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 80-ЛЕТИЮ

ОЛЕГА СЕРГЕЕВИЧА САМОЙЛОВИЧА

ПРОЕКТИРОВАНИЕ

И

ИЗГОТОВЛЕНИЕ

АЭРОКОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

ПОД Ю.Ю. КОМАРОВА

РЕДАКЦИЕЙ ПРОФ.

Москва

Издательство МАИ

2006

УДК 629.735.33

Проектирование и изготовление аэрокосмических аппаратов/ Под ред.

проф. Ю.Ю. Комарова. – М.: Изд-во МАИ, 2006. – _._. с.: ил.

В сборнике содержатся статьи научно-исследовательских, проектно конструкторских и технологических работ студентов, молодых ученых и инженеров, представленных на Всероссийский открытый конкурс, посвя щенный 80-летию О. С. Самойловича.

Редакционная коллегия: В. М. Абашев, Л. С. Гурьева, Г. А. Дубен ский, Ю. Ю. Комаров (председатель), В. З. Максимович, В. П. Махров, С. Л. Самсонович, А. С. Сидоренко, Ю. Г. Сосулин, А. А. Пунтус, А. М. Хо мяков.

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.

c Фонд поддержки творческих инициатив студентов ISBN _---_ МАИ, Олег Сергеевич Самойлович (годы работы в МАИ) Олега Сергеевича Самойловича в Московском авиационном институте знали еще задолго до того, как он пришел туда работать. Неоднократно выступая на конференциях и семинарах, щедро делясь своим богатейшим опытом конструктора и проектировщика, помогая кафедре «Проектиро вание самолетов» в оснащении вычислительной техникой и экспонатами учебной лаборатории, Олег Сергеевич завоевал глубокое уважение «кафед ралов» и всех маевцев, чему способствовали тесные деловые отношения и дружба, долгие годы связывавшие его с заведующим кафедрой Сергеем Михайловичем Егером.

Нужно отметить, что у этих двух замечательных людей было много общего как в характере, так и в биографии. Оба были безусловно выда ющимися авиационными специалистами, успешно работавшими замести телями «своих» генеральных конструкторов по общему проектированию самолетов и создавшими ряд выдающихся образцов техники. Оба очень хо рошо понимали значение наук

и и теоретических разработок для практики проектирования, и сами активно работали в этом направлении, возглав ляя научно-исследовательские работы в больших коллективах и обобщая результаты своих исследований в написанных ими книгах. Оба были, на конец, яркими индивидуальностями, раскрывшимися не только в области авиации, но и в других областях, таких, как педагогика, философия тех ники и т. п. Нельзя умолчать и еще об одном схожем факте их биографии.



Несмотря на то, что каждый из этих уникальных конструкторов по своему творческому и организационному потенциалу мог претендовать в будущем на роль руководителя своей проектной организации, оба они вынуждены были покинуть «родные» ОКБ.

Таким образом, когда после кончины Сергея Михайловича Егера встал вопрос о заведующем одной из ведущих кафедр Московского авиацион ного института — кафедры «Проектирование самолетов», преподаватели и сотрудники кафедры поддержали кандидатуру Олега Сергеевича Самойло вича на этот пост. И с 1987 года О. С. Самойлович стал по совместитель ству исполнять обязанности заведующего кафедрой, оставаясь при этом заместителем главного конструктора РСК «МиГ».

Обычно начальникам высокого ранга из-за большой загрузки сложно совмещать основную работу и руководство делами кафедры. Олег Сер геевич с первых дней заведования сумел так организовать работу, что коллектив кафедры почувствовал тесную связь с заведующим, благо ин ститут и ОКБ находились, что называется, «через дорогу». Все отметили бережное отношение нового руководителя к сложившейся научной школе и методической базе кафедры и, вместе с тем, его желание развивать и совершенствовать учебный процесс.

Прежде всего Олег Сергеевич обратил внимание на повышение ква лификации преподавателей, для чего был организован ряд научно-техни ческих семинаров, на которых выступили сотрудники кафедры, ранее ра ботавшие в промышленности, а также коллеги заведующего по работе в ОКБ «Су» и «МиГ». Таким образом, «кафедралы» смогли ознакомиться с весьма ценным опытом проектирования и конструирования новых самоле тов, полученным от ведущих специалистов авиационной промышленности В. И. Антонова, Л. И. Бондаренко, Ю. В. Ивашечкина, М. К. Курьянско го, В. А. Николаенко и многих других. Заседания семинара, проходившие под руководством Олега Сергеевича, никогда не проходили формально.

Зачастую выступления докладчиков переходили в оживленные дискуссии, которые являлись лучшей «школой повышения квалификации» для препо давателей.

Другим направлением деятельности нового заведующего стало расши рение изучения элементов новых технологий компьютерного проектирова ния и конструирования в базовых курсах кафедры. Этот вид деятельности был очень близок Олегу Сергеевичу, поскольку он был ведущим специа листом МАП по внедрению систем автоматизированного проектирования (САПР) в авиапромышленности. Для успешного решения этой задачи ка федра, как уже говорилось, была оснащена современной вычислительной техникой;

организован новый терминальный класс;

скорректированы учеб ные планы и программы отдельных дисциплин;

возвращен на кафедру на чальный курс обучения компьютерной грамотности — «Алгоритмические языки и программирование». Кроме того, были заключены в разное вре мя с ОКБ Г. М. Бериева, А. И. Микояна, П. О. Сухого, А. Н. Туполева, А. С. Яковлева хоздоговорные НИР, в которых разрабатывались методи ческие и программные аспекты автоматизированного проектирования и конструирования объектов авиационной техники, что являлось развитием кафедральной школы создания САПР различного направления.





Перечисленные стороны деятельности Олега Сергеевича как заведу ющего кафедрой «Проектирование самолетов» получили новый импульс после его перехода в 1993 году на постоянную работу в МАИ. Благодаря широкой известности и большому авторитету Олега Сергеевича в авиа ционной промышленности, ему удалось привлечь к работе кафедрального семинара ведущих специалистов практически всех самолетостроительных ОКБ, а также главных отраслевых институтов, таких, как ЦАГИ, ЦИАМ, НИИ АС. По существу, семинар под его руководством превратился в свое образный «клуб проектировщиков», где специалисты разных фирм могли обменяться опытом и обсудить актуальные проблемы создания авиатехни ки.

Семинар пользовался среди специалистов большим авторитетом, кото рый особенно возрос после того, как к участию в его работе Олег Сер геевич стал привлекать и иностранных конструкторов. Так, с профессио нальным интересом был встречен доклад Э. Петрушки — вице-президента отделения Форт-Уэрт по НИОКР фирмы “Дженерал Дайнемикс” о подходе США к разработке перспективных истребителей. Это сообщение было тем более значимым, что его автор являлся «по совместительству» и главным конструктором самолета F-16. Очень информативным было выступление на семинаре и главы отделения бизнес-авиации фирмы “Сюд Авиасьон” г на Никольского (кстати, сына одного из первых пилотов самолета И. И. Си корского «Илья Муромец»), который рассказал о философских подходах к разработке концепции данного типа самолетов, назвав их своеобразной «машиной времени».

Укреплялись связи с зарубежными авиационными учебными заведени ями. Очень хорошие отношения сложились у кафедры с Аэрокосмическим институтом Берлинского технического университета, которым руководил в то время профессор К. Хаберланд. С его помощью были организованы выступления преподавателей кафедры в Берлине и стажировки россий ских студентов и аспирантов в других университетах Германии. В этот период преподаватели и сотрудники кафедры активно участвуют в работе международных семинаров по авиационному образованию, в международ ных научно-технических конференциях. Профессор Н. К. Лисейцев читает лекции в Космическом центре в Хансвилле — США, в Англии и в Швеции.

Студенты и аспиранты кафедры стажируются в ведущих университетах Англии (А. К. Чурусов), США (В. Б. Бойцов), Франции (С. В. Максимов) и других стран. В свою очередь, кафедра принимает на обучение студен тов, аспирантов и стажеров из Америки, Германии, Нидерландов, стран Юго-восточной Азии.

Вообще период начала и середины девяностых годов можно отметить как очень плодотворный в плане сотрудничества кафедры с зарубежными коллегами. Безусловно, такое развитие международных связей кафедры было бы невозможно без того огромного уважения, которым пользовался ее заведующий в авиационном мире. С этой же причиной связано при глашение О. С. Самойловича прочитать курс лекций по проектированию самолетов студентам Мичиганского университета в США, которое он по лучил и успешно реализовал в 1992 году.

За повседневными заботами, связанными с руководством кафедрой, Олег Сергеевич не забывал о собственных научных исследованиях. Не ограничиваясь ролью руководителя большого научного коллектива, он са мостоятельно разрабатывает теорию определения основных проектных па раметров и характеристик самолета, базирующуюся на соотношениях Ми еле. К этим исследованиям он привлекал своих учеников. В частности, под его руководством защитил диссертацию на близкую тему Д.Ю. Стрелец.

Рис. 1. Самолет схемы «Полиплан»

Но основным содержанием научно-технической деятельности Олега Сергеевича в МАИ являлась разработка проектов перспективных само летов. В этом смысле показателен руководимый им цикл исследований по разработке альтернативных проектов дальних магистральных самолетов оригинальных схем (рис. 1). Полученные при этом результаты, наряду с бесспорным авторитетом руководителя работы, позволили кафедре выиг рать грант Международного Научно-технического центра на проектиро вание дальнего магистрального самолета большой пассажировместимости оригинальной схемы «Полиплан» (рис. 2).

Организовав и возглавив большой творческий коллектив, в который, кроме преподавателей различных кафедр МАИ, входили представители ря да самолетостроительных ОКБ, ЦАГИ, ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского и других организаций, Олег Сергеевич тщательно и всесторонне иссле довал преимущества и недостатки новой схемы самолета. Исследование проводилось по заданию и в тесном сотрудничестве с международным кон церном «Аэрбас». Данные по используемым в проекте двигателям были предоставлены фирмой «Роллс-Ройс». Полученные характеристики срав нивались с параллельно полученными данными самолета классической компоновки. Результаты проектирования неоднократно докладывались в филиалах фирмы в Гамбурге и Тулузе и заслужили одобрение заказчика, отметившего глубину проработки, полноту и хорошее качество представ Рис. 2. Оригинальные схемы самолетов ленных материалов. По результатам этой работы было сделано несколько докладов на российских и международных конференциях и подготовлены соответствующие публикации. Безусловно, участие в крупном междуна родном проекте обогатило коллектив кафедры, правда, не столько в фи нансовом плане, сколько в научно-техническом.

Как ни важна научная деятельность, но все же главное направление работы в вузе — это обучение студентов. Олег Сергеевич не стремился читать стандартные плановые лекции «на потоке», большому количеству групп студентов, хотя бывало и это. Свою задачу он видел в формировании специалистов высшего класса в рамках индивидуальной подготовки сту дентов под конкретные рабочие места в ОКБ. И здесь ему не было равных.

Его лекции превращались в обстоятельные, часто задушевные беседы не только о фундаментальных теоретических основах проектирования, но и о реальной практике создания самолетов. Особенно интересны были его рассказы в ангаре, у «своих самолетов». Все студенты, которые имели воз можность и удовольствие участвовать в этих занятиях, навсегда сохранили в душе обаяние этого Конструктора и Учителя.

Да и преподавателям кафедры было чему поучиться у Олега Сергеевича.

Абсолютная самоотдача в работе, желание поделиться своим богатейшим опытом проектировщика, умение, если это необходимо, не только давать общие руководящие указания, но и выполнить конкретную сложную тех ническую работу (например, начертить компоновку нового самолета) — вот качества, которые снискали ему глубокое уважение коллег-преподавателей.

И последнее: Олег Сергеевич считал, что качественная подготовка авиа ционных специалистов возможна лишь преподавателями, которые сами прошли через школу реального проектирования в КБ или на заводах.

Поэтому принятый сейчас на кафедре курс на привлечение к учебно му процессу молодых специалистов-совместителей из промышленности и участие штатных преподавателей кафедры в совместных с ОКБ научно исследовательских работах, является залогом успешного обучения авиаци онных инженеров XXI века.

Заведующий кафедрой «Проектирование самолетов» МАИ в – гг., д.т.н., профессор В. Мальчевский ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ПРОИЗВОДСТВО ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С. Ю. Бибиков, Г. И. Житомирский Московский авиационный институт (государственный технический университет) АЛГОРИТМ МЕТОДИКИ ВЗАИМНОЙ УВЯЗКИ ВООРУЖЕНИЯ И КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНОЙ СХЕМЫ САМОЛЕТА Данная работа посвящена описанию методического аппарата, который позволяет проектировщику осуществлять выбор схемных решений при формировании компоновки тактического самолета.

Задача методики - сократить трудоемкость, затрачиваемую на поиск компоновочных решений при интеграции в компоновку истребителя ком плекса авиационного вооружения (КАВ) и, в частности, грузовых отсеков.

При этом выбранный из ряда возможных вариант сочетаний компоновоч ных решений должен отвечать требованиям минимальной геометрической размерности.

Для декомпозиции задачи выявлены основные структурные составляю щие конструктивно-компоновочной схемы (ККС) самолета и КАВ (рис. 1).

Структура КАВ и самолета представлена в соответствии с работами [2] и [3].

“Жирными” линиями на рис. 1 показана взаимосвязь имеющих вза имное влияние друг на друга решений, принимаемых при увязке ККС и КАВ. Тонкими линиями показаны связи между отдельными структурны ми составляющими ККС либо КАВ самолета, не имеющими взаимного влияния друг на друга.

В соответствии с этим определены отдельные схемные решения (ком поновочные признаки - КП) которые в совокупности определяют особен ности ККС самолета с учетом взаимного расположения агрегатов. Про анализировав структурную схему ККС и КАВ, а также порядок принятия схемных решений можно составить матрицу компоновочных признаков самолета (рис. 2).

Рис. 1. Структурная схема составляющих ККС и КАВ самолета Рис. 2. Матрица компоновочных признаков самолета Матрица представляет собой N-мерный вектор размерности-M во мно жестве вариантов компоновочных схем и является “шаблоном,” который позволяет структурировать схемные решения компоновки самолета по от дельным типам.

На основании проведенного анализа ряда компоновок самолетов ана логичного класса 4-го и 5-поколений, (F-16С, F-35А, Jas-39, Су-27, F-5Е, F-15С, F/A-18E, F-22A, Су-47, EF-2000, Rafale M) можно заключить, что основными формообразующими компоновочными признаками являются взаимозависимые КП: В, С, D, E, F и G. Основные взаимные зависимо сти показаны стрелками на рис. 3. Термин “формообразующий” в данной работе означает оказывающий влияние на ККС фюзеляжа и форму его поперечных сечений.

Рис. 3. Взаимная зависимость формообразующих компоновочных признаков Эти взаимозависимые КП представляют собой шестимерный вектор (КП В, КП С, КП D, КП E, КП F, КПG)=Х R. Необходимые для иссле дования компоненты этого вектора можно представить в виде совокупно сти пяти двумерных векторов (проекций вектора Х на соответствующие плоскости) размерности m n, а именно: (КП В, КП С);

(КП В, КП E);

(КПG, КП E);

(КП D, КПG), и (КП F, КПG). Эти двумерные векторы явля ются матрицами вариантов сочетаний соответствующих КП. Для состав ления матриц проведен анализ компоновочных решений существующих самолетов аналогов, а также взаимосвязь компоновочных признаков. Так, в соответствующих сочетаниях КП: “+” - означает существование реше ние;

“–” - решения не существует. В табл. 1 приведен пример матрицы сочетания КП В и КП С соответственно.

Таблица Матрица сочетания КП В и КП С КП B 1 2a 2b КП C 1 + + + 2 - + + “Вводными” для МВУ являются: аэродинамическая схема (КП А);

про ектные параметры (ПП);

геометрические характеристики (ГХ);

количество двигателей и т.д. Эти параметры определяются на этапах, предшествую щих этапу применения МВУ [4].

Дальнейшее решение задачи синтеза ККС представляет собой комбина торный подбор сочетаний компонентов (КП), удовлетворяющих гранич ным условиям. Для этого осуществляется решение уравнений, в кото рые входят варьируемые и неварьируемые элементы “размерных цепей” и объемно-площадные параметры. Решение осуществляется с помощью программно-аппаратного комплекса. При этом граничные условия пред ставляются системой неравенств, записанных в элементах компоновки входящих в “размерные цепи”. Под граничными условиями понимаются компоновочные ограничения, обусловленные требованиями аэродинами ки, эксплуатации и нормативными документами заказчика. Варьируемые элементы - это значения составляющих размерные цепочки координат ха рактерных точек компонуемых агрегатов. Определение этих координат одна из задач МВУ, так как синтез ККС в данной работе подразумевает под собой формирование геометрического (не графического) облика, т. е. опре деление характерных геометрических параметров. Неварьируемые элемен ты - это еще одна группа "входных"параметров, которые представляются в виде значений, входящих в уравнения размерных цепочек и объемно площадных параметров как постоянные величины. На рис. 4 представлен пример вводимых характеристик неварьируемых компоновочных элемен тов.

На основании множества предъявляемых к компоновке самолета и его отдельным агрегатам требований, которые в совокупности представля ют компоновочные ограничения, составлена матрица категорий элементов компоновки в зависимости от требований (ограничений) (табл. 2).

Рис. 4. Матрица неварьируемых компоновочных элементов Таблица Матрица категорий элементов компоновки Требования Варьируемые Неварьируемые Sмид, Sсеч (х) Аэродинамические нос, зах, сх Эксплуатационные hвз, hпош, КП F hтележки, эксплпрохода дв, Хкр, Zдв, ХГрО, Lдв, LГрО, Lмрлс, Конструктивно-компоновочные x Хкоош, кас Dкоош, zб, F, hГрО, ВГрО, Dрлс Lкаб, hкаб, Вкаб, Требования нормативных доку зазор, обзора ментов заказчика Требования технического зада- Вжбу, Нжбу, эпр, ния ГрО nасп Синтез ККС начинается с “ввода” начальной комбинации КП Е, которая, на основании матриц сочетания М(Е/В) М(В/С), определяет варианты КП В и КП С соответственно (рис. 5). Начальной выбор КП Е осуществляется проектировщиком либо программно-аппаратным комплексом в случайном порядке, затем производится перебор (заложенных в алгоритм) вариантов КП Е.

Рис. 5. Схема принятия решений (последовательность определения КП) Затем на основании матриц сочетания М(Е/G), M(G/F) и M(G/D) опре деляются КП G, КП F и КП D соответственно. Выявление КП В и КП С позволяет определить минимальную длину воздушного канала в первом приближении, что при выбранном КП А позволяет сформировать предва рительный “аэродинамический” и “полный” графики площадей попереч ных сечений самолета [4]. Далее синтез КСС осуществляется по описан ному ниже алгоритму.

Формируется “компоновочное поле” на графике площадей, “вычита ются” площади под конструкцию и коммуникации в соответствии с предложенной в работе [1] методикой.

Согласно выбранному КП А и, как следствие, положению миделевого сечения самолета по его длине (рис. 6) определяется положение крыла по длине самолета в первом приближении.

Определяется положение двигателя в соответствии с КП С и длиной самолета.

Определяется положение грузового отсека по длине самолета.

Определяется положение воздухозаборников по длине самолета.

Определяются параметры головной части фюзеляжа и ПГО (для КП А2).

Определяются параметры хвостовой части фюзеляжа и ГО (для КП А1).

Далее проверяется реализуемость граничных условий. При их невыпол нении осуществляется варьирование решений, определяющих ККС, начи Рис. 6. Центровка плановой проекции самолета ная с наименее “важных” по порядку (табл. 3). После выполнения гранич ных условий осуществляется аэродинамическая, весовая и динамическая центровка плановой проекции (см. рис. 6), с учетом определения вкладов агрегатов самолета в соответствующие центровки. После чего выполняет ся:

- определение положений колес опор шасси в выпущенном положении;

- формирование сечения в районе воздухозаборника с учетом миними зации вероятности попадания посторонних предметов в воздухозаборник;

- определение окончательного положения убранных колес основных опор шасси по длине самолета;

- формирование характерных сечения по длине самолета;

- определение КП О, КП К;

- определение площади вертикального оперения;

- определение объема топливных баков.

После завершения синтеза ККС осуществляется оценка ее геометриче ских параметров (объемных и площадных характеристик) (рис. 7).

Таблица Категории элементов компоновки Порядок важности Совокупность решений, Параметр (решение), при параметра определяющих ККС нятый при формировании ККС “0” Проектные параметры SПЛАН, SОМ ;

VС 1 Геометрические характе- С, L, SМИД ристики 2 Геометрические парамет- SБК, SКОНС ;

ZБ, БК, ры агрегатов БК 3 Компоновочные признаки КП: А;

В;

С;

D;

Е;

F;

G 4 Компоновочные перемен- Варьируемые элементы ные Рис. 7. Определение геометрических параметров синтезированной ККС Библиографический список 1. Мальчевский В. В. Автоматизация процесса компоновки самолета. – М.: Изд-во МАИ, 1987.

2. Конуркин В. А., Даненко А. И., Комплексы авиационного вооружения: состав и общая характеристика. – М.: Изд-во МАИ, 2001.

3. Бибиков С. Ю., Ерофеев В. С. Методика взаимной увязки комплекса авиационного вооружения и конструктивно-компоновочной схемы тактического боевого самолета на примере истребителя // Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности: Сборник авторефератов. – М.: ОАО “ОКБ Сухого”, 2006.

4. Бибиков С. Ю. Метод интеграции авиационного вооружения в компоновку истре бителя // Статьи и материалы третьей научно-практической конференции молодых ученых и специалистов “Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности”. – М.: ОАО “ОКБ Сухого”, 2005.

В. В. Кондратюк, Е. А. Самойлов Московский авиационный институт (государственный технический университет) АНАЛИЗ ПЕРСПЕКТИВ ПРИМЕНЕНИЯ ВИНТОВЫХ ПЕРЕДАЧ НА ЛА В современной технике число задач, в которых находит применение привод с поступательным (линейным) движением выходного звена испол нительного механизма, все более возрастает. Примерами таких механизмов могут служить приводы горизонтального и вертикального перемещения, применяемые в авиационной и космической технике, в промышленных роботах [1 – 4].

Существует три основных типа винтовых передач: винтовая передача скольжения, шариковая винтовая передача и планетарная винтовая (роли ковая винтовая) передача (рис. 1).

Рис. 1. Типы винтовых передач: а – винтовая передача скольжения;

б – шариковинтовая передача (ШВП);

в – планетарная винтовая передача Передачи винт — гайки нашли широкое применение во всевозможных механизмах (стыковочных узлах и др.). Круг применения этих механизмов — от обычных домкратов до стыковочных механизмов на космических аппаратах.

К современным приводам ЛА применяется очень много требований, вот некоторые из них: минимальная масса и габариты;

высокая надежность;

высокое быстродействие и точность отработки заданного закона движе ния;

минимальные и стабильные по величине энергопотери;

в том числе на трение в сопряжениях кинематических парах;

высокий КПД;

высокая плавность движения, особенно на малых скоростях и др.

Независимо от вида установки все приводы должны иметь простую и технологичную конструкцию, малую массу и габариты, высокую надеж ность и удобство в эксплуатации.

В общем случае в линейном приводе могут быть использованы различ ные исполнительные механизмы но, благодаря целому ряду достоинств (универсальность и простота питания и обслуживания, невысокая стои мость изготовления и т. д.), все большее внимание привлекает электроме ханический привод. В авиационной технике и других отраслях проявляет ся стремление заменить существующий гидропривод на электромеханиче ский привод.

Исполнительный механизм электромеханического привода состоит из электродвигателя и передаточного механизма, связывающего приложен ный момент вала двигателя с нагрузкой, редуцирующего величину скоро сти и момента и преобразовывающего вращательное движение в поступа тельное. Передаточный механизм существенно влияет на динамические, точностные, энергетические и массогабаритные характеристики привода.

Анализ этих характеристик и опыт проектирования показывают, что наиболее перспективным видом механических передач для целого ряда линейных приводов являются винтовые механизмы. Приводы с такими пе редаточными механизмами отличаются простотой и высокой надежностью, большим передаточным числом, они компактны и хорошо компонуются в различных установках.

По величине нагрузки и предъявляемым к ним требованиям все винто вые механизмы обычно делят на кинематические, используемые в мало нагруженных приводах приборов и систем управления, и силовые, рабо тающие при значительных нагрузках. Это деление до недавнего времени определяло и требования к таким характеристикам, как точность и плав ность перемещения, энергопотери (особенно важно на ЛА) и т.д. Проекти рование современных автоматизированных силовых приводов потребовало создания винтовых механизмов, отвечающих всем требованиям. Все эти задачи особенно актуальны для ЛА.

Передача винт — гайка скольжения Простейшим винтовым механизмом поступательного перемещения яв ляется передача винт — гайка скольжения.

Достоинствами этих передач, по сравнению с другими винтовыми ме ханизмами, являются простота конструкции;

изготовления и эксплуатации;

высокая прочность при ударных нагрузках;

возможность самоторможения и высокая кинематическая точность. В то же время они имеют значитель ные потери на трение (в самотормозящей передаче КПД ), высокую изнашиваемость. Эти передачи успешно используются в установках, не требующих высокой точности перемещения и позиционирования и не об ладающих высокими энергопотерями. Все основные недостатки таких пе редач определяются характером сопряжения винтовых поверхностей винта и гайки и их относительного движения, так как в процессе работы проис ходит скольжение рабочих поверхностей друг по другу при незначитель ном количестве смазки между ними. Требование высокого КПД механиз ма обязывает для уменьшения коэффициента трения образовывать анти фрикционную пару сталь — бронза. К материалам винта и гайки ставятся требование обеспечения высокой износостойкости рабочей поверхности витков резьбы и высокой усталостной прочности для получения мини мальной массы детали, хорошей прирабатываемости, коррозионной стой кости. Обычно ходовой винт изготавливают из стали, а гайку — из бронзы.

Преимущества этого типа передачи позволили применить его в манипу ляторе перестыковки космического аппарата на орбитальной станции, где требуется обеспечение самоторможения.

При формировании космических станций из нескольких КА возникает необходимость их перестыковки с одного приемного устройства на дру гое. Вначале штырь Ш попадает в гнездо, затем происходит стягивание с помощью защелок З, которые приводятся в движение от самотормозя щейся передачи винт — гайка скольжения. Вращение гайки происходит от электродвигателя ЭД через цилиндрическую зубчатую передачу. Защел ки сближаются при перемещении их винтом за счет взаимодействия их с неподвижными штифтами Шт. Стягивание происходит с силой 5000 Н, что обеспечивает жесткое соединение штыря манипулятора перестыковки с гнездом и надежную фиксацию благодаря самоторможению в передачи винт — гайка (рис. 2).

Рис. 2. Гнездо манипулятора перестыковки Передача винт — гайка качения Другим широко известным приемом повышения технических характе ристик передач винт — гайка является введение между витками винта и гайки промежуточных элементов — тел качения (шариков или роликов).

При этом не только трение скольжения между витками заменяется на тре ние качения, но и возрастает нагрузочная способность, долговечность пе редачи и КПД.

Шариковинтовая передача (ШВП) Наибольшее применение в промышленности нашли шариковые винто вые механизмы (ШВП). Шариковинтовая передача состоит из винта, гайки и комплекта шариков. Шарики циркулируют по каналу, соединяющему первый и последний витки резьбы гайки. Шариковинтовые передачи име ют малые потери мощности на трение качения, позволяющие получать КПД механизма до 0,9. Передачи обеспечивают высокую точность и рав номерность движения. Причем характерен малый износ рабочих винтовых поверхностей ходового винта и гайки, что поддерживает стабильность гео метрических параметров в процессе эксплуатации. Возможность работы ШВП с твердосмазочным покрытием (ТСП) позволяет надежно применять ее в широком диапазоне температур и в космическом вакууме.

В ШВП различного назначения применяются криволинейные профили винта и гайки (рис. 3, а), прямолинейные (рис. 3, б) и комбинированные (рис. 3, в) профили. Наиболее распространен полукруглый профиль кана вок с радиусом п, на 3...5% большим радиуса шарика п (рис. 3, а, где В – винт, Г – гайка, к - угол контакта).

Рис. 3. Профили винта и гайки ШВП Конструкция гайки ШВП существенно отличается от конструкции гаек передачи винт — гайка с трением скольжения. Это связано с тем, что конструкция гайки ШВП должна обеспечивать непрерывную замкнутую циркуляцию шариков в процессе работы. Для этого она включает в себя устройство возврата шариков.

Этот тип передачи нашел свое воплощение в стыковочном устройстве штырь — конус. На космическом аппарате “Союз” использовали ШВП дважды: одна передача использовалась при демпфировании удара от сты ковки космических аппаратов, а вторая — для стягивания КА. На рис. 4:

и — малый и большой винты ШВП;

РВ — рычаги выравнивания;

ЭД — электродвигатель со стопорной муфтой;

М — фрикционная муфта;

ЭМТ — электромагнитный тормоз;

К — копир;

КК — блок концевых контактов;

П — пружина;

,,,,,,, — цилиндрические зубчатые колеса.

Передача ШВП используется также в андрогинном периферийном агре гате стыковки КА, где в соответствии с требованиями ШВП должна быть не самотормозящая. ШВП используется и в стыковочных устройствах на международной космической станции (МКС).

Рис. 4. Кинематическая схема стыковочного устройства “штырь—конус” Роликовинтовые передачи (РВП) Нашли применение в промышленности и роликовинтовые механизмы (РВП). Эти передачи аналогичны ШВП, но в качестве промежуточных тел качения применяют резьбовые ролики. Роликовинтовые передачи имеют высокий КПД и обладают большей, чем ШВП, несущей способностью и жесткостью.

Заключение Вследствие своих высоких технических характеристик, простой и на дежной конструкции, удобства в эксплуатации и технологичности винто вые передачи нашли широкое применение в авиационной и космической технике, где предъявляются высокие требования (малая масса, малые га бариты, прочность и надежность, технологичность и др.).

Эффективно применение передачи винт—гайка скольжения при само тормозящемся движении, например в манипуляторе перестыковки косми ческого аппарата на орбитальной станции, а шарико– и роликовинтовых передач, где требуется обратимость в движении, например в стыковочных устройствах.

Большие перспективы у винтовых передач в следующих направлениях.

1. Разработка групп специальных силовых элементов малой массы и га баритов, обеспечивающих стыковку и соединение с малыми затратами энергии для космических аппаратов и орбитальных станций, в основе которых нужно использовать ШВП и РВП.

2. Разработка стыковочных и подвижных устройств, состоящих из сило вых элементов, в сочетании с электромеханическими и электрически ми цепями (мехатроника) — особенно перспективна.

3. Использование в поворотных узлах, подъемных устройствах, а также при открытии люков, крышек и других элементов вместо поворотных элементов передачи винт—гайка в сочетании с рычагами.

4. Использование в манипуляторах на планетоходах (буровые установки, устройства определения плотности грунта).

Библиографический список 1. Беляев В. Г., Бушенин Д. В., Козырев В. В., Ряховский О. А. Современные винтовые механизмы // Приводная техника. №7. 1998.

2. Детали механизмов авиационной и космической техники: Уч. пособие / Под ред.

Климова Ю. М., Самойлова Е. А. – М.: Изд-во МАИ, 1994.

3. Детали механизмов и узлов летательных аппаратов: Уч. пособие / Под ред. Самой лова Е. А. – М.: Изд-во МАИ, 2005.

4. Детали машин основы конструирования / Под ред. Рощина Г. И., Самойлова Е. А. – М.: Дрофа, 2006.

И. А. Вишневская, Н. Н. Маркин, М. В. Петручик, Е. В. Шорина Московский авиационный институт (государственный технический университет) АНАЛИТИЧЕСКОЕ КОНСТРУИРОВАНИЕ ОПТИМАЛЬНОГО РЕГУЛЯТОРА ВЫСОТЫ ПОЛЕТА ДИРИЖАБЛЯ Решение задач патрулирования и аэрофотосъемки с использованием ди рижабля требует стабилизации угла тангажа и высоты полета в продоль ном движении. Для управления угловым и траекторным движением ис пользуются руль высоты, отклонение вектора тяги, изменение объема и перераспределение объема между баллонетами. Характеристики органов управления представлены в табл. 1.

Линеаризованные уравнения продольного движения имеют вид [1, 2]:

Таблица Характеристики органов управления Характеристика Руль высо- Отклоне- Изменение Перерас ты ние векто- объема пределение ра тяги баллонетов объема между бал лонетами Диапазон изменения м м 30 000 4 800 - Максимальный создавае мый момент, дН м 2 250 800 300 Максимальная подъемная сила, дН 20 20 - Максимальное изменение угла тангажа, град 2600 2100 400 Максимальное изменение высоты, м Формулы для расчета производных сил и моментов представлены в работе [1].

Полученные уравнения запишем в матричной форме:

Динамические коэффициенты вычисляются по формулам [1]:

Измеряемыми параметрами являются: скорость набора высоты, угло вая скорость и угол тангажа, высота полета. Измеряемый вектор фазовых координат связан с фазовыми координатами матричным соотношением:

Оптимизируемый функционал представляет собой квадратичную фор му:

Рассматриваемая задача представляет собой задачу аналитического кон струирования оптимального регулятора для линейной стационарной систе мы по квадратическому критерию. Задача решается методом динамическо го программирования Беллмана. Оптимальным решением является выбор регулятора с отрицательной обратной связью по измеряемым координатам:

Оптимальные коэффициенты усиления определяются по формуле:

Матрица представляет собой результат решения нелинейного алгеб раического матричного уравнения Риккати:

Опишем замкнутую систему с оптимальным регулятором высоты ли нейным матричным уравнением:

где матрица динамических коэффициентов замкнутой системы определя ется по формуле Определяем значения корней характеристического уравнения для режи мов зависания, патрулирования на скорости 45 км/ч и крейсерского полета со скоростью 90 км/ч. Результаты расчетов корней для режима патрулиро вания представлены в табл. 2.

Таблица Результаты расчетов корней для режима патрулирования Номер корня характеристического уравнения Система 1 2 3 Разомкнутая -0.005 -0.08+j 0.34 -0.08-j 0.34 -0. Замкнутая - 0.10 - 0.53 + j 0.38 - 0.53 - j 0.38 - 1. Анализ результатов показывает, что оптимальная система управления существенно увеличивает запас устойчивости по величине вещественной части минимального по модулю корня.

Результаты моделирования движения по углу тангажа для дирижабля с автоматикой на крейсерском режиме представлены на рис. 1.

Рис. 1. Переходные процессы по углу тангажа Определяем реакцию дирижабля по высоте полета на отклонение управ ляющих воздействий. Результаты представлены на рис. 2.

При попадании в зону турбулентности возникает болтанка дирижабля, которая включает колебательные движения по углу тангажа и высоте.

Для спектральной плотности вертикального порыва ветра исполь зуем соотношение Рис. 2. Переходные процессы по высоте полета где — частота, 1/с;

— среднее квадратическое отклонение пульсации скорости ветра, м/с;

— масштаб турбулентности, м;

— скорость полета, м/с.

Среднеквадратические значения угла тангажа и высоты при полете в турбулентной атмосфере вычисляются по формулам:

где — передаточные функции по углу тангажа и высоте на порыв ветра.

Влияние среднеквадратических значений ветра и масштаба турбулент ности на среднеквадратические значения угла тангажа и высоты представ лено на рис. 3 и 4.

Анализ полученных результатов показывает, что турбулентность приво дит к большой амплитуде колебаний по углу тангажа и высоте.

Динамические характеристики управляемости включают время сраба тывания, время регулирования и относительную величину перерегулиро Рис. 3. Зависимость среднего квадратического значения угла тангажа от масштаба турбулентности и среднего квадратического значения вертикальных порывов ветра Рис. 4. Зависимость среднего квадратического значения высоты от масштаба турбулентности и среднего квадратического значения вертикальных порывов ветра вания. Эти характеристики определяются по графикам переходных про цессов. Для режима зависания переходный процесс по углу тангажа носит колебательный характер. Переходные процессы по углу тангажа для режи ма полета при патрулировании и в крейсерском полете являются аперио дическими. На всех режимах полета переходные процессы высоте пред ставляют собой апериодические процессы.

Результаты расчетов времени срабатывания, времени регулирования и относительной величины перерегулирования для дирижабля с оптималь ным регулятором представлены в табл. 3.

Таблица Результаты расчетов Режим поле- Канал Время Время пере- Относитель та (высота и срабаты- ходного про- ная величина скорость) вания, с цесса перерегули рования м, Тангажа 4 20 Высоты км, Тангажа км/ч Высоты км, Тангажа км/ч Высоты Сравнение характеристик переходных процессов для режимов полета зависание ( =200 м), патрулирование ( =1500 м) и крейсерского полета ( =2000 м) показывает, что оптимальный регулятор обеспечивает стабиль ность времени срабатывания, времени переходного процесса и относитель ного перерегулирования во всем диапазоне скоростей от 0 до 90 км/ч.

Библиографический список 1. Вишневская И. А., Маркин Н. Н., Петручик М. В. Устойчивость продольного уг лового движения дирижабля // Создание перспективной авиационной техники. – М.:

Изд-во МАИ, 2005.

2. Солодовников В. В., Плотников В. Н., Яковлев А. В. Основы теории и элемента систем автоматического регулирования. Учебное пособие для вузов. – М.: Машино строение, 1985.

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

4. Седов Л. И. Механика сплошной среды, т. 2. – М.: Наука, 1973.

В. П. Лянзберг, А. А. Сираж Московский авиационный институт (государственный технический университет) АКРИЛОВЫЕ ИЛЛЮМИНАТОРЫ СО СВЕТОПРОЗРАЧНЫМ ЭЛЕМЕНТОМ В ФОРМЕ ОБОЛОЧКИ ИЗ ОРГАНИЧЕСКОГО СТЕКЛА В работе рассмотрены вопросы повышения несущей способности и надежности иллюминаторов для многосредных летательных аппаратов.

Предлагаемая конструкция позволяет обеспечить герметичность в гелио кислородной среде в широком интервале рабочих давлений, что позволяет использовать ее в барокамерах космической медицины и исследователь ских аппаратах.

Обзор литературы. Обратим внимание на следующие основные выво ды, необходимые для разработки конструкции данного типа иллюминато ров. Наиболее полные результаты исследований приведены, по-видимому, в [1 — 5].

Большая разница значений модуля упругости материалов обоймы и све топрозрачного элемента приводит к относительному перемещению по по верхности контакта обойма — пластик. Расчеты методом конечного элемен та акриловых полусфер показали, что деформация на экваторе сильнее, чем в любой другой точке, а максимальная концентрация напряжений в свето прзрачном элементе возникает при его жестком защемлении и он приобре тает форму эллипсоида. В случае свободного защемления стеклоэлемент остается близким к полусфере.

Поэтому необходимо обеспечить отсутствие всякого стеснения дефор маций корпуса внутрь. Для снижения трения рекомендовано возобновлять смазку поверхностей сталь — стекло.

Концентрация напряжений, обусловленная влиянием стальных вставок, исчезает на участке 15 вблизи поверхности контакта.

Градиент изменения нормальных усилий по толщине стенки акрилово го корпуса обусловлен касательной силой трения. Возникающие от этого деформации в стекле в совокупности с имеющимися пуассоновыми дефор мациями вследствие сжатия корпуса будут создавать высокие деформации растяжения в акриловой пластмассе. Для снижения трения через каждые 10 циклов рекомендовано возобновлять смазку контактной поверхности сталь — стеклоэлемент.

Использование торцевых уплотнений в виде резиновых колец снижает рабочее давление и ресурс, так как акриловая пластмасса вдавливается в канавку, вызывая сильное растрескивание после снятия давления.

Отмечено также отрицательное влияние морской воды в месте контакта обойма – стеклоэлемент на несущую способность.

Стеклоэлементы выполнялись в виде полусфер и сегментов. В послед нем случае контактная поверхность была конической, что способствова ло осевому смещению стеклоэлемента. Отмечено существенное снижение прочности таких элементов при длительном и циклическом видах нагру жения.

Полученные результаты дают основание предположить, что увеличить несущую способность стеклоэлемента и ресурс может конструкция, в кото рой его торец имеет возможность ограниченно проскальзывать по поверх ности обоймы в радиальном направлении, напряженное состояние вблизи торца близко к всестороннему сжатию, а стеклоэпемента в целом — к без моментному.

Такие условия работы может обеспечить предлагаемая конструкция ил люминаторов (рис. 1).

Рис. 1. Схема соединения Описание предлагаемой конструкции Стеклоэлемент 1 установлен в обойме 2 в кольцевой канавке с кониче ской наружной боковой поверхностью, причем он центрируется и герме тизируется в диапазоне рабочих давлений шайбой 3, имеющей в сечении форму трапеции выполненной из материала с модулем упругости не мень ше модуля упругости материала стеклоэлемента. Герметизация при малых давлениях обеспечивается либо уплотнительными кольцами 4, поджимае мыми к шайбе 3 крышкой 5 и винтами 6, либо нанесением слоя упругого уплотнителя между боковыми поверхностями шайбы и канавкой корпуса с одной стороны и боковой поверхностью стеклоколпака с другой.

При подъеме гидростатического давления шайба 3 проскальзывает в коническую полость, образованную внешней конической поверхностью канавки обоймы иллюминатора и боковой поверхностью светопрозрачно го элемента 1, и создает на боковой поверхности стеклоколпака сжима ющие напряжения, которые способствуют радиальному проскальзыванию стеклоколпака по поверхности обоймы. В результате этого уменьшаются радиальные касательные напряжения на торце, уменьшается изгиб стек локолпака вблизи торца, увеличиваются сжимающие окружные напряже ния и поэтому напряженное состояние вблизи торца становится ближе к наиболее благоприятному состоянию равномерного всестороннего сжатия.

Герметичность соединения обеспечивается плотным прилеганием шайбы к боковой поверхности стеклоколпака и конической поверхности обоймы 2.

Вследствие определенного подбора геометрических размеров шайбы и механических характеристик ее материала, высоты ограничивающего кольца (рис. 1) на боковую поверхность стеклоколпака передаются ради альные усилия, обеспечивающие напряженное состояние, близкое к безмо ментному. При сбросе гидростатичеcкого давления силы упругости, стре мящиеся вернуть шайбу в исходное положение, меньше сил трения, возни кающих между боковой поверхностью шайбы и стеклоэлементом с одной стороны и обоймой — с другой. В результате этого осевое смещение шай бы при заданном значении внешнего гидростатического давления при его сбросе меньше, чем при подъеме, что обеспечивает сжимающие на пряжения в контактной зоне, ограниченную подвижность и герметичность соединения. Характер деформирования шайбы аналогичен деформирова нию конического акрилового иллюминатора [6], и величина ее осевого смещения определяется в основном углом конусности внешней боковой поверхности, отношением толщины к ее основанию, коэффициентом тре ния. Величина радиального обжатия определяется величиной осевого сме щения шайбы. Можно отметить следующие качественные зависимости.

С увеличением угла конусности при фиксированном значении высоты и большем диаметре шайбы и зазоре (натяге) радиальные сжимающие усилия в среднем уменьшаются. При фиксированных геометрических па раметрах обжимной шайбы с уменьшением коэффициента трения между шайбой и обоймой с одной стороны и стеклоэлементом — с другой сжи мающие напряжения увеличиваются.

Следует обратить внимание на согласованность деформаций светопро зрачного элемента и обжимной шайбы как при подъеме давления, так и при нулевом значении после сброса давления. Если осевое смещение об жимной шайбы незначительное, а радиальные деформации стеклоэлемента велики, то возможна разгерметизация иллюминатора. В обратном случае на боковой поверхности стеклоколпака по краю контакта с обжимной шайбой образуется вмятина, которая в дальнейшем может привести к образованию глубокой трещины и разрушению светопрозрачного элемента. После сбро са давления при нулевом значении рабочего давления характер смещения этих двух сопрягаемых элементов с течением времени приблизительно одинаков и имеет вид, показанный на рис. 2. Чтобы герметизация соедине ния не была нарушена, необходимо обеспечить плотное прилегание этих элементов.

Таким образом, угол конусности наружной поверхности обжимной шай бы, ее высота, глубина канавки и выступа обоймы, толщина стекло колпака, механические свойства материала и коэффициент трения меж ду сопрягаемыми элементами являются взаимозависимыми величинами и определяются на основе теоретико-экспериментальных исследований. При определенном подборе данных параметров, которые назовем оптимальны ми, удается существенно увеличить разрушающее давление и ресурс стек лоэлемента.

Рис. 2. График зависимости при нулевом давлении Экспериментальные исследования В предлагаемой конструкции иллюминатора использовались светопро зрачные элементы. Целью исследований являлось подтверждение рабо тоспособности предлагаемой конструкции при длительном воздействии гидростатического давления.

Стеклоэлементы изготавливались из блочного органического стекла СО120, полученного методом приполимеризации.

Использовались стеклоэлементы в форме стеклоколпака двух видов.

Внутренняя поверхность всех элементов была полусферической.

Для элементов первого вида внешняя поверхность являлась сфериче ским сегментом с углом 150, переходящим по касательной в конический сегмент, по которому происходит контакт с обжимной шайбой. Радиус внутренней поверхности таких элементов составлял 36 мм и 44 мм, а от ношение толщины в точке 1 к — соответственно равным 0,23 и 0,16.

Обоймы испытательных приспособлений выполнялись из стали, обжим ные шайбы из полиэтилена низкого давления.

Использовалась экспериментальная установка, описанная в [6]. В про цессе нагружения выдержки под давлением и его сбросе проводились из мерения осевого смещения в точке 1 с помощью индикаторов часового типа. Рабочее давление стеклоэлементов с, равным 0,23, составляло МПа, поддерживалось в течение четырех месяцев.

Отметим следующие основные результаты. Зависимость осевого смещения w от давления близка к линейным в процессе подъема дав ления в интервале 0-25 МПа. При последующем длительном нагружении этого образца осевое смещение с течением времени непрерывно возраста ет. Можно выделить интервал 0-1 (рис. 2) относительно быстрого возрас тания и участок медленного роста к асимптоте. В целом величина осевого смещения увеличивается приблизительно на 60% от начальной величины. Половина этой величины пришлось на первые сутки нагружения. При последующем сбросе давления в течение 10 минут величина при нуле вом значении избыточного давления в первоначальный момент составила половину от конечного значения при длительном нагружении.

Чем больше время длительного приложения давления, тем больше вре мя восстановления формы после его сброса. Величина рабочего давления должна находиться на линейном участке зависимости при кратковре менном нагружении. Эти выводы подтвердили испытания иллюминатора с полусферическим стеклоэлементом с, равным 0,16. Функция линей на на участке 0-30 МПа. При последовательном приложении давления до величин 15МПа, 20МПа, 25МПа и одинаковом времени воздействия дав лением в течение пяти суток время восстановления формы увеличилось с двух до пяти часов. После проведения испытаний на всех светопрозрачных элементах трещин, сколов, вмятин на контактной поверхности замечено не было.

В иллюминаторах со стеклоэлементом, близким к полусферическому второго типа, радиальные усилия от обжимной шайбы передаются на ци линдрическую часть внешней поверхности. Высота цилиндрической ча сти внешней поверхности стеклоэлемента на 10-15% превышает высоту обжимной шайбы. Величина в таких образцах превышает 0,35, и незна чительное уменьшение толщины в зоне контакта с обоймой не оказывает существенного влияния на несущую способность конструкции. Элемент этого типа при подвергался испытательному давлению 70 МПа в течение 20 минут. Время подъема давления составило два часа. Визуально после испытаний сколов и вмятин на контактной поверхности не было замечено.

Выводы Геометрические параметры и механические характеристики материа ла обжимной шайбы, определяющие ее осевое смещение, а также величина радиальной деформации стеклоэлемента являются взаимозависимыми ве личинами и определяются на основании теоретико-экспериментальных ис следований. При оптимальном подборе данных параметров удается суще ственно увеличить ресурс стеклоэлемента. При отступлении от оптималь ных значений возможна либо разгерметизация иллюминатора, или разру шение светопрозрачного элемента по периметру его контакта с обжимной шайбой со стороны воздействия гидростатического давления.

Библиографический список 1. Стечив. Сферические акриловые прочные корпуса для подводных исследова ний // Конструирование и технология машиностроения. – М.: Мир, 1971.

2. Стечив. Полусферические акриловые оболочки с фланцем для подводных аппара тов // Конструирование и технология машиностроения. – М.: Мир, 1975.

3. Стечив. Стекла иллюминаторов в форме сферических секторов с прямоугольны ми кромками для использования на погружаемых аппаратах // Конструирование и технология машиностроения. – М.: Мир, 1977.

4. Стечив, Слеттен. Полусферические оболочки из акриловой пластмассы с фланцем для подводных систем. Прочность при статическом и циклическом нагружении гид ростатичеcким давлением // Конструирование и технология машиностроения. – М.:

Мир, 1978.

5. Стечив. Сферические иллюминаторы для подводных аппаратов // Конструирование и технология машиностроения. – М.: Мир, 1979.

6. Лянзберг В. П., Шалашилин В. И. Конические акриловые иллюминаторы при крат ковременном нагружении // АН УССР. Проблемы прочности. 1983.

7. Лянзберг В. П., Шалашилин В. И. Несущая способность конических стеклоэлемен тов иллюминаторов из акрила с учетом объемной потери устойчивости // Механика твердого тела. РАН, 2002.

А. А. Загордан, С. Ю. Овчинников Московский авиационный институт (государственный технический университет) РСК «МиГ»

АНАЛИТИЧЕСКИЙ МЕТОД РАСЧЁТА ПОСАДКИ КОРАБЕЛЬНОГО ИСТРЕБИТЕЛЯ НА АВИАНОСЕЦ В течение двух последних десятилетий разработаны первые отечествен ные палубные истребители.

Работа по их совершенствованию не прекра щается. На первом месте среди исследований, связанных с их проектиро ванием, стоит изучение корабельных условий взлёта и посадки.

В данной работе исследуются условия работы шасси при посадке с зацеплением за трос финишёра. В этом отношении наиболее интересна передняя опора. Если потребная энергоёмкость главной опоры опреде ляется кинетической энергией поступательного вертикального движения самолёта, то потребная энергоёмкость передней опоры палубного самолё та зависит от многих параметров. Главным из них, в отличие от обычной посадки, является не вертикальная скорость на глиссаде, а импульс пикиру ющего момента от финишёра. Это показывают результаты математическо го моделирования. Недостатком численного решения дифференциальных уравнений движения является то, что оно не выявляет закономерности, свя зывающие конечные параметры с исходными. С целью изучения влияния начальных параметров посадки на условия посадочного удара передней опоры был предпринят анализ системы уравнений движения. Для этого она была приведена к разрешимому виду путём устранения нелинейностей. В результате её решения получены уравнения координат движения самолё та как функции времени. Эти функции удобны для анализа, что очень важно на этапе проектирования. Расчёт выполнен с исходными данными реального корабельного истребителя в среде MathCad. Для оценки точно сти аналитического метода его результаты были сравнены с результатами численного решения, полученными моделированием в АЯП FORTRAN и программном комплексе EULER.

Постановка задачи и её аналитическое решение 1. Рассматривается трёхопорный самолёт с носовой стойкой (рис. 1).

Самолёт представлен как “жёсткий планер на упругодемпфирующем шасси”, имеющий (в случае плоской задачи) две степени свободы по углу тангажа и по вертикальному положению ц.м..

2. Рассмотрен этап от касания главных колёс до касания передних. По садка осуществляется симметрично (без крена и рыскания). Зацеп ление за трос происходит одновременно с касанием главных колёс.

Тормозная сила принята постоянной, усреднённой по времени.

Уравнения движения самолёта имеют вид:

тр дв Г аф тр тр Г Г аф дв дв Г Сила на главной опоре зависит от суммарной жесткости и демпфирова ния:

Г Г Г Г Г Г Суммарное обжатие главной опоры находится из геометрии Г Г Здесь Г - усреднённая суммарная жесткость главной стойки;

Г - усред нённый коэффициент линейного демпфирования;

Г0 – постоянная.

Используя геометрические преобразования, представляя аэродинамиче ский момент через составляющую, зависящую от угловой скорости, линеаризуя тормозную силу на аэрофинишёре аф, тягу двигателей дв, коэффициенты Г и Г, а также тригонометрические функции, придём к системе ЛНДУ (5):

где, (...,5) – постоянные коэффициенты, зависящие от ис ходных данных. Сведя систему (5) двух ЛНДУ II-го порядка к системе четырех ЛНДУ I-го порядка, введя новые неизвестные и уравнения связи, задачу можно записать в векторном виде:

где Её аналитическое решение имеет вид одн Рис. 1. Упрощенная расчетная схема Здесь одн — общее решение однородной системы (ЛОДУ);

— частное решение неоднородной системы.

Линеаризация переменных величин 1) Сила на аэрофинишёре усреднялась по времени от функции реаль ной тормозной силы _ (рис. 2). График показывает изменение среднего значения по времени :

_ 2) Изменение тяги двигателей дв при посадке – линейно, поэтому за её постоянную величину принято среднее значение на интервале от момента зацепления до момента удара передней стойки о палубу (не более 0,4 с).

3) Коэффициенты жесткости Г и демпфирования Г. Реальная шина обладает линейной упругостью, а амортизатор стойки – нелинейными упругостью и демпфированием. Эта система (“амортизатор + пневматик”) заменяется единым линейным упругодемпфирующим элементом. Суммар ные коэффициенты Г и Г шасси определяются с использованием диа граммы обжатия амортизатора (рис. 3). Она линеаризуется на интер вале от 0 до кон. Наименьшее максимальное отклонение от исходной кривой даст прямая, проведённая так, чтобы отклонение на концах интер вала было равно максимальному отклонению внутри интервала (прибли Рис. 2. Изменение среднего значения по времени жение по Чебышеву).

Представляя опору в виде модели, изображённой на рис. 3 (справа), и составив уравнения движения штока при посадочном ударе, можно найти решение для хода штока как функцию времени (9):

Г где ;

Г – коэффициент демпфирования ;

Г – Г Г коэффициент жесткости;

– редуцированная масса;

– предварительная затяжка в камере амортизатора.

Используя начальные условия (обжатие в начальный момент времени равно нулю, а скорость штока равна скорости ц.м. самолёта) и условие, что в конце хода штока скорость равна нулю (10), находятся время хода и коэффициент демпфирования:

Пример использования и некоторые результаты В качестве примера произведен расчет посадки реального палубного ис требителя. Начальная вертикальная посадочная скорость взята 4 м/с (экс Рис. 3. Линеаризация статической диаграммы обжатия и модель главной стойки плуатационная), а скорость по тангажу — 0 м/с. Решение имеет вид:

Re Im Re Im Re Im Re Im Re Im где - собственные значения (СЗ);

– собственные векторы (СВ);

кон станты и определяются известными методами дифференциальных уравнений.

По найденным СЗ и СВ решение удобно анализируется (рис. 4). Знак действительных частей СЗ отрицателен, и присутствуют мнимые части, следовательно, процессы колебательные и затухающие, что соответству ет реальному движению. СВ позволяют определить, какие частоты дают больший вклад в то или иное движение.

Рис. 4. Графическое представление собственных значений Выводы Получены выражения для вертикального движения центра масс самолё та и движения по тангажу как функции от времени. С их помощью иссле довано влияние вертикальной скорости на глиссаде на скорость удара передней опоры. Основными варьируемыми начальными параметра ми были: вертикальная скорость снижения, угол тангажа, масса и момент инерции самолёта, амортизационные характеристики главных стоек. Ниже приведены результаты, представляющие наибольший интерес.

1. Обнаружено, что при посадке с зацеплением увеличение начальной вертикальной скорости ведёт к снижению скорости удара передней опоры (рис. 5, сплошная линия – график аналитического решения по данной методике, пунктирная – график численного решения по дробной задачи). Рисунок подтверждает достоверность результатов разработанного метода.

2. Жесткость системы “амортизатор+пневматик” главных стоек значи тельно влияет на удар передней опоры. С увеличением жесткости сокращается время обжатия главных стоек, и момент удара передней опоры о палубу приходится на фазу отскока главных опор, поэтому скорость удара снижается.

3. Увеличение демпфирования амортизатора при эксплуатационных вер тикальных скоростях посадки снижает скорость удара передней опо ры. При малых V рост демпфирования ведёт к росту скорости удара.


Рис. 5. Зависимость скорости удара передней опоры от начальной скорости посадки Моделирование посадки в комплексе Euler позволило качественно ви зуализировать моделирование посадки истребителя на палубу (рис. 6).

Рис. 6. Вид посадки в окне комплекса Euler А. К. Жуковский, В. Л. Крапчатов, Н. Н. Маркин, М. В. Петручик Московский авиационный институт (государственный технический университет) ИССЛЕДОВАНИЕ ДИНАМИКИ МНОГОРАЗОВОГО КОСМИЧЕСКОГО КОРАБЛЯ В работе рассматривается динамика многоразового космического кораб ля на этапе спуска в атмосфере Земли [1]. Схема снижения представлена на рис. 1.

Рис. 1. Схема возвращения космического корабля на Землю Расчеты траекторий и летно-технических характеристик выполнялись при значениях параметров [1], представленных в табл. 1.

Таблица Значения параметров космического корабля Масса кг 9 Средняя аэродинамическая хорда м 5. Размах крыла м 8. Момент инерции кг м Длина м 7. Высота м 3. Для расчета траектории снижения интегрируются уравнения движения:

эф З эф З где — баллистический параметр и величина аэродинамического эф качества;

зем — радиус Земли.

Результаты расчетов представлены на рис. 2 и 3.

Рис. 2. Траектории планирования с углами входа в атмосферу 0,17, 0,34 и 0, Для расчета характеристик продольной статической устойчивости и управляемости используются зависимости коэффициента продольного мо мента от угла атаки и угла отклонения щитка, представленные на рис. 4.

Для расчета характеристик устойчивости и управляемости определены уравнения линий трендов, представленные на рис. 4. Космический корабль неустойчив на малых углах атаки. В качестве показателя продольной устой чивости на больших углах атаки выбираем значение производной коэффи циента продольного момента по углу атаки. Отклонение балансировоч ного щитка изменяет конфигурацию космического корабля и существенно влияет на изменение производной коэффициента продольного момента по углу атаки (рис. 5).

Уменьшение продольной устойчивости при положительных углах от клонения щитка определяет необходимость балансировки на больших уг лах атаки при входе в атмосферу. Зависимость производной коэффициента продольного момента по углу атаки от балансировочного угла атаки пред ставлена на рис. 6.

Рис. 3. Зона возможных посадок при угле входа в атмосферу 0.17 и углах крена 10, 20 и 30 град Рис. 4. Зависимости коэффициента продольного момента от угла атаки и углах отклонения щитка Рис. 5. Зависимость производной коэффициента продольного момента по углу атаки от угла отклонения щитка Рис. 6. Зависимость производной коэффициента продольного момента по углу атаки от балансировочного значения угла атаки В качестве характеристик продольной управляемости рассматривают ся зависимости балансировочного угла атаки от угла отклонения щитка (рис. 7) и отклонение щитка на единицу перегрузки от скоростного напора (рис. 8).

Рис. 7. Зависимость отклонения щитка от балансировочного угла атаки Расчет динамических характеристик продольной устойчивости и управ ляемости включает вычисление опорной частоты недемпфированных ко лебаний и коэффициента относительного демпфирования (рис. 9).

Анализ характеристик переходных процессов показывает, что суще ственно ограничена величина относительного перерегулирования [2]:

Зависимость величины относительного перерегулирования от скорост ного напора и уровень требований к ее значению представлены на рис. 10.

Расчет времени срабатывания cp Рис. 8. Зависимость отклонения щитка на единицу перегрузки от скоростного напора Рис. 9. Соотношение между опорной частотой недемпфированных колебаний и коэффициентом относительного демпфирования при изменении скоростного напора Рис. 10. Зависимость величины относительного перерегулирования в угловом движении от скоростного напора показывает, что этот показатель управляемости является удовлетворитель ным при значениях скоростного напора более 600 Па (рис. 11).

Рис. 11. Зависимости времени срабатывания и времени переходного процесса от скоростного напора Переходные процессы по перегрузке при отклонении тормозного щитка для трех значений скоростного напора представлены на рис. 12.

Рис. 12. Переходные процессы по перегрузке Космический корабль обладает удовлетворительными характеристика ми устойчивости и управляемости при величине скоростного напора свы ше 1500 Па.

Библиографический список 1. Киселев А. И., Медведев А. А., Мельников В. А. Космонавтика на рубеже тысяче летий. Итоги и перспективы. – М.: Машиностроение, 2002.

2. Гуськов Ю. П., Захарченко В. Ф., Паленов Ю. А. Расчет основных характеристик динамики и управления самолета. – М.: Изд-во МАИ, 1996.

И. Е. Федосеев, А. М. Хомяков Московский авиационный институт (государственный технический университет) ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ ДЕМПФЕР Изучение явлений гидроудара и колебаний жидкостей имеет свою исто рию [1],[3].

В России эта история связана с работами Н. Е. Жуковского по изуче нию гидроудара Московского водопровода [1]. Экспериментальные и тео ретические исследования, проведенные Жуковским в 1898 г., послужили основой в разработке особых устройств — воздушных демпферов, назна чение которых состояло в погашении гидроудара и колебаний жидкости в трубопроводе, точнее в снижении амплитуды колебаний жидкости при гидроударе. Еще в насосе братьев Монгольфье (рис. 1), изобретенном в 1796 г., остроумно использовалась ударная волна в водной магистрали для подъема воды на определенную высоту [3]. При сжатии воздуха в кол паке, снабженном клапаном в виде откидной створки и размещенном на тройнике трубопровода, воздушный объем, гася ударную волну и вместе с тем запасаясь ее энергией, становился помпой – поршневым насосом.

При некоторых доработках такой насос работал автоматически, создавая “постоянно действующую” в трубопроводе пульсирующую ударную волну.

В конце 50- начале 60-х годов прошлого века проблема гашения колеба ний жидкостей из общетехнической превратилась в ракетную [2],[4–6],[9].

В советских и американских ракетах—носителях стали возникать продоль ные колебания жидких компонентов в магистральных трубопроводах на линии “топливные баки—двигатель”. Эти колебания, которые исследовате ли связали с понятием динамической неустойчивости ракет при полетном режиме на активном участке траектории, и приводили к разрушению ра кетной системы [8].

Рис. 1. Насос братьев Монгольфье Для предотвращения динамической неустойчивости впервые в отече ственной практике в начале 1961 года был разработан первый демпфер колебаний жидкого топлива в баках МБР Р-16 [8]. Демпфер состоял из восьми радиальных ребер шириной в одну треть радиуса бака, закреплен ных консольно по внутренней поверхности бака. Этот демпфер позволил ликвидировать аварийные режимы в ракете Р-16 во время ее активного полета. В дальнейшем конструкция демпферов совершенствовалась, их разновидность расширялась.

Помимо баков и трубопроводов ракет, демпферы стали применять на отдельных магистралях на стендах при наземных испытаниях двигателей [7],[9].

Возможно, что для ЖРД многоразового использования и с глубоким дросселированием тяги также возникает необходимость в установке демп феров на топливных магистралях.

Демпферы, применяемые в топливных магистралях ракет и двигателей, можно разделить на два класса: гидравлические и механические. Первые рационально разделить еще на два вида: гидростатические и гидродина мические.

Помимо собственно демпферов как самостоятельно действующих уз лов, для гашения колебаний жидкости применяются разнообразные дета ли и конструктивные элементы корпусов гидромашин (решетки, рефлек торы и т.д.). Такие конструктивные элементы особенно необходимы для совершенствования входных и выходных устройств насосов как основных источников колебаний в топливных каналах ЖРД.

В наших НИРС были приведены обзор и систематизация демпфирую щих устройств, применяемых в различных областях техники, и адаптация их к топливным системам ЖРД [11]. При этом в качестве теоретической основы таких устройств рассматривались работы отечественных ученых— основателей теоретической и практической гидромеханики. В отношении гидростатических демпферов – это классическая работа Н.Е. Жуковского [1], а в отношении гидродинамических демпферов – теория Д.П. Рябушин ского [10].

Симметричная модель Рябушинского была принята нами в качестве ба зовой схемы гидродинамического демпфера, который предлагается в ка честве основания для изобретения. Проведем расчет искусственно созда ваемой в трубопроводе каверны с целью получения зависимости числа кавитации как основного в нашей задаче критерия от соотношений разме ров (диаметров) трубы и каверны.

Рассмотрим квазистационарное состояние каверны, образующейся меж ду двумя круглыми пластинами – дисками, установленными неподвижно в трубопроводе, по которому движется несжимаемая жидкость. Соответ ствующая расчетная схема представлена на рис. 2.

Рис. 2. Расчетная схема Уравнение Бернулли совместно с уравнением постоянства расхода со ставляет систему:

к к (1) к Здесь – скорость жидкости, м/с;

– плотность жидкости, кг/м ;

– давление, Н/м ;

– площадь поперечного сечения, м ;

– диаметр по перечного сечения, м;

а индексы: к – каверна;

1 – перед каверной;

2 – за каверной.

Решение системы (1) даст равенства:

(2) к и (3) к из которых следует выражение для числа кавитации:

к (4) к или (5) к к, т.е. зависи На рис. 3 графически представлена зависимость мость числа кавитации от относительного размера каверны.

Рис. 3. Зависимость числа кавитации от относительного размера каверны В теоретической гидродинамике утверждается, что обтекание тел жид костью с образованием каверны при условии соответствует модели Рябушинского.

Таким образом, предложена принципиально новая схема гидродинами ческого демпфера, основанная на модели Рябушинского и дан оценочный расчет основных гидродинамических соотношений такта устройства по критерию положительного числа кавитации (.

Предлагаемый гидродинамический демпфер может применяться для га шения колебаний и гидроударов в топливных магистралях, в том числе и в ЖРД.

Остается нерешенным вопрос об устойчивости каверны при воздей ствии на трубопровод внешних вибраций.

Этому вопросу должна быть посвящена отдельная работа, которая пла нируется для следующих НИРС.

Библиографический список 1. Жуковский Н. Е. Полное собрание сочинений. Т. III. – М. 1937.

2. Полухин Д. А. и др. Отработка ПГС двигательных установок ракет-носителей и космических аппаратов с ЖРД. – М.: Машиностроение, 1978.

3. Machine Design. v.22. №3. 1950. P. 114-116.

4. Продольные колебания ракет на жидком топливе (обзор) // Вопросы ракетной тех ники. 1971. №11.

5. Raumfahrschung, Helf. 1/1972, S. 15-21.

6. Исследование взаимосвязи продольных и изгибных колебаний ракет “Сатурн-5” активном участке полета // ВРТ. 1971. №4.

7. Гидравлический стендовый демпфер. Комплект документов ОАО “Энергомаш”.

На правах рукописи

.

8. Черток Б. Е. Ракеты и люди. Фили-Подлипки-Тюратам. – М.: Машиностроение, 1996.

9. Исследование динамики объектов РКТ на земле – гарантия и работоспособность в полете // ФППК. 2002. №6.

10. Седов Л. И. Размышления о науке и об ученых. – М.: Наука, 1980.

11. Федосеев И. Е., Хомяков А. М. Гидродинамический способ демпфирования коле баний в жидкостных магистралях ЖРД. В сборнике трудов // Проектирование, кон струирование и производство авиационной техники / Под ред. Ю. Ю. Комарова. – М.: Изд-во МАИ, 2005.

Л. В. Гуров, А. М. Хомяков Московский авиационный институт (государственный технический университет) НОВЫЙ СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Для управления полётом ЛА рационально использовать энергию основ ных двигателей (основного двигателя). Применение автономной системы управления ведёт к увеличению массы двигателя и общего числа агрега тов, что снижает манёвренность ЛА и его надёжность. Поэтому энергия современных ЖРД непосредственно используется для управления полётом.

Например, ЖРД снабжаются узлами качания. Камеры при этом совершают возвратно-поворотные движения – качания. В этом случае вектор тяги так же совершает угловые смещения;

его проекция на ось, перпендикулярную оси симметрии ЛА, создаёт усилия, используемые для управления ЛА. Это усилие называют управляющим — у.

Способ качания двигателя или его камеры необходимо учитывать при проектировании компоновки двигателя и ЛА. В этом случае, помимо ком поновочной, должна быть решена кинематическая задача, состоящая из следующих двух частей:

1) исполнительный орган (двигатель, камера или её часть, ИО) должен иметь кинематическую возможность принимать определённые положения в пространстве двигателя;

2) исполнительный орган при своём угловом смещении не должен вы ходить за габариты ЛА.

Кинематическая возможность ИО в ЖРД достигается тем, что трубо проводы и газоводы снабжаются подвижными или упругими элементами, которые позволяют осуществить движение ИО в системе двигателя. Прак тическое применение в последнее время нашли упругие элементы в виде мембран, диафрагм и сильфонов. Сам ИО может устанавливаться либо на шарнирном, либо на кардановом подвесе. В первом случае управление полётом осуществляется по одному каналу, во втором — по двум каналам (тангаж и рыскание).

Ограничение угловых смещений ИО следует из того, что качающий узел не должен выходить за габариты ЛА, с тем чтобы не создавать внешний демпфирующий момент при взаимодействии ИО с воздушным потоком.

Это характерно для первых ступеней ракет-носителей. Для верхних сту пеней ограничение угла поворота может быть связано с пожарной опасно стью на ЛА.

C точки зрения компоновки двигателя, наиболее рациональными явля ются схемы, представленные на рис. 1, в которых узлы качания как тако вые отсутствуют. В случае применения этих схем отпадает ограничение по угловым смещениям вектора тяги. Сама система управления по числу агрегатов и узлов также оказывается более приемлемой. Необходимо ре шить вопрос об эффективности таких способов управления в современных ЖРД.

С нашей точки зрения, более рациональной может оказаться схема G.

В этом случае нет необходимости применять дополнительно рабочее те ло (для вдува газа), управление полётом осуществляется путём отбора и выхлопа продуктов сгорания из сопла во внешнюю среду.

Схема B, как и схема A, может обеспечивать управление полётом по Рис. 1. Схемы исполнительных органов системы управления вектором тяги ЛА трем каналам (тангаж, рысканье и крен) при парной установке управляю щих сопл для каждого канала (рис. 2).

Рис. 2. Вариант размещения управляющих сопл, позволяющих управление по крену ЛА И схема B, уже в отличие от схемы своего основного конкурента – схемы A, – позволяет спроектировать выносные органы управления или комбинированные, позволяющие управлять ЛА как по угловым, так и по линейным координатам (рис. 3).

Необходимо при этом определить, насколько эффективна предложенная нами гидравлическая схема для создания легкого (по массе) и надёжного исполнительного органа СУВТ ЛА. Практически важно в нашем случае найти способ определения достаточно точных значений коэффициента эф фективности (К) и относительного управляющего усилия ( у.

Решение задачи по определению эффективности управляющего сопла, Рис. 3. Варианты размещения управляющих сопл на ЛА работающего на отборе части потока продуктов сгорания компонентов в раструбе основного сопла, сводится, в свою очередь, к решению двух под задач:

1) определение структуры потока в основном сопле при открытии кла пана управляющего сопла и получение значений параметров газа перед последним (в зависимости от площади проходного сечения клапана, свя занной со значением угла поворота кулачка, который в нашей задаче тож дественен углу поворота ИО – задача I;

2) вывод расчётной зависимости для тяги управляющего сопла – зада ча II.

Задачей I является определение параметров газового потока в основном сопле при открытии клапана в боковом управляющем сопле. Для реше ния этой задачи нами была использована одна из программ структурного анализа (CosmosFloWorks). Расчётная схема, принятая для решения пред ставляет собой участок цилиндрической трубы длиной, соответствую щий раструбу основного сопла, с цилиндрическим отводом (окном), ось симметрии которого перпендикулярна оси трубы (рис. 4) Граничные условия в такой схеме, т.е. значения параметров газового потока в трёх сечениях цилиндрической трубы и отвода, принимались с учётом расчёта параметров потока в основном сопле по газодинамическим функциям:.

Полученные при этом значения параметров в окрестности бокового от верстия являются исходными данными для решения задачи II. Решение задачи I показывает (рис. 5), что заметной асимметрии на срезе сопла не наблюдается. Это означает, что дополнительный момент на основном соп Рис. 4. Расчётная схема ле при открытии бокового управляющего сопла не возникает. Последнее обстоятельство требует дополнительного изучения.

Рис. 5. Распределение скоростей газа по объёму сопла с отверстием Задачей II является определение значения управляющего усилия у, которое возникает при открытии бокового сопла.

Расчёт величины у основывается на том, что основное сопло в сечении управляющего сопла представляет собой замкнутую камеру с размером и давлением газа, снабжённую соплом с характерными поперечными сечениями и (рис. 6).

В качестве расчётной зависимости принимается равенство (1) Рис. 6. Расчётная схема Обозначения:

— декартова система координат;

— тяга двигателя, H;

— потеря осевой тяги двигателя, H;

— управляющая сила, H;

у — угол поворота исполнительного органа, рад;

— характерный угол в кинематической схеме узла качания, рад;

— секундный расход газа, кг/с;

— радиус, м;

— длина, м;

— площадь сечения сопла, м ;

— безразмерная скорость потока;

— коэффициент эффективности;

— относительное управляющее усилие;

у — температура газа, K;

— скорости потока, м/с;

— плотность потока, кг/м ;

— давление, Па.

Индексы:

– основное сопло;

– боковое (управляющее) сопло;

– срез сопла;

где.

Безразмерная скорость на срезе управляющего сопла рассчитывается с использованием газодинамической функции :

(2) Исходные данные для расчётов МПа – варианты значений статического давления в основ ном сопле в сечении расположения боковых управляющих сопел;

м – диаметр сечения основного сопла;

– геометрическое соотношение;

– показатель адиабаты;

МН – тяга двигателя.

Предлагаемый способ выдува (отбора) газов из сопла уступает вдуву газов в основных характеристиках. Наши расчёты показывают, что коэф фициент эффективности выдува приближается к единице, а относительное управляющее усилие ( у составляет несколько процентов.

у Таким образом, в реальном проекте двигателя и в отношении нашего способа вопрос применения будет рассматриваться на основе разрешения главного проектного противоречия между компоновкой и массой двигателя и эффективностью управления вектором тяги.

Библиографический список 1. Пичугин Д. Ф. Конструкция и проектирование агрегатов двигателей летательных аппаратов: Учебное пособие. – Куйбышев, КуАИ, 1989.

2. Хомяков А. М. Конструкция и проектирование ДЛА: Учебное пособие. – М.: Изд-во МАИ, 1989.

3. Сварич К. М., Хомяков А. М. Элементы теории компоновочного проектирова ния. Проблемы перспективной авиационной техники // Сборник статей научно исследовательских работ студентов, аспирантов и молодых учёных. – М.: Изд-во МАИ, 1999.

4. Алямовский А. А. SolidWorks/COSMOSWorks. Инженерный анализ методом конеч ных элементов. ДМК Пресс, 2004.



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

Похожие работы:





 
© 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.