Система обеспечения безопасности отделения груза из отсека самолета-носителя на основе многоимпульсного моментного двигателя поперечного управления

УДК 533.6

СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ ОТДЕЛЕНИЯ ГРУЗА ИЗ ОТСЕКА САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ НА ОСНОВЕ МНОГОИМПУЛЬСНОГО МОМЕНТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ПОПЕРЕЧНОГО УПРАВЛЕНИЯ

В.А. Нестеров, А.П. Будник, И.М. Семенов

В статье рассматривается методика построения системы газодинамического управления на базе моментного двигателя поперечного управления, которая обеспечивает гарантированное отсутствие столкновения груза с внутренними элементами отсека самолета-носителя, а также осуществляет пространственную стабилизацию груза до момента раскрытия рулевых поверхностей. Для численного анализа безопасности отделения груза и эффективности системы газодинамического управления создана модель пространственного движения груза из отсека самолета-носителя от момента разрыва жесткой связи с самолетом-носителем до момента раскрытия рулевых поверхностей. Данная модель дает возможность получить все необходимые параметры, что позволяет оценить безопасность отделения груза на различных режимах полета самолета-носителя.

Для подтверждения эффективности применения моментного двигателя поперечного управления при построении системы газодинамического управления в статье приведены результаты моделирования отделения груза на различных режимах полета самолета-носителя

Ключевые слова: безопасность отделения, газодинамическая стабилизация, отсек носителя, управление отделением, моментный двигатель поперечного управления

1. Введение

В последние годы в мире повысился интерес к самолетам, у которых внутрифюзеляжные точки подвески грузов являются основными. Главной проблемой, связанной с этой особенностью, является безопасность отделения управляемых грузов из отсека на скоростях больше скорости звука. Одним из путей обеспечения безопасности отделения данных грузов в настоящее время становится использование автономных импульсных двигателей поперечного управления (МДПУ) [1,2].

Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) широко применяются в современной технике благодаря своим эксплуатационным преимуществам, заключающимся в надежности действия, простоте хранения, безопасности, отсутствии агрегатов подачи компонентов топлива, что влечет за собой простоту конструкции и относительно малую стоимость. Ведутся работы по созданию новых видов твердого топлива с более высокими скоростями истечения газов и улучшенными энергетическими характеристиками, разработке систем управления тягой двигателя, улучшению характеристик твердых топлив.

В настоящее время, особое внимание уделяется совершенствованию методов и способов управления полетом беспилотными летательными аппаратами (БЛА) при помощи создания боковых

Нестеров Виктор Антонович - МАИ (НИУ), д-р техн.

наук, профессор, тел. 8(909) 980-38-21

Будник Александр Павлович - ВГТУ, канд. техн.

наук, доцент, тел. 8(473) 249-53-24.

Семенов Игорь Михайлович - ЗАО "РАА "Спецтехника",

канд. техн. наук, ведущий инженер, тел. 8(916) 748-14-50,

e-mail: slm @mail.ru

управляющих усилий. Технические решения по способам управления процессами работы РДТТ приведены в работе И.М. Соколовского [3].

Использование газодинамического управления обусловлено режимами полета, когда аэродинамические способы управления либо вообще неприменимы, либо не обеспечивают необходимого быстродействия и реализации располагаемых перегрузок.

Достоинством газодинамического управления является: высокое быстродействие, широкие энергетические возможности, независимость от внешней среды и пространственного положения носителя.

В книгах И.С. Голубева [4,5] рассмотрены особенности проектирования вспомогательных силовых систем, работающих на твердом топливе, а также газодинамические способы создания сил и моментов для управления полетом БЛА. Обзор существующих систем газодинамического управления, а также предполагаемые характеристики МДПУ приведены в статье Е.Г. Болотова и Б.Я. Мизрохи [6].

В зарубежной литературе все чаще появляются сведения о том, что для повышения маневренности БЛА, разрабатываются двигатели поперечного управления, не связанные с маршевым двигателем

[7].

Решение задачи безопасности отделения при внутрифюзеляжном размещении груза содержит два аспекта, которые в итоге формируют требования к системе, обеспечивающей безопасное отделение груза от самолета-носителя (СН):

- отделение груза от СН без соударения с самим самолетом, устройствами принудительного отделения (УПО) и подвешенными на соседних точках подвески грузами;

- сохранение пространственной устойчивости груза при движении после отделения от СН, с це-

лью устранения вероятности столкновения нештат-но-управляемого груза с СН или соседними самолетами в группе.

Внутрифюзеляжное размещение груза со сложенными рулевыми поверхностями способствует появлению ряда противоречий. Во-первых, внут-рифюзеляжное размещение позволяет обеспечить малозаметность снаряженного СН, но при этом увеличивает строительную высоту самого СН. Во-вторых, внутрифюзеляжное размещение позволяет снизить аэродинамическое воздействие на груз при транспортировании, но при этом увеличивает потребный ход принудительного сопровождения груза при его отделении. В-третьих, внутрифюзеляж-ное размещение неизбежно увеличивает время отделения груза от СН за счет времени, необходимого на открытие створок отсека и раскрытие рулей.

Учитывая, что предпосылки к летным происшествиям имели место при отработке в летных испытаниях, а также анализируя применение и преимущества газодинамического управления, было предложено применить современные технологии поперечного газодинамического управления для решения задачи безопасности принудительного отделения перспективных грузов.

Поэтому задачи построения системы газодинамического управления на базе МДПУ и математической модели пространственного движения груза с системой газодинамического управления из отсека СН являются весьма актуальными.

2. Постановка задачи

Постановка задачи кратко описана в предыдущей статье [2]. Однако необходимо рассмотреть некоторые аспекты проблемы, связанные с вероятностной природой действующих при старте груза знакопеременных сил и моментов, которые вносят существенный вклад в траекторию движения груза, что может привести к столкновению с носителем или срыву автопилота груза из-за резкого ухода. Если груз выходит из отсека с небольшим углом атаки, то возникает момент в сторону увеличения угла атаки. Чем выше скорость, тем больше момент. Эффективность рулей в данном случае мала, а двигатель запускать опасно из-за влияния выхлопной струи на отсек. Даже если груз выходит из отсека строго параллельно оси летательного аппарата, его все равно разворачивает из-за взаимодействия оживальной или конической головной части со слоем смешения (рис. 1).

Рис. 1. Влияние слоя смешения на угол атаки груза

Эту проблему частично можно решить выдвижением груза за пределы слоя смешения. Однако, проблему прохождения груза сквозь конический скачок уплотнения выдвижные устройства не решают. Взаимодействие головной части груза с фронтом ударной волны вызывает появление момента, вращающего груз в сторону носителя.

Ситуация усложняется также наличием низкочастотных колебаний в отсеке с открытыми створками, возникающих на сверхзвуковых скоростях. При их изучении [8] было выявлено, что низкочастотные колебания носят характер бегущих ударных волн, это означает, что при определенном сочетании параметров набегающего потока и геометрии отсека стационарное течение в отсеке существовать не может.

Таким образом, течение во внутренних отсеках имеет вероятностный характер, что приводит к проблеме прогнозирования траектории движения отделяемого груза, особенно имеющей сложенные аэродинамические рули. Данное обстоятельство во многом определяет применение дополнительного быстродействующего управления отделением груза с помощью МДПУ.

3. Моментный двигатель поперечного управления

Анализ двигателей поперечного управления (ДПУ) показывает, что для модификации существующих грузов внутрифюзеляжного размещения, с целью обеспечения безопасности отделения из отсека, целесообразно применение газодинамических способов создания сил и моментов с помощью автономных многоимпульсных ДПУ моментного управления. Не вдаваясь в детальные количественные оценки, необходимо отметить качественное различие в безопасности отделения груза с традиционным аэродинамическим и новым газодинамическими способом управления. Последний способен обеспечить высокую безопасность отделения груза из отсека СН на участке полета груза со сложенными рулями.

Реализация данного способа выполнена в виде отсека, в котором размещается ДПУ не связанный с маршевым двигателем. ДПУ по сигналу бортовой системы управления формирует необходимую поперечную тягу.

МДПУ представляет собой импульсную двигательную установку (рис. 2), в которой радиально расположены несколько малоразмерных импульсных микродвигателей твердого топлива (рис. 3а), равномерно размещенных на корпусе перпендикулярно продольной оси груза на достаточном расстоянии от ее центра масс. Для управления грузом по крену в процессе ее отделения использована серия двигателей пониженной тяги (рис. 3б) с соплами, направленными по касательной к корпусу груза. Кроме этого, в состав МДПУ входит электронный коммутатор включения микроРДТТ, установленный в заднем торце МДПУ.

Рис. 2. Конструктивный облик отсека МДПУ

Из соображений компоновки МДПУ мик-роРДТТ имеет корпус цилиндроконической формы (рис. 4). В камере находится моноблочный пороховой заряд из сверх быстрогорящего смесевого топлива, прочно скрепленный с ее стенками. На переднем днище расположен электровоспламенитель, а на заднем - сопловой блок невысокой степени расширения со сверхзвуковой частью конической формы.

а б

Рис. 3. Исполнения микроРДТТ: а) импульсный двигатель управления по тангажу и рысканию; б) импульсный двигатель управления по крену

12 3 4 5 6

Рис. 4. МикроРДТТ: 1- воспламенитель; 2- графитоэпоксидный корпус;

3 - алюминиевый корпус; 4 - внутренняя теплозащита; 5 - топливо; 6 - стальное днище; 7 -сопловой вкладыш.

МДПУ осуществляет управление грузом по трем каналам в процессе его отделения из внутри-фюзеляжного отсека СН. В зависимости от требуемых компенсирующих сил и моментов системой управления вырабатывается сигнал для запуска

соответствующих микроРДТТ в требуемом направлении.

Удаление МДПУ от центра масс АУР может быть осуществлено размещением МДПУ как в носовой части, так и в хвостовой части груза. Конкретный выбор будет зависеть от компоновки груза, его аэродинамической схемы, а также от особенностей обтекания груза при работе МДПУ. Во всех случаях применения МДПУ следует учитывать негативное взаимодействие возмущенного выхлопной струей МДПУ воздушного потока с элементами конструкции, а также влияние изменений в аэродинамике груза, происходящих при работе двигателей поперечного управления, на управление груза.

При выборе расположения МДПУ необходимо учитывать, что при выдуве реактивной струи перпендикулярно продольной оси груза, т.е. практически перпендикулярно набегающему сверхзвуковому потоку, воздушный сверхзвуковой поток, набегая на поперечную выхлопную струю, тормозится. Перед струей образуются интенсивный скачок уплотнения, а на боковой поверхности корпуса -область повышенного давления. За соплом образуется область разрежения. Эта область пониженного давления может быть различной протяженности и мощности в зависимости от направления струи по отношению к углу атаки груза.

Таким образом, самым благоприятным, с точки зрения аэродинамики, является расположение МДПУ в хвостовой части груза, которое минимизирует негативное влияние истекающих струй на аэродинамику

Также следует отметить, что в результате образования зоны повышенного давления перед струей возникает дополнительная аэродинамическая сила на корпусе, направленная в сторону тяги сопла, что увеличивает результирующую силу в 1,5-2 раза и более в зависимости от величины скоростного напора и числа М.

В табл. 1, 2 приведены характеристики МДПУ для перспективного груза, полученные в результате проектировочного расчета.

Таблица 1 Оценочные характеристики единичных импульсных двигателей

Продольный канал Поперечный канал

Суммарный импульс тяги, Не 420 31,5

Максимальная тяга, Н 7500 450

Время работы (среднее), с 0,056 0,07

Длина корпуса/ диаметр, мм 87/40 10/6

Масса двигателя (без топлива), кг 0,547 0,042

Масса топлива, кг 0,171 0,0129

Таблица 2

Оценочные характеристики МДПУ

Длина, мм 300

Масса ИДУ, кг 17,26

Масса топлива, кг 3,74

При способе создания управляющих сил и моментов системой импульсных микродвигателей выражения для газодинамической силы и создаваемого ею момента записываются через силу и момент от единичного ракетного микродвигателя [9]:

М,

г=1

п

= ^ Ру1

У1

Х^Ь.

1=1

Здесь Ру1 - проекция тяги, создаваемая ¿-м единичным ракетным двигателем управления на ось OY ССКН; хг - относительная координата сопла ¿-го единичного двигателя управления; п -число включенных единичных двигателей управления; хм - относительная координата центра масса груза; I - расстояние от центра масс груза до МДПУ.

В первом приближении, для плюсобразной схемы уравнения (1) можно представить линейно зависимыми от числа включаемых двигателей:

= Р^

М2 = Рг(хм — Хщу)Ьф.

Здесь - тяга единичного импульсного дви-

*ИДУ

Ьф

центра масс импульсной двигательной установки; (хм — хИдУ)1ф = 1ИдУ - расстояние от центра масс до центра массы импульсной двигательной установки (ИДУ) моментного газодинамического управления (МГДУ); Iф - длина фюзеляжа в [м].

Угловая скорость, создаваемая -импульсным микродвигателем, определяется выражением

ш = пш1 = ПШ1ТИД,

где тИд - среднее время работы микродвигателя; - угловое ускорение вращения корпуса груза, создаваемое одним единичным микродвигателем

гателя; хИдУ =

- относительная координата

Рг(

М

X

иду)^ф

I,

/2 - момент инерции груза в [кг • м2]. Угол атаки, создаваемый п микродвигателями за время Т, определяется

,

<-МГДУ\

4. Моделирование динамики отделения груза с МДПУ

Для подтверждения эффективности применения МДПУ необходимо провести моделирование отделения АУР на режимах полета СН, на которых не обеспечиваются условия безопасности отделения.

Модель коммутатора импульсных двигателей с обратной связью по датчику угловой скорости

представлена на рис. 5. Подсистема интерполяции результатов продувок приведена на рис. 6. Модель динамики отделения груза с МДПУ представлена на рис. 7.

Рго<1ис12 К^иг^к'П ииапИгег Рго<)ис11 Ои11

[7500 к Сопйапй

Рис. 5. Модель коммутатора импульсных двигателей в поперечном канале

Рис. 6. Подсистема интерполяции аэродинамических коэффициентов

На рис. 8, 9 приведены сравнительные графики параметров отделения груза без МПДУ и с МДПУ на различных режимах полета СН, снижение графиков на рис. 8, 9 показывают работу МДПУ в каждом канале.

Рис. 7. Модель динамики отделения груза с МДПУ

5. Выводы

1. Результаты моделирования показали, что параметры пространственного движения груза из отсека перспективного самолета-носителя, отвечающие критериям безопасного отделения [2], могут быть обеспечены за счет применения системы газодинамического управления грузом.

2. Основой построения системы газодинамического управления является МДПУ, который имеет простую конструкцию, сравнительно небольшую массу и требует расположения вдали от центра масс на расстоянии, примерно равном расстоянию установки аэродинамических рулей.

3. Для численного анализа безопасности отделения груза и эффективности системы газодинамического управления создана модель пространственного движения груза из отсека СН от момента разрыва жесткой связи с СН до момента раскрытия рулевых поверхностей. Данная модель позволяет получить все необходимые параметры отделения, что позволяет оценить безопасность отделения груза на различных режимах полета СН.

Литература

1. Нестеров, В.В. Определение условий безопасного отделения груза из отсека самолета-носителя [Текст] / В.В. Нестеров, В.В. Полянский, И.М. Семенов // Известие ТулГУ. - 2012. - 1. - C. 42-46.

2. Нестеров, В.А. Геометрический критерий безопасности отделения груза из отсека самолета-носителя [Текст] / В.А. Нестеров, И.М. Семенов // Вестник МАИ. - 2013. - Т. 20, 5.

3. Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе [Текст] / М.И. Соколовский В.И. Петренко, Г.А. Зыков и др. - М. : Машиностроение, 2003. — 465 с.

4. Голубев, В.Г. Проектирование зенитных управляемых ракет [Текст] / В.Г. Голубев, И.С. Светлов. - М. : МАИ, 2001. - 730 с.

5. Голубев, И.С. Беспилотные летательные аппараты [Текст] / И.С. Голубев, И.К. Туркин. - М.: МАИ, 2010. — 654 с.

6. Болотов, Е.Г. Новое поколение зенитных управляемых ракет средней дальности [Текст] / Е.Г. Болотов, Б.Я. Мизрохи // Специальный выпуск журнала "Полет" к 50-летию МКБ "Факел". - М., 2003.

7. Ma Yue Yue. Agile tum control for air-to-air missile dased on reaction jet control system / Ma Yue Yue. // Manufacturing Engineering and Automation. - 2012. - Trans Tech Publications. - Vol. II.

8. Булат, П.В. О проблеме запуска ракет из отсека на сверхзвуковой скорости [Текст] / П.В. Булат. -ВОЕНМЕХ, 2012.

9. Петраш, В.Я. Расчет параметров и характеристик ЛА с устройствами газодинамического управления [Текст] / В.Я. Петраш, А.И. Коваленко. - М.: МАИ, 2003.

Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) Воронежский государственный технический университет

ЗАО «Российская акционерная ассоциация «Спецтехника», г. Дубна, Московская область

без МДПУ

O.OJ 006 0.09 012 015 0.1» 0.21 0 24 0.27

и 0.03 0.06 О.О!» 0.12 0.15 018 0.21 0.24 027

с МДПУ

Mil

V

0.Ö3 0.06 МП .12 0.15 0.1* 0.21 0.24

I, Кибрир

Iii

: 0 а 0.06 п 1» ». ,-,

Рис. 8. Угловые координаты и угловые скорости груза в плоскости отделения

без МДПУ

с МДПУ

О 0.03 0 06 ВОТ O.I2 0.15 0.18 0.21 0.24

15 0,18 0,21 0 24

№1

№4

№5

№8

Рис. 9. Угловые координаты и угловые скорости груза канале крена

SYSTEM OF SAFE-SEPARATION STORE FROM COMPARTMENT OF AIRCRAFT BASED

ON ATTITUDE CONTROL MOTORS

V.A. Nesterov, Doctor of Technical Sciences, Professor, Moscow Aviation Institute, Moscow, Russian Federation, slm @mail.ru

A.P. Budnik, Candidate of Technical Sciences, Associate Professor, Voronezh State Technical University, Voronezh, Russian Federation, slm @mail.ru

I.M. Semenov, Candidate of Technical Sciences, Lead Engineer, Joint Stock Company "RAA "Spectehnika»", Moscow, Russian Federation, e-mail: slm @mail.ru

This article is dedicated to solving the problems of separation of store from compartments of the aircraft using attitude control motors. The article provides a method of creating a system of gas-dynamic control separation of store from compartment of the aircraft, which provides a guaranteed absence of a collision store with an aircraft interior components, as well as ensuring the stabilization of the cargo prior to disclosure control surfaces. For the numerical analysis of the safety separation of store and the efficiency of gas-dynamic control system established model of the movement of store from compartments of the aircraft from the moment of rupture of rigid connection with the aircraft until disclosure control surfaces. This model makes it possible to obtain all the necessary parameters, which allows to evaluate the safety separation of store at various flight conditions of the aircraft.

In order to confirm efficiency of gas-dynamic control separation of store in the article presents the results of this system for various flight conditions of the aircraft

Key words: safe-separation, gas-dynamic stabilization, aircraft compartment, control separation, attitude control motors

References

1. Nesterov V.V. Polyanskii V.V., Semenov I.M. Opredelenie uslovii bezopasnogo otdeleniya gruza iz otseka sa-moleta-nositelya [Determination of safety launch of cargo from intern al compartment of carrier] // Izvestie TulGU. — 2012. — 1. — pp. 42-46.

2. Nesterov V.A Semenov I.M. Geometricheskii kriterii bezopasnosti otdeleniya gruza iz otseka samoleta-nositelya [The geometric criteria utilization for safe cargo detachment from aircraft compartment process development] // Vestnik MAI. — M., 2013. — T. 20, 5.

3. Sokolovskii M.I. Petrenko V.I., Zykov G.A. i dr. Upravlyaemye energeticheskie ustanovki na tverdom raketnom toplive [Managed power plants based on solid rocket fuel] — M. : Mashinostroenie, 2003. — vol. 465.

4. Golubev V.G. Svetlov I.S. Proektirovanie zenitnykh upravlyaemykh raket [Designing anti-aircraft guided missiles] — M. : MAI, 2001. — vol. 730.

5. Golubev I.S. Turkin I.K. Bespilotnye letatel'nye apparaty [Unmanned aerial vehicles] — M: : MAI, 2010. — vol. 654.

6. Bolotov E.G. Mizrokhi B.Ya. Novoe pokolenie zenitnykh upravlyaemykh raket srednei dal'nosti [The new generation anti-aircraft guided missiles, medium-range] // Spetsial'nyi vypusk zhurnala "Polet" k 50-letiyu MKB "Fakel". — Moskva, 2003. — vol. 36.

7. Ma Yue Yue. Agile turn control for air-to-air missile dased on reaction jet control system // Manufacturing Engineering and Automation. — 2012. — Trans Tech Publications. — vol. 22.

8. Bulat P.V. O probleme zapuska raket iz otseka na sverkhzvukovoi skorosti [About the problem of launching missiles from the compartment at supersonic speed] — VOENMEKh, 2012. - pp. 23-27.

9. Petrash V.Ya. Kovalenko A.I. Raschet parametrov i kharakteristik LA s ustroistvami gazodinamicheskogo upravleniya [The calculation of the parameters and characteristics of the aircraft with gas-dynamic control devices] — M.: MAI, 2003. - pp. 56-58.