СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ОБЛИКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ Российский патент 2019 года по МПК B64F5/00 G06F17/50 B64D27/02 

Изобретение относится к способам проектирования конструкции летательных аппаратов, например самолетов и высокоскоростных ракет, оснащенных воздушно-реактивными двигателями.

Разработка аэродинамического облика летательного аппарата является сложным итерационным процессом, направленным на поиск рационального сочетания параметров планера и воздухозаборного устройства (ВЗУ), оптимизируемых по своим частным критериям. Оптимизация планера ведется по критерию «максимальное аэродинамическое качество» (где C_xopt - оптимальный коэффициент сопротивления, C_yopt - оптимальный коэффициент подъемной силы) на крейсерском режиме полета для минимизации потребной тяги и, соответственно, расхода топлива. Воздухозаборное устройство оптимизируется, в первую очередь, по критерию «расход воздуха» G_B, повышенные значения которого необходимы для реализации потребных запасов тяги и повышения удельного импульса за счет обеднения смеси и повышения полноты сгорания топлива.

Но, как показала практика, при таком подходе попытки улучшения воздухозаборного устройства приводят к значительному ухудшению внешней аэродинамики, а улучшение аэродинамических характеристик планера (зачастую за счет уменьшения площади входа воздухозаборного устройства) приводит к «вырождению» силовой установки из-за уменьшения импульса и из-за невозможности обеспечить тепловой режим ее работы (работа на малых коэффициентах избытка воздуха в камере сгорания α_КС).

Известен способ общего проектирования управляемых ракет [1], ориентированный на многоуровневую производительность. Способ общего проектирования позволяет решение широкого спектра задач проектирования, в том числе и проектирование внешнего облика ракеты.

Способ общего проектирования ракет обладает упомянутым выше недостатком и не позволяет добиться оптимизации планера и воздухозаборного устройства одновременно.

Известны методы проектирования самолетов [2], включая методы проектирования аэродинамической компоновки самолетов, а также критерии и методы оценки проектных и конструкторских решений при проектировании самолетов. В состав описанных в источнике [2] методов входит способ проектирования аэродинамической компоновки, наиболее близкий к настоящему изобретению и выбранный в качестве прототипа.

Недостатком способа проектирования аэродинамической компоновки является недостаточная эффективность оптимизации за счет того, что в числе критериев оценки проектных и конструкторских решений отсутствует критерий, позволяющий обеспечить оптимизацию планера и воздухозаборного устройства одновременно.

Технической проблемой, на решение которой направлено изобретение, является создание способа определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем повышенной эффективности, позволяющего сочетать оптимизацию планера с оптимизацией воздухозаборного устройства двигателя.

Техническая проблема решается за счет того, что определяют базовый аэродинамический облик летательного аппарата, на основе базового аэродинамического облика летательного аппарата создают N>1 отличных друг от друга вариантов аэродинамического облика, производят расчет аэродинамических характеристик для каждого из N вариантов аэродинамического облика, при этом определяют интегральный критерий оптимизации для каждого варианта аэродинамического облика, и выбирают вариант аэродинамического облика, для которого K_O имеет максимальное значение; при этом G_B - оптимальный расход воздуха двигателя, C_xopt - оптимальный коэффициент сопротивления.

Техническим результатом способа определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем является повышение эффективности оптимизации процесса создания облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем за счет использования интегрального критерия-показателя K_O для быстрой и безошибочной экспертной оценки конкурирующих компоновок, что, в свою очередь, приводит к сокращению временных и финансовых затрат при формировании облика летательного аппарата, упрощению выбора направлений развития существующих и альтернативных разработок.

При описании способа определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем использованы следующие обозначения:

С_х - коэффициент сопротивления;

C_xopt - оптимальный коэффициент сопротивления;

С_у -коэффициент подъемной силы;

C_yopt - оптимальный коэффициент подъемной силы;

g - ускорение свободного падения;

G_B - оптимальный расход воздуха - критерий оптимизации «расход воздуха»;

Н - высота полета летательного аппарата;

J - удельный импульс;

K_max - критерий оптимизации «максимальное аэродинамическое качество»;

K_O - интегральный критерий оптимизации;

L - стехиометрический коэффициент топлива;

m - масса летательного аппарата;

Р - тяга двигательной установки;

q_t - секундный расход воздуха;

V - скорость полета летательного аппарата;

α_КС - коэффициент избытка воздуха в камере сгорания.

Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем заключается в следующем. Исходя из заданных тактико-технических требований, определяют базовый аэродинамический облик летательного аппарата, в том числе выбирают базовую аэродинамическую схему, тип и расположение входа в воздухозаборное устройство, определяют габаритные размеры, массу га летательного аппарата, задают скорость V и высоту полета Н, которые будут общими для всех возможных вариантов. Основные принципы определения базового аэродинамического облика для самолетов приведены в [2], стр. 94-158, основные принципы для высокоскоростных ракет аналогичны.

На основе базового аэродинамического облика создают любым известным способом или способами (например, как описано в [2], стр. 182-203, 364-419, 423-439) N различных вариантов аэродинамического облика, отличающихся друг от друга геометрическими параметрами фюзеляжа, аэродинамических поверхностей, воздухозаборного устройства (включая параметры входа в воздухозаборное устройство, центрального тела, канала воздухозаборного устройства), соотношениями геометрических параметров, взаимным расположением элементов, прочими геометрическими особенностями (при этом N>1, максимальное значение N не ограничено, чем выше N, тем достовернее результат способа определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем и тем больше временные затраты на его осуществление).

Любым известным способом, например, с помощью специализированного программного обеспечения (пример приведен в [2], стр. 546-578), производят расчет аэродинамических характеристик для каждого из N вариантов аэродинамического облика, в том числе С_х, C_xopt, С_у, C_yopt, G_B, J.

Для каждого из N вариантов аэродинамического облика определяют интегральный критерий оптимизации K_O.

Вывод критерия K_O:

С одного кг топлива при стехиометрическом коэффициенте L и при коэффициенте избытка воздуха в камере сгорания α_КС получаем удельный импульс J . Таким образом, при секундном расходе воздуха q_t=G_B тяга будет равна:

а секундный расход будет равен:

т.е. расход топлива при равных расходах воздуха зависит только от α_КС (уровня теплового дросселирования камеры).

Для летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем с весом mg, летящего на режиме K_max, при условии H=const и V=const, справедливо записать:

Отсюда имеем:

Анализ альтернативных аэродинамических компоновок при оптимизации облика практически всегда проводится для одной массы изделия (C_yoptl=C_yopt2) и для одинаковых условий полета Н=const, V=const, C_yopt=const. Исходя из этого, а также принимая J₁≈J₂, для двух конкурирующих аэродинамических обликов можно записать:

m₁g=m₂g

Таким образом, для каждой компоновки при Н=const, V=const, C_yopt=const:

Вывод: При условии Н=const, V=const, C_yopt=const из N конкурирующих аэродинамических обликов лучшим является аэродинамический облик с наибольшим значением интегрального критерия оптимизации K_O=K_{O max}, т.к. его α_КС на крейсерском режиме полета будет выше α_КСi i-того аэродинамического облика в раз при i=1~N.

Выбирают аэродинамический облик с наибольшим значением интегрального критерия оптимизации K_O, принимают его за окончательный вариант аэродинамического облика.

Оптимизация по интегральному критерию K_O позволяет отойти от общепринятой практики концептуального проектирования по частным взаимоисключающим критериям, и работать одновременно с основным набором главных проектных параметров. Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем может быть реализован на современной промышленной базе и найти широкое применение в области проектирования летательных аппаратов.

Библиография

[1] Патент Китая № CN 104166764 от 08.02.2017, класс МПК G06F 17/50.

[2] «Проектирование самолетов», издание третье, переработанное и дополненное, под ред. д-ра техн. наук проф. С.М. Егера. Москва, «Машиностроение», 1983. - 616 с.

Изобретение относится к способам проектирования летательных аппаратов. Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем состоит в том, что определяют базовый аэродинамический облик летательного аппарата, на основе базового аэродинамического облика летательного аппарата создают варианты аэродинамического облика, производят расчет аэродинамических характеристик для каждого из N вариантов аэродинамического облика, определяют интегральный критерий оптимизации для каждого варианта аэродинамического облика, выбирают вариант аэродинамического облика, для которого К_O имеет максимальное значение; при этом G_B - оптимальный расход воздуха, C_xopt - оптимальный коэффициент сопротивления. Изобретение направлено на оптимизацию процесса создания облика летательного аппарата за счет использования интегрального критерия - показателя К_O для быстрой экспертной оценки конкурирующих компоновок.

Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, при котором определяют базовый аэродинамический облик летательного аппарата, на основе базового аэродинамического облика летательного аппарата создают N>1 отличных друг от друга вариантов аэродинамического облика, производят расчет аэродинамических характеристик для каждого из N вариантов аэродинамического облика, отличающийся тем, что определяют интегральный критерий оптимизации для каждого варианта аэродинамического облика и выбирают вариант аэродинамического облика, для которого K_O имеет максимальное значение, при этом G_B - оптимальный расход воздуха двигателя, - оптимальный коэффициент сопротивления.