22 )( iz + K 66 ) l ( + K 22 )( iz + K 66 ) Обозначим составляющие данного неравенства переменными:

_ yT (27) T = ;

( + K 22 )( iz + K 66 ) m ( cz / 2) V = z y (28) ;

2( + K 22 )( iz + K 66 ) l z c / 2 V _ mz / 2 + ( yT + xT ) = ;

z y (29) iz + K 66 ( + K 22 ) l _ ( K 22 + xT ) K 66 (30) TP =.

( + K 22 )( iz + K 66 ) Проведем анализ полученных соотношений.

1. Показатель продольной гравитационной устойчивости T характери зует либрационную (весовую) устойчивость дирижабля в поле притяжения за счет смещения вниз координаты центра масс относительно центра объема. По казатель в гравитационном поле Земли не зависит от скорости полета.

2. Показатель продольной устойчивости по углу атаки характеризует степень продольной устойчивости по углу атаки, обусловленную аэродинами ческими силами. Показатель продольной устойчивости по углу атаки зави сит от квадрата скорости полета дирижабля.

3. Показатель продольной устойчивости z характеризует степень вли _ яния коэффициента демпфирующего момента m z и производной по углу атаки z c на устойчивость продольного движения. Показатель продольной устойчи y вости z пропорционален величине скорости полета дирижабля.

4. Величина TP представляет собой требуемое значение показателя ус тойчивости, при котором обеспечивается продольная устойчивость дирижабля в угловом движении.

Таким образом, показатель устойчивости в продольном угловом движе нии D представляет собой сумму составляющих D = T + + z, (31) и его требуемое значение должно удовлетворять неравенству:

T + + z TP. (32) Условие A2 0 с учетом (18) и (4)-(12) при допущениях xT 0, 0, 0, 1 обеспечивается при выполнении следующих неравенств.

1. На режиме висения 1 g yT ( + K 22 ), A2 = (33) ( + K 22 )( iz + K 66 ) l _ необходимо расположение центра масс ниже центра объема дирижабля y T 0, V V 2. При малой скорости полета и 2, где – малая величина, l l c z 1 V g ( + y )( K 66 + yT ) yT ( + K 22 ), (34) A2 = ( + K 22 )( iz + K 66 ) 2 l l и необходим выбор центровки в соответствии с неравенством c z V c z V K 66 ( + ( + y ) y ) 2 l 1 2 l.

yT (35) g g yT ( + K 22 ) yT ( + K 22 ) l l 3. Для больших скоростей полета дирижабля производная коэффициента продольного момента по безразмерной угловой скорости тангажа должна удов летворять неравенству 4l 2 c z V g _ z mz 2 ( + )( K 66 + yT ) yT ( + K 22 ), y (36) V cy 2 l l то есть, чем больше скорость полета, тем меньше требуемое значение произ водной коэффициента продольного момента по безразмерной угловой скорости тангажа.

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

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

2. В полете с нулевым углом тангажа 0 коэффициент A3 является по ложительным при смещении центровки вниз относительно центра объема ди рижабля.

Рассмотрим вычисление второго минора:

A A 2 = 1 = A1 A2 A0 A3. (37) A0 A Величина второго минора будет положительна при выполнении условий A0 A A0 0, A1 0, A2 0, A3 0 и A1 (38) A или при выполнении неравенства A0 A A1 (39).

A AA D, 0 3 0 и D = T + + С учетом A1 = TP при выполне z A нии неравенства D TP второй минор матрицы Гурвица положителен:

2 0.

Определим условие положительной определенности определителя матри цы Гурвица:

A1 A3 3 = A0 0 = A3 2 0.

A2 (40) 0 A1 A В случае положительного значения второго минора матрицы Гурвица 2 0 необходимо, чтобы коэффициент A3 принимал положительное значе ние A3 0. Коэффициент A3 вычисляется по формуле _ c y V y T (41) A3 = 2l 2 ( + K 22 )( i z + K 66 ) и принимает положительное значение при смещении вниз центра масс дири _ жабля относительно центра объема y T 0. На режиме зависания при нулевом значении скорости V = 0 коэффициент A3 равен нулю A3 = 0. Таким образом, на режиме зависания определитель Гурвица обращается в нуль и дирижабль находится на границе области устойчивости.

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

V, км/ч 60 0 20 40 80 -0. -0. -0. TP -0. - -1. T D -1. -1. -1. - Зависимость запасов продольной устойчивости и ее составляющих от скорости полета Библиографический список 1. Воронов А.А. Основы теории автоматического управления. Автоматическое регулирова ние непрерывных линейных систем. – М.: Энергия, 1980.

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

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

– М.: Машиностроение, 1969.

А.В. Власенко, А.Е. Гордеев, И.В. Жихарева, Н.Н. Маркин, А.С. Царяпкина Московский авиационный институт (государственный технический университет) ИССЛЕДОВАНИЕ ТРАНСПОРТНЫХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ ПРИ ЗАПРАВКЕ РАКЕТЫ В ВОЗДУХЕ ИЗ БАКОВ САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ Транспортные возможности систем воздушного старта, разработанные по проектам «Воздушный старт» и «Бурлак» [1], существенно ограничены массой полезной нагрузки, которая может быть расположена внутри самолета-носителя либо на наружной подвеске. В данной работе рассматривается увеличение стар товой массы ракеты-носителя с использованием заправки ее первой ступени непосредственно перед стартом из топливных баков самолета-носителя.

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

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

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

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

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

Начальный этап полета самолета-носителя происходит при массе, близ кой к максимальной. В результате существенно увеличиваются затраты време ни и топлива на набор высоты. На рис. 1 представлена траектория набора высо ты с разгоном самолета-носителя.

H, км L, км 0 20 40 60 80 100 120 140 160 Рис. 1. Траектория набора высоты Подвеска ракеты под фюзеляжем позволяет использовать силу притяже ния для разделения летательных аппаратов. Выполнены исследования процесса разделения летательных аппаратов на этапе воздушного старта. Анализ резуль татов показывает, что с учетом 5-секундной задержки на подготовку к маневру, развороту по углам атаки и крена удаление на безопасное расстояние 400 м от плоскости старта ракеты произойдет через двенадцать секунд. Для расчета тра ектории движения ракеты после отделения интегрировались уравнения движе ния [2]:

dV = g ( n xa s in ) ;

dt g V d = n ya 1 cos ;

dt V gr dH = V s in ;

(1) dt dX = V cos ;

dt dm = mГ;

dt r = R 3EM + H.

Значения перегрузок вычисляются по формулам P cos X a P sin + Ya nxa = n ya =,. (2) mg mg Для расчета траекторий задаем программы управления по углу тангажа = P (t ). Значения угла атаки определяется по формуле = P (t ).

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

H, км 10. T p, с 10.8 10. X, км 10. 0 0.5 1 1.5 2 2.5 Рис. 2. Траектории полета на пассивном участке при различном значении времени перекладки рулей высоты По сравнению с проектом «Воздушный старт» [1] скорость и высота са молета-носителя в момент отделения ракеты полностью используются для сни жения требований к энергетическим характеристикам ракеты-носителя. В про екте «Воздушный старт» [1] использование парашюта для вертикализации ра кеты перед стартом снижает ее удельную энергетическую высоту.

К недостаткам проекта заправки в воздухе следует отнести большие габа ритные размеры ракеты и предельные значения ее стартовой массы после за правки топливом перед пуском. Для реализации проекта потребуется сущест венная доработка конструкции базового самолета и ракеты.

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

2 RK V = VK 1 V0 + VA + V, (3) R +R 0 K где VK = – значение орбитальной скорости движения;

RK V0 – начальная скорость движения ракеты;

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

VA, V – потери преодоления сопротивления атмосферы и гравитационные;

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

Практически реализуется двухступенчатый вариант ракеты-носителя. В этом случае определяется величина характеристической скорости каждой сту пени: Vi = 0.5 V. Относительная масса топлива каждой ступени вычисляется по формуле [2] V mT = m0 1 exp R i. (4) JУЂ Масса каждой ступени в начале активного этапа mKi m0i =, (5) 1 Ti Ki где mKi – относительная масса i -й ступени в конце активного этапа полета;

Ti – относительная масса топлива i -й ступени;

Ki – относительная масса конструкции i -й ступени.

После отделения конструкции, израсходовавшей топливо, масса остав шейся конструкции mKi = mKi m0i Ki. (6) Выбранные параметры ракеты-носителя использовались для интегриро вания уравнений движения на активном этапе полета. Вычисленные траектории для двух программ управления по углу тангажа представлены на рис. 3.

H, км X, км 0 500 1000 1500 Рис. 3. Траектория полета ракеты-носителя Методом оптимального двухимпульсного перехода [2] определяем массу полезной нагрузки, выводимой на более высокую орбиту.

Потребная характеристическая скорость маневра определяется по форму ле 2 ( R3 + H K ) 2 ( R3 + H 0 ) V = V0 1 + V 1, (7) ( R3 + H 0 ) + ( R3 + H K ) K ( R3 + H 0 ) + ( R3 + H K ) где H 0, H K –значения высот начальной и конечной круговой орбиты;

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

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

mK, т 3, 2, 1, 0, 0 H, км 0 2000 4000 6000 Рис. 4. Зависимость массы космического модуля от высоты конечной круговой орбиты для больших высот Транспортные возможности авиационно-ракетного комплекса космиче ского назначения при заправке перед стартом первой ступени ракеты-носителя из топливных баков самолета-носителя позволяют выводить полезную нагрузку массой от 3500 кг до 2000 кг на орбиты высотой от 200 до 8000 км.

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

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

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

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

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

К.С. Видов, Н.В. Павлова, В.Г. Петров Московский авиационный институт (государственный технический университет) ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗАИМНЫХ КООРДИНАТ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ В ГРУППЕ В настоящее время признано, что одним из основных путей совершенст вования навигационного оборудования самолетов является создание комплекс ных навигационных систем [1]. Сущность комплексирования заключается в ис пользовании информационной и структурной избыточности для повышения точности, надежности и помехозащищенности измерений при измерении одних и тех же или функционально-связанных навигационных параметров.

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

При полете группы ЛА необходимо знать их абсолютные и относитель ные координаты. Для определения взаимных координат между ЛА с помощью радиосистемы ближней навигации необходимо вводить дополнительный алго ритм обработки информации, с помощью которого погрешность измерения на вигационных параметров приводится к допустимому значению.

Проводить испытания и эксперименты на начальных этапах удобнее и дешевле на виртуальных стендах;

все физические измерители, датчики и нави гационные системы на начальном этапе разработки заменяются здесь про граммными аналогами. Для работы стенда необходимо не только заменить бор товые устройства, датчики и измерители их программными моделями, но и осуществить взаимодействие модулей между собой.

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

После того как программа промоделирует выбранный вариант экспери мента, результаты будут сохранены в базе данных. Для просмотра результатов используется программа вывода информации в виде графиков, причем инстру ментарий для исследования является достаточно широким, в частности, мас штабирование, локатор, изменение цветовой палитры.

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

запуск фильтра координатной информации;

запуск фильтра дальномерной информации;

экстраполяция оценок радиальных дальностей;

экстраполяция оценок относительных прямоугольных координат;

фильтрация дальномерной информации;

фильтрация координатной информации;

формирование сигнала «Готовность» фильтра дальномерной информации;

формирование сигнала «Готовность» фильтра координатной информации;

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

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

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

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

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

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

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


В окно экранной формы выведены: 1 – сигнал с использованием исходно го алгоритма;

2 – сигнал с использованием разработанного алгоритма фильтра ции. Проведенное моделирование подтвердило, что разработанное программно алгоритмическое обеспечение позволяет существенно повысить точность оцен ки взаимной скорости сближения.

Разработанное программно-алгоритмическое обеспечение протестирова но на моделирующем стенде ОАО «ОКБ Сухого». Результаты показали, что оно может быть использовано для определения дальности между ЛА в группе с точностью до 15м.

Взаимные скорости сближения. Результаты моделирования Библиографический список 1. Жуковский А.П., Расторгуев В.В. Комплексные радиосистемы навигации и управления самолетов. – М.: Изд-во МАИ, 1998.

2. Соболев В.И. Информационно-статистическая теория измерений. – М.: Машиностроение, 1983.

Д.В. Власенко, М.С. Гусева, Д.В. Колыхалов, В.Л. Крапчатов, Н.Н. Маркин Московский авиационный институт (государственный технический университет) ИССЛЕДОВАНИЕ ДИНАМИКИ КРЫЛАТОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ Мобильный запуск космических аппаратов привлекает внимание заказчи ков, разрабатывающих собственные космические аппараты, но не обладающих необходимыми для запуска ракетами-носителями и космодромами. В данной работе рассматривается авиационно-космическая система морского базирова ния, в состав которой входят экраноплан большой грузоподъемности, крылатая ракета-носитель для разгона ракетной системы до гиперзвуковой скорости и ракета-носитель для вывода на орбиту искусственного спутника Земли.

Использование экраноплана в качестве носителя позволяет создать большую дозвуковую скорость, необходимую для горизонтального старта кры латого летательного аппарата. Достоинства экраноплана по сравнению с само летами определяются большей грузоподъемностью, большей надежностью со хранения ракетного комплекса в случае отказа от старта. По сравнению с на земным стартом морской старт позволяет использовать пуск с экватора в на правлении вращения Земли.

В качестве ракеты-носителя морского старта рассматривается крылатая ракета, выполненная по нормальной аэродинамической схеме (рис. 1). Крыла тая ракета-носитель оснащена дозвуковым турбореактивным двигателем, уста новленным сверху в хвостовой части фюзеляжа. Для разгона до гиперзвуковой скорости M 5 используется жидкостный реактивный двигатель. Посадка на взлетно-посадочную полосу обеспечивается шасси. Внутри фюзеляжа установ лен пусковой контейнер для пуска второй ступени.

Рис. 1. Общий вид крылатого летательного аппарата многоразового использования Технология выведения на орбиту Земли космического аппарата включает разгон экраноплана и выход на стартовую позицию, старт крылатой ракеты носителя и разгон второй ступени до скорости M 5. После отделения второй ступени крылатая ракета-носитель выполняет полет по баллистической траек тории и выполняет спуск в атмосфере Земли. После уменьшения скорости до дозвуковой M 0.4 включается турбореактивный двигатель и выполняется по лет к аэродрому и посадка на взлетно-посадочную полосу.

Проектировочные расчеты в первом приближении [2,3] позволяют опре делить стартовую массу крылатой ракеты в 165 тонн при массе второй ступени 40 тонн. Рассматривается расчет взлета крылатой ракеты с пусковой установки экраноплана. При движении по направляющим на ракету действуют аэродина мические силы, реактивная тяга двигателей и сила трения, направленная вдоль направляющих [1]. Схема действующих сил представлена на рис. 2.

Движение по направляющим обеспечивается стартовыми двигателями силовой установки. Вектор тяги силовой установки направлен вдоль направ ляющих. В расчетах учитываются аэродинамические силы, которые вычисля ются по формулам Ya = CYB3 q S, X a = C XB 3 q S, где CYB3 = CY B 3. Угол атаки при взлете определяется углом установки направляющих B 3 = B 3.

Vт Pдв Ya Xa Vэкр Fтр mg Рис. 2. Схема сил, действующих на крылатый летательный аппарат при наклонном старте Давление на направляющие определяется суммой проекций силы притя жения и аэродинамических сил и вычисляется по формуле RN = ( m g Ya ) cosB3 X a sinB3. (1) Сила трения пропорциональна давлению крылатой ракеты на направ ляющие:

FT = kTP ( m g Ya ) cosB3 X a sin B3. (2) Для расчета взлета крылатой ракеты интегрируется уравнение движения вдоль направляющей:

• V T = PDB kTP ( mg Ya ) cosB3 X a sinB3 + (Ya mg ) sinB3 X a cosB3. (3) По результатам расчета определяются требования к минимальной тягово оруженности на взлете и траектория старта (рис. 3), где Маркерами отмечены значения координат с интервалом в 1с.

HE, м XE, м 0 20 40 60 80 100 Рис. 3. Перемещение центра масс крылатой ракеты относительно стартовой системы координат, связанной с экранопланом Для исследования активного этапа полета крылатой ракеты-носителя рас сматриваются уравнения движения в скоростной системе координат (4):

dV dt = m ( P cos X a ) g Н sin ;

d = 1 P sin + Y g H V dt mV [ a] cos ;

V r dr = V sin ;

(4) dt d V cos dt = ;

r dm = m.

dt Г Для расчета траекторий активного этапа полета с учетом этапа взлета за даем программы управления по углу тангажа = P (t ). Результаты расчетов представлены на рис. 4 и 5.

H, км K, град 34 30 L, км 0 10 20 30 40 50 60 70 Рис. 4. Траектория полета относительно подвижной земной системы координат для трех программ управления H, км K, град 26 30 L, км 0 100 200 300 400 500 Рис. 5. Траектории баллистического полета для трех вариантов исходных данных Анализ полученных результатов показывает, что траектории спуска в ат мосфере с постоянным углом атаки отличаются большой амплитудой колеба ния по высоте полета. Для уменьшения колебательности используем алгоритм управления нормальной перегрузкой по скоростному напору [4, 5]:

n yTP + K q ( q q0 ) n y max n y max при n ya = n yTP K q ( q q0 ) при n yMIN n yTP + K q ( q q0 ) n y max. (5) n y max n yTP + K q ( q q0 ) n y min при Результаты расчета управления нормальной перегрузкой по скоростному m g и K q = представлены на рис. 6.

напору расчетных значений q0 = C y opt S q H, км а б L, км 400 600 800 1000 Рис. 6. Траектории полета:

а – при управлении нормальной перегрузкой;

б – при снижении с максимальным значением аэродинамического качества Кмах На рис. 7 показано, что управление нормальной перегрузкой по скорост ному напору позволяет снизить уровень пиковых нагрузок на траектории (а) по сравнению с полетом при K max (б).

2. б 1.5 nya 1 T, с а 0. 0 200 400 600 800 1000 1200 1400 -0. Рис. 7. Зависимость нормальной перегрузки от времени Расчет области возможных полетов крылатой ракеты-носителя с дозвуко вым турбореактивным двигателем показывает, что летательный аппарат спосо бен выполнять взлет с турбореактивным двигателем, посадку и полет на даль ность до 450 км.

Расчет пространственного маневра выполняется при значении угла на клона траектории 30 градусов на высоте 50 км для углов крена от 0 до 20 граду сов. Полет с ТРД позволяет выбрать точку посадки в радиусе 450 км относи тельно любой точки на высоте 5 км.

Управление креном обеспечивает маневрирование в боковом направле нии на 170 км. Использование дозвукового турбореактивного двигателя в соче тании с маневрированием по крену обеспечивает выбор взлетно-посадочной полосы относительно точки старта на удалении от 350 до 1650 км в продольном направлении и на удалении 620 км в боковом направлении от плоскости старта.

Библиографический список 1. Абгарян К.А., Калязин Э.Л., Мишин В.П., Рапопорт И.М. Динамика ракет. – М.: Маши ностроение, 1974.

Грабин Б.В., Давыдов О.И., Жихарев В.И., Мишин В.П. Конструирование ракет 2.

носителей космических аппаратов. – М.: Машиностроение, 1991.

Мишин В.П., Безвербый В.К., Панкратов Б.М., Щеверов Д.Н. Основы проектирования ле 3.

тательных аппаратов (транспортные системы). – М.: Машиностроение, 1985.

Гуськов Ю.П., Загайнов Г.И. Управление полетом самолетов. – М.: Машиностроение, 4.

1992.

Сихарулидзе Ю. Г., Голубев Ю.Ф. Алгоритмы управления космическим аппаратом. – М.:

5.

Машиностроение, 1982.

С.В. Беневольский, В.И. Гончаренко, А.И. Стефанович, Р.Т. Суринов, А.И. Четин Московский авиационный институт (государственный технический университет) СОЗДАНИЕ ПРОГРАММНОГО КОМПОНЕНТА ДЛЯ ПОСТРОЕНИЯ ЛИНИЙ УРОВНЯ ТРЕХМЕРНЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ На практике часто приходится иметь дело с таблично заданными функ циями, например, при анализе решения системы обыкновенных дифференци альных уравнений или системы уравнений в частных производных. Иногда возникает необходимость иметь визуальное представление табличной функции в виде линий уровня (изолиний), характеризующих степень её изменения на ис следуемом участке.

При решении задач баллистического обеспечения пусков ракет или за пусков космических аппаратов (КА) метод изолиний применяется для форма лизации допустимых условий входа головной части (ГЧ) ракеты или возвра щаемой на Землю части КА в плотные слои атмосферы [1]. Для этого строится «область входа ГЧ (КА) в атмосферу», и допустимыми считаются только те траектории полета, пассивный участок которых принадлежит данной области.

Этот же подход позволяет эффективно решать задачу выбора программы управления полетом баллистической ракеты (БР), используется при решении широкого круга задач баллистического проектирования ракет [2] и других за дач.

Авторами разработан программный компонент системы программирова ния Borland Delphi 7 [3], с помощью которого можно строить и графически отображать изолинии функций, заданных таблично.

Многие стандартные математические пакеты (Mathematica, Maple, Ori ginLab и др.) решают эту задачу качественно, но для многих прикладных задач, решаемых в среде разработки Borland Delphi 7, указанные средства недоступ ны. Известный компонент TChart разработки Дэвида Бернеды (David Berneda) входит в состав встроенной библиотеки компонентов Borland Delphi только в версии, не поддерживающей возможность построения контурных графиков.


Профессиональная версия компонента TChart Pro, обладающего огром ными возможностями решения задач визуализации данных, очень дорога и не является общедоступной. Кроме того, подключение к основному модулю про екта Borland Delphi 7 компонента TChart Pro существенно увеличивает его объем и потребляемые ресурсы компьютера, что не всегда приемлемо. Поэтому и наличие компонента TChart Pro не снимает актуальности задачи создания небольшого по объему, специально ориентированного на построение семейств обычных и контурных графиков компонента Borland Delphi 7, обладающего высокой оперативностью и гибкостью реализации его ресурсов. Предполагает ся также наделить его дополнительными функциями, которыми другие про граммные продукты, решающие задачу построения изолиний, в настоящее вре мя не обладают.

Функциональность компонента обеспечивают два класса:

• Класс TIsoline – основной класс компонента. В его задачи входит:

1. Чтение данных из файла.

2. Нахождение точек с заданным уровнем.

3. Нахождение точек пересечения линий уровня.

4. Графическое отображение результатов.

5. Взаимодействие с пользователем.

• Класс TMeshFunction. Его задачи:

1. Сортировка точек.

2. Интерполяция с использованием сплайнов.

3. Описание свойств линии уровня.

Ниже приведены примеры использования разработанного компонента при решении задач подготовки данных для полета БР.

Основное управление формой траектории в полёте осуществляется в ка нале тангажа. Это – основная программа управления полётом, определяющая дальность, точность, время полёта боевого блока (ББ) на пассивном участке траектории и некоторые другие характеристики траектории.

Примерная схема выполнения трёхступенчатой БР с двигательной уста новкой без отсечки тяги маневрирования по углу тангажа изображена на рис. 1.

На внеатмосферном участке программа имеет волнообразный характер.

Этим обеспечивается расходование «избытков» топлива при пусках на промежуточные дальности и, одновременно, управление параметрами входа ББ в плотные слои атмосферы. Условно разделим кривую зависимости программы угла тангажа от времени на кусочно-линейные фрагменты и пронумеруем их.

Рис. 1. Программа тангажа Изменяя параметры 6 и 9, можно получать разные траектории, значи тельно отличающиеся друг от друга по таким параметрам движения, как полное время полёта, угол и скорость входа в атмосферу, дальность. Имеются доста точно широкие возможности по управлению перечисленными характеристика ми траектории.

Пусть требуется выбрать параметры программы тангажа 6 и 9, обеспе чивающие полёт ББ на заданную дальность за требуемое время при фиксиро ванном направлении пуска, задаваемом азимутом А0. Причем баллистиками рассчитаны значения сеточных функций зависимостей дальности и времени полета от определенных значений параметров программы тангажа 6 и 9.

С использованием разработанного компонента была написана демонстра ционная программа, с помощью которой можно найти графическое решение поставленной задачи, построив изолинии дальности полета и времени полета в интересующем нас диапазоне значений дальности и времени. В зависимости от того, насколько точное решение необходимо получить, можно непосредственно использовать полученное графическое решение, либо принять его в качестве начального приближения в алгоритме соответствующей краевой задачи, что значительно ускорит сходимость численного метода её решения, а главное – повысит скорость сходимости итерационного процесса.

При использовании программы необходимо указать местоположение файлов с данными, затем задать требуемые значения времени и дальности по лета и нажать кнопку «Построить графики» (рис. 2).

После этого линии уровня с заданными значениями времени и дальности полета будут визуализированы, а также появятся значения точек пересечения этих линий, если таковые нашлись. Например, для времени полета 2000 с и дальности полета 9500 км нашлись две точки пересечения: 6 = 7,33, 9 = 33,79 и 62 = 19,61, 92 = 5,58. То есть существуют две программы тан гажа, при которых реализуется траектория с заданным временем равным 2000 с и заданной дальностью равной 9500 км. Заметим, что далеко не все программ ные комплексы подготовки данных способны обнаружить в рассматриваемой ситуации второе решение.

Изолиния дальности 1-ая точка пересечения 2-ая точка пересечения Изолиния времени Рис. 2. Окно программы нахождения параметров программы тангажа Пусть теперь, помимо сеточных функций зависимостей дальности и вре мени полета от определенных значений параметров программы тангажа 6 и 9, рассчитаны также зависимости скорости входа ББ в плотные слои атмосфе ры.

Теперь требуется определить диапазон реализуемых полетных времен, при пуске БР на заданную дальность с учетом ограничений на область входа ББ в атмосферу.

С помощью разработанного компонента данную задачу также можно оперативно решить графически. Вначале строится изолиния максимальной ско рости входа ББ в атмосферу, затем изолиния требуемой дальности полета ББ и семейство изолиний полного времени полета в зависимости от параметров 6 и 9. По графическому отображению их взаимного расположения определя ем диапазон допустимых полетных времен.

Пусть максимальная скорость входа ББ в атмосферу равна 7200 м/с (рис. 3). Определим диапазон полетных времен для значения требуемой даль ности полета равной 9450 км. Из расположения изолиний видно, что при значе ниях времени полета меньше 1865 с изолинии времени и требуемой дальности не пересекаются, т.е. при заданной дальности времена меньше 1865 с являются нереализуемыми.

При значении полного времени полета больше 2300 с точки пересечения изолиний дальности и времени не лежат в области допустимых значений ско рости входа ББ в атмосферу, поэтому времена полета больше 2300 с также яв ляются недопустимыми.

Изолиния мак- Изолиния иско симального мой дальности времени полета (9450 км) (2300 с) Изолиния макси мального времени полета без учета ог раничений (2613 с) Изолиния мак симальной ско рости входа (7200 м/с) Недопустимая об ласть значений Изолиния ми параметров про нимального граммы тангажа времени полета (1865 с) Рис. 3. Окно программы нахождения полетных времен Заметим, что без учета ограничений максимальное время было бы равно 2613 с. Итак, при заданной дальности и заданных ограничениях на область вхо да ББ в атмосферу значения полетных времен можно варьировать в диапазоне от 1865 с до 2300 с. Аналогичным образом можно выделить и изолировать об ласть значений параметров программы тангажа, недопустимую из-за ограниче ний по углу входа ББ в плотные слои атмосферы, завершив решение рассмот ренной задачи.

Как видно, компонент имеет важные практические приложения, связан ные с задачами баллистики. Очевидно, что круг задач, решаемых с помощью данного компонента, этим не ограничен.

Библиографический список 1. Лебедев А.А., Герасюта Н.Ф. Баллистика ракет. – М.: Машиностроение, 1970.

2. Аппазов Р.Ф., Сытин О.Г. Методы проектирования траекторий носителей и спутников Земли. – М.: Наука, 1987.

3. Фаронов В.В. Программирование на языке высокого уровня: – СПб.: Питер, 2003.

Д.Ю. Капустин, Б.Х. Салатов ОАО «ГосМКБ «ВЫМПЕЛ» им. И.И. Торопова МОДЕЛИРОВАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТЫ В РЕЖИМЕ ПОЛЕТА В ОКРЕСТНОСТИ САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ До недавнего времени аэродинамические характеристики (АХ) изделия в условиях управляемого полета в окрестности самолета-носителя (СН) опреде лялись как суммы соответствующих АХ изолированного изделия, представлен ного своей математической моделью аэродинамических сил и моментов, и при ращений указанных характеристик за счет аэродинамической интерференции с конструкцией СН, полученных при неотклоненных органах управления (1,2,3,4 = 0).

При этом предполагалось, что эффективность органов аэродинамического управления изделия остается без изменений даже в условиях возмущений, гене рируемых СН. Однако опыт эксплуатации и результаты дополнительных труб ных испытаний для режимов совместного полета при отклоненных органах управления (1,2,3,4 0) показал, что такое допущение не находит своего подтвер ждения.

Попытки создать в этих условиях математическую модель действующих, в частности на ракету РВВ-АЕ, аэродинамических сил и моментов на базе ре зультатов испытаний в аэродинамических трубах (АДТ) практически обречены на неудачу, поскольку эти АХ будут зависеть не только от обычного набора пе ременных (углов атаки и скольжения самолета с и с, числа М и пространст венных координат изделия xp, уp, zp в связанной системе координат СН), но и от углов отклонения каждого из четырех решетчатых рулей (РР) РР1, РР2, РР3, РР4. Со ответствующий объем трубных испытаний осуществить нереально, не говоря о сложности структуры предполагаемой модели, в которой должно найти свое от ражение нарушение симметрии обтекания.

В связи с вышеизложенным, предлагается другой подход, основанный на выделении из АХ изделия составляющих, определяемых отклонениями всех че тырех рулей относительно своих нулевых положений. При этом характер обтека ния каждого i-гo PP описывается местными углами атаки и скольжения mi, mi, (xppi,yppi,zppi), где xppi,yppi,zppi - координаты геометрического центра i-го PP.

При таком подходе АХ изделия в совместном полете будут содержать три составляющих:

1) АХ изолированного изделия при 1,2,3,4 = 0, определенные из математической модели сил и моментов;

2) интерференционные экспериментально найденные составляющие в форме функций аргументов: с, с, М, xp, уp, zp при 1,2,3,4 = 0;

3) полуэмпирические слагаемые в форме приращений АХ, определяемые только отклонениями РР (1,2,3,4 0).

Алгоритм расчета приращений аэродинамических коэффициентов ракеты РВВ-АЕ в режиме полета в окрестности СН Для оценки влияния каждого РР на АХ изделия с точки зрения аэродина мики следует определить угол, под которым местный поток набегает на несу щую поверхность руля, и надо располагать данными о зависимости генерируе мой нормальной силы от величины этого угла.

Будем рассматривать углы атаки каждого из РР как углы между вектором местной скорости и проекцией последней на несущую плоскость РР (боковую сторону внешней рамки), исходя из предположения, что отсутствует вторичное влияние изделия на характер обтекания PP.

Порядок операций следующий:

I. Определение mi и mi для рулей с координатами хppi,уppi,zppi (i = 1,2,3,4).

Для определения местных углов атаки и скольжения (m, m) по координа там каждого из РР и заданным параметрам полета самолета используется про грамма, обрабатывающая данные продувок.

II. Вычисление направляющих косинусов вектора местной скорости в сис теме координат каждого i-гo РР.

В качестве начального состояния (хр0, yр0, zp0) будем принимать ситуацию, когда связанная ось Oхр0 совпадает с вектором скорости полета, а ось Ozp0 па раллельна оси Ozc самолета.

Для перехода от связанной с СН системы координат (СК) к связанной системе координат РР необходимо осуществить несколько операций (рис. 1):

1) поворот изделия вокруг оси Oус на угол m 0 и переход к системе (x1,y1,z1);

2) поворот изделия вокруг оси Oz1 на угол m 0 и переходе к системе (x2,у2,z2);

3) поворот изделия на угол вокруг оси Ox2 и переход к системе (х3,у3,z3);

4) поворот СК РР вокруг оси Ох3 на угол ' = - /2 и переход к системе (х4,у4,z4) (для того, чтобы связанная ось РР Оу3 была направлена вдоль нормали к плоскости боковой рамки);

5) поворот связанной СК РР вокруг оси вращения на угол и переход к системе (х5, у5, z5).

Рис. 1. Системы координат Поскольку нас интересуют углы между осью Оx0 (вектор скорости) и осями системы (x5, y5, z5), то будем рассматривать только следующие элементы итоговой матрицы:

(a11 )i = cos( m )i cos( m )i cos i sin( m )i cos( m )i sin i sin i sin( m )i cos i sin i ;

(a12 )i = cos( m )i cos( m )i sin i sin( m )i cos( m )i sin i cos i sin( m )i cos i cos i ;

(1) (a ) = sin( ) cos( ) cos + sin( ) sin.

13 i mi mi i mi i III. Вычисление угла атаки РР (pp).

Обратимся сначала к углу между вектором скорости и плоскостью Оx5y i-гo PP. Этот угол может соответствовать обдуву указанной плоскости как с внешней стороны, так и с внутренней стороны (рис. 2). В первом случае факти ческий угол атаки i-гo РР равен (pp)i = /2 - arccos(a12)i, а возникающей нор мальной силе будет приписываться отрицательное значение (Сурр 0). Во вто ром случае (pp)i = arccos(a12)i - /2 и, соответственно, Сурр0.

Рис. 2. Возможное расположение вектора скорости В отношении коэффициента нормальной силы обдуваемого PP следует уточнить, что при определении Сурр (по результатам трубных испытаний тензо метрированной модели РР на корпусе изделия) следует учитывать ориентацию плоскости атаки (рис. 3) относительно передней кромки прямоугольной поверх ности боковой стенки. Естественно, что максимальная нормальная сила будет генерироваться, когда плоскость угла атаки не только содержит нормаль к по верхности, но и располагается строго перпендикулярно к размаху последней (эффект максимального удлинения обтекаемой поверхности).

IV. Вычисление угла ориентации плоскости местного угла атаки.

Теоретическое значение рр определяется исходя из рис. 3, где Vx=Va11, Vy = Va12, Vz = Va13.

Таким образом, tg pp = Vx Vz = a11 a13 ;

ppi = arctg (a11 a13 )i. (2) На следующем этапе следует определиться со знаками углов отклонений PP. Для этого можно воспользоваться таблицей:

i (номер руля) 1 2 3 -/4 /4 3/4 5/ i i + + + + i (в трубе) + - - + Рис. 3. Плоскость атаки V. Определение коэффициента нормальной силы РР.

В качестве банка данных прилагается таблица экспериментальных значе ний. Для каждого i-гo РР имеем пару чисел (ррi,ррi), которые и позволяют по лучить значения Суррi:

(Cy pp )i = f ( pp )i,( pp )i. (3) VI. Определение значений генерируемых боковыми рамками (вместе с планами решетки) составляющих коэффициентов нормальной и боковой силы всего изделия.

Положительные направления нормальной и боковой силы, приложенной к каждому РР, показаны на рис. 4.

Коэффициенты нормальной и боковой силы, определяемые существовани ем на модели отклоняемых РР, выглядят следующим образом:

Cy * ( pp ) = 2 / 2 (Cy pp1 cos 1 + Cy pp 2 cos 2 + Cy pp 3 cos 3 Cy pp 4 cos 4 ) ;

(4) Cz * ( pp ) = 2 / 2 (Cy pp1 cos 1 Cy pp 2 cos 2 + Cy pp 3 cos 3 + Cy pp 4 cos 4 ).

Отметим, что индексом «*» отмечены силы, генерированные при взаимо действии боковых стенок рамки (вместе с планами решетки) с местным потоком.

VII. Определение угла скольжения верхней планки РР (pp)i Если 0 arccos (a13)i /2, то (pp)i = /2 - arccos(a13)i и выполняется усло вие (Czpp)i 0.

Если /2 arccos (a13)i, то (pp)i = arccos(a13)i - /2 и выполняется ус ловие (Czpp)i 0.

VIII. Определение коэффициента боковой силы, генерированного верхней планкой РР (вместе с соответствующими планами решетки).

Обратимся теперь к аэродинамической силе, которая генерируется мест ным потоком на верхней планке рамки РР (и расположенных ниже ячейках ре шетки) и направлена вдоль оси Ozpp. Поскольку удлинение этой планки состав ляет около 2,5 вместо порядка 6,5 у боковой стенки и она располагается на уда лении от корпуса изделия, можно предположить, что Cz этой планки не зависит от ориентации плоскости атаки, и поэтому будем считать, что на верхней планке выполняется условие ' = 90°.

Рис. 4. Направление нормальной и боковой сил, приложенных к каждому РР Для каждого i-гo РР имеем ррi, которые и позволяют получить значения Сzррi. Из экспериментальных данных (Cz pp )i = f ( pp )i. (5) IX. Определение значений генерируемых верхними планками РР коэффи циентов составляющих нормальной и боковой силы всего изделия.

При анализе обтекания этой верхней планки следует рассматривать а13.

При этом все формулы остаются в силе, только вместо (а12)i применяется выра жение для (a13)i, обозначение Суppi заменяется на Czppi и используется условие i=0, поскольку поворот РР вокруг оси вращения не изменяет характера обтека ния верхней планки. Отметим, что у плоских рулей эта составляющая будет от сутствовать.

Итак, соответствующие приращения сил от составляющих, ориентирован ных вдоль оси Ozpp, описываются формулами Cy **( pp ) = 0,7657 (Cz1 + Cz2 Cz3 Cz4 ) ;

(6) Cz **( pp ) = 0,7657 (Cz1 + Cz2 + Cz3 Cz4 ).

X. Полные значения коэффициентов аэродинамических сил, определяе мые существованием РР, Cy ( pp ) = Cy * +Cy ** ;

(7) Cz ( pp ) = Cz * +Cz **.

XI. Вычисление соответствующих приращений моментов.

При обработке результатов трубных исследований АХ изделия в режиме совместного полета коэффициент момента крена mх был подсчитан по длине размаха РР, а коэффициенты продольных моментов mу и mz - по длине корпуса изделия. Эти данные позволили получить следующие формулы для расчетных коэффициентов действующих моментов, исходя из предположения, что соответст вующие приращения моментов определяются только отклонениями РР:

mx = 0,315 (Cy )i cos i ;

m y = 0,365 Cz ;

(8) mz = 0,365 Cy.

Таким образом, можно выделить следующие положительные аспекты, полученные при выполнении данной работы.

1. Результаты испытаний в АДТ модели с отклоняемыми органами аэродина мического управления при полете в окрестности СН показали сильную зави симость эффективности этих органов от параметров полета самолета и отно сительных координат отделившегося изделия.

2. Предложен новый алгоритм моделирования АХ изделия в режиме совмест ного полета, основанный на использовании результатов измерений генериро ванного СН поля скосов потока.

3. Предложена новая процедура моделирования АХ изделия в режиме совмест ного полета, предусматривающая применение описанного алгоритма.

Библиографический список М. Хемш, Дж. Нилсен. Аэродинамика ракет: В 2-х кн. Кн. 1 / Перевод с англ. – М.: Мир, 1989.

Физико-математические аспекты создания летательных аппаратов С.А. Иевлев, Л.Г. Кирпичникова Московский авиационный институт (государственный технический университет) ИССЛЕДОВАНИЕ ПО РАЗРАБОТКЕ МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ИДЕНТИФИКАЦИИ СДВИГА ВЕТРА ДЛЯ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ ЭКИПАЖА В соответствии с современными требованиями в авиации задача обеспе чения безопасности полета выходит на первый план. Особенно актуальной яв ляется проблема повышения безопасности на этапах взлета и посадки в услови ях действия на самолет порывов ветра.

Сущность влияния сдвига ветра (СВ) состоит в том, что резкое изменении характера движения воздуха вдоль траектории полета вызывает временно неус тановившееся движение самолета, при котором нарушается равновесие его подъемной силы и веса. Возникает непредвиденное отклонение самолета от траектории полета, которое будет зависеть от вида и интенсивности СВ.

Существующие бортовые системы предупреждения о сдвиге ветра (СПСВ) не удовлетворяют современным требованиям безопасности, так как выдают информацию о СВ с небольшим упреждением, что в условиях дефици та времени затрудняет парирование опасной ситуации.

Применяемые в настоящее время наземные системы, использующие дис танционное зондирование атмосферы, позволяют заранее определить районы предполагаемой активности СВ и выдать на борт инструкции по рекомендуе мым действиям. Однако здесь существует сложность в скорости передачи ин формации на борт и анализе полученной информации.



Pages:     | 1 || 3 | 4 |   ...   | 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.