CC BY
22Решетневскуе чтения. 2013
УДК 658.51; 629.783; 629.7.012; 004.942; 533.65;533.6.04
АНАЛИЗ ПАРАМЕТРОВ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОГО ЦИФРОВОГО МАКЕТА
М. В. Лихачев
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]
Разработана и практически опробована методика расчета характеристик устойчивости-управляемости самолета с использованием интеллектуальных возможностей САПР. Показана возможность применения данной технологии для проектирования сложных изделий машиностроения.
Ключевые слова: САПР, управление знаниями, проектирование, самолет.
AIRCRAFT STABILITY AND CONTROL ANALYSYS WITH INTELLECTUAL DIGITAL MOCKUP TECHNOLOGY
M. V. Likhachev
JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]
Methodology of aircraft stability analysis with intellectual digital mockup approach has been developed and implemented. A possibility of intellectual digital mockup application for complex product development was demonstrated.
Keywords: CAD, Knowledge Based Engineering, design, aircraft.
Задача определения характеристик устойчивости и управляемости самолета давно решена и является одной из подзадач в процессе проектирования самолета. Задача сводится к отысканию взаимного положения аэродинамического фокуса (АФ) самолета и дистанции до центра масс самолета, которая называется запасом устойчивости.
На практике АФ на этапе проектирования, находится с помощью инженерных методик [1] и моделирования аэродинамики самолета с помощью панельных и других методов численного моделирования [2].
Особенностью задачи отыскания АФ (а также ряда других задач, решаемых в процессе проектирования самолета: нахождение аэродинамических коэффициентов и производных, разработка лимитов масс и пр.) является неразрывная связь между геометрическими параметрами самолета, определяемыми компоновкой и результатами расчетов или моделирования. Это затрудняет создание расчетных программ, решающих задачу оптимизации самолета, поскольку в цикл оптимизации необходимо включать пересчет геометрических параметров, которые сложным образом взаимодействуют друг с другом.
Для решения этой проблемы была использована технология создания проектного цифрового макета в САПР CATIA V6 с использованием инструментария управления знаниями (Knowledge Based Engineering).
Созданный цифровой макет представляет собой набор трехмерных объектов с заданным поведением: фюзеляж (мотогондола), крыло, стабилизатор, киль. Далее, на основании геометрической информации модуль CATIA Knowledge Advisor определяет положение АФ и ряд других параметров. В случае выхода значений параметров за рамки требований к характе-
ристикам самолета система сигнализирует об этом с помощью встроенных в модель проверок.
После ряда манипуляций модель может быть экспортирована в программный комплекс АПАК, который позволяет, в частности, анализировать аэродинамические характеристики самолета методом вихревой решетки [3].
Методика была опробована на ряде серийных самолетов с известными характеристиками и практически применена к расчету устойчивости строящегося гидросамолета. По результатам моделирования были выданы рекомендации разработчикам по приведению параметров самолета в соответствие с требованиями.
В результате проделанной работы доказана практическая применимость методик решения связанных геометрических и расчетных задач с использованием интеллектуальных моделей в САПР, в процессах проектирования сложных изделий.
Библиографические ссылки
1. Бадрухин Ю. И., Вишняков Н. А., Деришев С. Г., Зайцев В. Ю., Серьезнов А. Н. Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной постройки. Т. 1. Новосибирск : СибНИА, 1994.
2. Колесников Г. А. и др. Аэродинамика летательных аппаратов. М. : Машиностроение, 1993.
3. Белоцерковский С. М. Тонкая несущая поверхность в дозвуковом потоке газа. М. : Наука, 1965.
References
1. Badrukhin U. I., Vishnyakov N. A., Derishchev S. G., Zaycev V. Yu., Seryeznov A. N. Rukovodstvo dlua
Крупногабаритные трансформируемые конструкции космических аппаратов
konstruktorov letetelnyh apparatov samodeyatelnoy pos-troyki. T. ¡.(Manual for designers of amateur-build aircraft, Vol. ¡) Novosibirsk, SibNIA, 1994.
2. Kolesnikov G. A. and others Aerodynamila letetelnyh apparatov (Flying vehicles aerodynamics). M. : Mashinostroyeniye, 1993.
3. Belotserkovskiy S. M. Tonkaya nesushaya poverhnost v dozvukovom potoke gaza. (Thin aerodynamic surface at subsonic gaz flow). M. : Nauka, 1965.
© Лихачев М. В., 2013
УДК 629.09:629.78
МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ МОМЕНТА ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛЯ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ ЭЛЕКТРОНАСОСНОГО АГРЕГАТА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ
А. А. Логанов, Г. И. Овечкин
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]
Определяется взаимосвязь между исходными данными проектных характеристик электронасосного агрегата системы терморегулирования космических аппаратов и рабочей точкой механической характеристики электродвигателя. Устанавливается степень влияния коэффициента быстроходности насоса как показателя рабочего режима на рабочий момент на валу электродвигателя.
Ключевые слова: система терморегулирования, электронасосный агрегат, коэффициент момента.
TECHNIQUE OF DEFINITION OF THE ELECTRIC MOTOR TORQUE AT DESIGN OF THE ELECTROPUMP UNIT OF THERMAL CONTROL SYSTEM
A. A. Loganov, G. I. Ovechkin
JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]
The interrelation between the basic data basic data of design characteristics of the electro pump unit of spacecrafts thermal control system and a working point of the electric motor mechanical characteristic is defined. The extent of the pump specific speed influence as an indicator of an operating mode on the working moment on an electric motor shaft torque is established.
Keywords: thermo regulation system, electro pump unit, factor of the torque.
Формирование исходных данных на проектирование электронасосных агрегатов (ЭНА) системы терморегулирования (СТР) для перспективных космических аппаратов часто происходит в условиях неопределенности относительно необходимых значений рабочих перепадов давлений и объемного расхода, которые должны быть обеспечены ЭНА, что замедляет процесс проектирования. Для сокращения этого процесса можно воспользоваться существующей системой стандартизации, а именно - рядом нормальных значений мощности на валу электродвигателя. При заданной частоте вращения можно получить фактически ряд нормальных значений момента, между которыми осуществляется выбор. В дополнение к ряду нормальных значений момента необходимо найти способ достаточно достоверного определения потребного номинального момента на валу электродвигателя, доступный уже на этапе подготовки исходных данных на проектирование ЭНА.
Автором ранее для теплоносителей с одинаковой плотностью был предложен инвариант оптимального значения соотношения определяющих параметров ЭНА (1) для расчетного режима работы [1]:
9 = / Я, (1)
где - площадь выходного поперечного сечения спирального сборника, м2; ю - угловая скорость ротора насоса, с-1; Я - напор насоса, Дж/кг.
Уравнение наиболее эффективных значений 9 для различных ЭНА в зависимости от показателя быстроходности насосов н8 по результатам анализа экспериментальных данных для 11 ЭНА с теплоносителем ЛЗ-ТК-2 (изооктан) имеет вид (2).
90р = 0,0002149 • 4426 . (2)
Здесь н8 - коэффициент быстроходности ЭНА [2]
% =193,3 (3)
где ю - угловая скорость ротора; Q - подача ЭНА, м3/с; Н - напор ЭНА, Дж/кг. Здесь [2]
Н = ДР/р, (4)
