CC BY
102
2. Фалдин Н.В., Феофилов С.В. Исследование периодических движений в релейных системах, содержащих звенья с ограничениями // Изв. РАН. ТиСУ. 2007. №2. С. 15-27.
3. Гусев А.В., Феофилов С.В., Козырь А.В. Устойчивость периодических движений в системах управления с ШИМ-регулятором // Известия ТулГУ. Технические науки. 2016. №2. С. 71-79.
4. Горячев О.В. Основы теории компьютерного управления: учеб. пособие. Тула: Изд-во ТулГУ, 2008. 220 с.
Феофилов Сергей Владимирович, д-р техн. наук, проф, доц., svfeofilov@,mail.ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Фалдин Николай Васильевич, д-р техн. наук, проф, проф., [email protected], Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Козырь Андрей Владимирович, аспирант., Kozyr A [email protected], Россия, Тула, Тульский государственный университет
А METHOD FOR LINEARIZATION OF CONTROL SYSTEMS OPERATING INPWM
MODE
S.V. Feofilov, N.V. Faldin, A.V. Kozyr.
The proposed analytical method of linearization tracking control system with PWM control and line control object. The proposed method makes it possible to reduce the study of the accuracy of the tracking mode to the study of a linear pulse system.
Key words: PWM control, linearization, impulse control system.
Feofilov Sergey Vladimir ovich, doctor of technical science, professor, svfeofilov@,mail.ru, Russia, Tula, Tula State University,
Faldin Nikolay Vasilyevich, doctor of technical science, professor, svfeofilov@,mail.ru, Russia, Tula, Tula State University,
Kozyr Andrey Vladimirovich, graduate student, [email protected], Russia, Tula, Tula State University
УДК 62-838
ПОСТРОЕНИЕ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО ПРИВОДА, ИСПОЛЬЗУЮЩЕГО КИНЕТИЧЕСКУЮ ЭНЕРГИЮ НАБЕГАЮЩЕГО ПОТОКА
С. Л. Самсонович, В.И. Лалабеков, Е.Н. Кутейникова
Предложена новая конструктивная схема воздушно-динамического привода, осуществляющая переход от аэродинамического к газодинамическому управлению,
61
рассмотрены три её режима работы. Приведено сравнение существующих и предложенной приводных систем.
Ключевые слова: энергия набегающего потока, воздушно-динамический привод, газодинамическое управление, турбогенераторы, турбокомпрессоры.
Современные приводы являются устройствами пневмо-, гидро-, электромеханики, чьи массогабаритные и мощностные характеристики связаны с аналогичными показателями источников энергии. Использование энергии набегающего потока позволяет улучшить эти показатели.
Соответствующей уникальной отечественной разработкой в области управления авиационными средствами поражения (АСП) является воздушно-динамический привод (рис.1) [1].
Вместо одного бортового источника рабочего тела в приводе используется два вида энергии: в качестве силовой энергии- энергия встречного скоростного напора воздуха, использование которой требует дополнительных затрат энергии маршевого двигателя, и электрическая энергия от маломощной аккумуляторной батареи. Особенность конструкции воздушно-динамических приводов заключается в том, что привод управления содержит два исполнительных пневматических двигателя одностороннего действия, выходные штоки которых под давлением набегающего потока поворачивают ось аэродинамического руля посредством коромысла. В существующих рулевых приводах используется энергия набегающего потока, которая определяется давлением тормозящего потока, зависящим от скорости полета и плотности воздуха.
4 5 5 7 8
Рис. 1. Принципиальная схема воздушно-динамического привода: 1-воздухозаборник; 2-трубка; 3-фильтр; 4-электромагнит; 5- струйная трубка; 6-силовой цилиндр; 7-руль; 8-потенциометр обратной связи; 9-усилитель обратной связи;
10-якорь
В качестве достоинств этого привода следует отметить: независимость габаритов исполнительных механизмов от времени работы простоту конструкции и её обслуживания, малую металлоемкость, небольшую трудоемкость изготовления, надежность работы, сравнительно невысокую стоимость. Но вместе с этим указанные привода обладают и недостатками: необходимостью постоянной ориентации воздухозаборника по направлению движения АСП, работой в ограниченном интервале скоростей полета, на которых энергии потока достаточно для обеспечения управляемости.
С целью устранения указанных недостатков, а также повышения эффективности существующих воздушно-динамических приводов, представляется возможным обратиться к другим конструктивным решениям, основанным на использовании энергии набегающего потока.
Из зарубежной патентной литературы известны конструктивные схемы, использующие кинетическую энергию потока. В патенте [2] предлагается управление полетом снаряда или ракеты за счет выполнения корпуса как минимум из двух секции, в каждой из которых расположены ас-симетрично и под углом неподвижные аэродинамические поверхности.
Секции приводятся во вращение набегающим потоком таким образом, что они вращаются в противоположные стороны (рис.2). При этом в одной из секций скорость вращения регулируется путем использования любого диссипативного тормоза.
Рис. 2. Исполнительный механизм управления полетом снаряда на основе использования кинетической энергии набегающего потока
воздуха
В работе [3] предлагается управление беспилотным летательным аппаратом с помощью крыла-вентилятора Fanwing (рис.3). Крыло-вентилятор представляет собой аэродинамическую поверхность, на которой размещен горизонтальный ротор с лопатками (тангенциальная лопастная машина). Кинетическая энергия набегающего потока воздуха действует на ротор с лопатками, создавая тем самым тягу и подъемную силу.
Рис. 3. Беспилотный летательный аппарат, выполненный с крылом-вентилятором
Технический эффект от предложений [2,3] заключается в уменьшении массы бортовых источников энергии управления и исполнительных механизмов приводов по сравнению с источниками энергии приводов, использующих многооборотные электродвигатели.
Комбинация подобных решений с конструкцией существующего воздушно-динамического привода позволит вместо давления торможения набегающего потока использовать кинетическую энергию таким образом, чтобы в режимах полета без маневрирования кинетическая энергия потока преобразовывалась в электрическую, накапливалась в аккумуляторной батарее и вновь преобразовывалась в энергию управления, когда энергии набегающего потока недостаточно для маневрирования.
В существующих рулевых машинках используемая потенциальная энергия набегающего потока, определяется давлением тормозящего потока, которое зависит от скорости полета и плотности воздуха [1]:
у 2
¿пот = Ы = Л Р =
где ¿пот - используемая потенциальная энергия потока; ^ - сила, действующая на поршень рулевой машинки; И - ход поршневой рулевой машинки; £ - площадь поршня; р - давление торможения набегающего потока; р- плотность воздуха; р- коэффициент; характеризующий воздухозаборник; У0 - скорость потока, равная скорости ракеты.
Кинетическая энергия набегающего потока выражается зависимостью:
* = тУ2 =рЛ.уо3
2 2 '
где т - масса используемого воздуха; £ - площадь сечения канала; t - время рабочего цикла расхода массы воздуха.
В соответствии с указанными формулами, кинетическая энергия имеет кубическую зависимость от скорости набегающего потока, а потенциальная только квадратную. Поэтому для повышения эффективности, целесообразно в воздушно-динамических приводах использовать кинетическую составляющую энергии потока.
Для использования кинетической составляющей энергии потока в воздушно-динамических приводах следует заменить двигатели статического действия на динамические. В качестве двигателя динамического действия предлагается использовать турбинку, которая размещается в неподвижной аэродинамической поверхности. Турбинка размещается на электродвигателе с внешним ротором, к ней подводятся каналы воздухозаборника и сброса воздуха, а в качестве аккумуляторной батареи предлагается использовать батарею с подзарядкой, клеммы которой через блок системы управления (БСУ) соединены с обмоткой электродвигателя. Принципиальная схема предложенного воздушно-динамического привода приведена на рис. 4.
Рис. 4. Принципиальная схема предложенного воздушно-динамического
привода
ствиях:
ми;
Предложенный способ управления заключается в следующих дей-отбор энергии от набегающего потока воздуха воздухозаборника-
- задействование аккумуляторной батареи и БСУ;
- формирование БСУ сигналов управления приводами аэродинамических поверхностей;
- преобразование рулевыми приводами кинетической энергии набегающего потока в энергию вращения выходных звеньев рулевых приводов, которые работают в режиме рекуперации кинетической энергии набегающего потока, в электрическую энергию и подзаряжают аккумуляторную батарею; по сигналу управления от БСУ рулевые привода преобразуют электрическую энергию аккумуляторной батареи в крутящий момент на выходном звене, соответствующий величине и знаку сигнала управления; суммарный момент от энергий входного набегающего потока и рулевого привода ускоряет или тормозит поток воздуха внутри аэродинамической поверхности, жестко закрепленной на корпусе, в зависимости от сигналов управлении, формируемых БСУ каждый рулевой привод создает определенную скорость потока воздуха внутри аэродинамической поверхности, которой соответствует лобовое сопротивление, величина вектора тяги струи сброса и поворотный момент относительно центра массы, создаваемые этой аэродинамической поверхностью, и изменение направление вектора скорости беспилотного летательного аппарата (ЛА) относительно вектора тяги.
Функциональная схема предложенного газодинамического привода, использующего энергию набегающего потока, представлена на рис. 5.
Рис. 5. Функциональная схема газодинамического привода, использующего энергию набегающего потока
Предложенная схема может иметь три режима функционирования, зависящих от скорости набегающего потока.
В случае достаточности потока и отсутствии маневра, привод будет работать в турбогенераторном режиме и подзаряжать аккумуляторную батарею.
При нулевой скорости набегающего потока подается сигнал управления, и рулевой привод будет работать как турбокомпрессор и создавать скорость потока, увеличивая величину тяги струи сброса.
В случае недостаточности набегающего потока, либо совершения маневра, будет подаваться сигнал управления в соответствии с необходи-
мым значением вектора тяги струи сброса. При подаче положительного сигнала управления на один из рулевых приводов последний будет работать как двигатель (компрессор) и увеличивать скорость потока и его энергию:
У = V) + ку0
Ек1 = Ек 0 + к2 Ек 0,
где кх,к2 - коэффициенты, характеризующие скоростные характеристики насоса и потока. В результате с увеличением скорости потока лобовое сопротивление аэродинамической поверхности уменьшается, величина вектора тяги струй сброса увеличивается и вектор скорости изменит свое положение относительно вектора тяги.
При подаче отрицательного сигнала управления на один из рулевых приводов, привод будет работать как тормоз, создавая сопротивление набегающему потоку и тормозя его:
У2=У) - кУ0;
Ек1 = Ек0 - к2Ек0.
Уменьшение скорости потока в канале воздухозаборника увеличивает лобовое сопротивление аэродинамической поверхности, уменьшает величину вектора тяги струи сброса и приводит к отклонению вектора скорости (подъемной силы) относительно вектора тяги в противоположную сторону относительно вектора направления при положительном сигнале.
Таким образом, управление ЛА по этой схеме обеспечивается не поворотом аэродинамической поверхности, а изменением лобовых сопротивлений и газодинамическим способом - изменением скорости струи выходного потока.
Основные конструктивные параметры определяются первым и вторым режимами работы, исходя из требований к тяге и лобовым сопротивлениям достаточным для достижения полной управляемости, в том числе при малой плотности воздуха или пуска с неподвижного основания.
Минимальное значение тяги при неподвижной аэродинамической поверхности выражается по формуле:
^стр = ^ист ' ^в,
где Ов - массовый расход воздуха; Уист - скорость истекающего воздушного потока.
^в =р2в,
где р— плотность воздуха; Qв — объемный расход турбинки.
В турбокомпрессорном режиме расход воздуха будет определяться
геометрическими параметрами турбинки:
^=;
где От = Одв — скорость вращения электродвигателя с турбинкой;
и —рабочий объем между соседними лопатками турбинки; п — число лопаток.
и—^ ПЁГ., п
где ^ — площадь лопатки; Ят — средний радиус по лопаткам турбинки.
Таким образом:
Qв — ОдА^=Одв^ Пт-.
Электрический двигатель, обеспечивающий требуемую скорость Одв, выбирается по мощности:
^дв = Одв (^дв + ^т ) е + ^тр°дв ,
где (Jдв + Jт) — момент инерции двигателя с турбинкой; е — ускорение,
развиваемое двигателем с турбинкой.
Исходя из требований турбогенераторного режима, определяются параметры канала воздухозаборника, так как изменение скорости потока в канале будет определяться уравнением неразрывности, через соотношение площадей сечений каналов, а объемный расход воздуха будет определяться следующей зависимостью:
^ = ^пог^вх,
где £вх — площадь входного сечения воздухозаборника, ¥пот — скорость
набегающего потока.
Для расчета турбокомпрессорного режима в первом приближении была выбрана аэродинамическая поверхность со следующими габаритами: длина 400 мм, ширина 25мм, высота 200 мм. Внешний диаметр электродвигателя составляет 50 мм и его параметры соответствуют ДБМ 50. Число лопаток 16, средний радиус 75мм.
Также, было проведено сравнение предложенной схемы привода с существующей, выполненной по патенту RU 2418261 [4] при указанных
габаритах аэродинамической поверхности. Результаты расчетов приведены на рис. 6.
Как можно видеть на рис. 6, предложенная схема воздушно-динамического привода, использующего кинетическую энергию, на всех высотах полета располагает большей энергией, чем привод существующей конструкции, причем эффективность обоих приводных систем тем больше, чем выше скорость полета. Разница в эффективности приводов будет расти с повышением скорости набегающего потока.
Рис. 6. Располагаемая энергия в предложенном и существующем
способах управления 1 - воздушно-динамический привод, использующий кинетическую энергию; 2 - воздушно-динамического привод, использующий
потенциальную энергию; а - на высоте 5 м; б - на высоте 5000 м
На этом основании можно утверждать, что использование кинетической энергии набегающего потока является перспективным направлением развития техники в области управления ЛА. Ожидаемыми эффектами от её применения являются повышение эффективности существующего способа управления блоком рулевых приводов, расширение функциональных возможностей беспилотного ЛА, за счет обеспечения работоспособности на малых скоростях полета и на больших высотах с повышенной эффективностью энергопотребления рулевыми приводами набегающего потока.
Список литературы
1. Основы устройства и функционирования противотанковых управляемых ракет / В.В. Ветров, Д. А. Грязев [и др.]. Тула: Изд-во ТулГУ, 2006 г. 256 с.
2. Joseph P. Morris, Douglas L. Smith.US7354017 B2. К. F42B10/02. Projectile trajectory control system Опубл. 08.04.2008 г.
3. Seyfang G. R., FANWING - DEVELOPMENTS AND APPLICATIONS, 28th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences, 23 - 28 September 2012, Brisbane, Australia. Paper ICAS 2012-1.3.3
4. Патент №2418261 РФ. Хвостовой отсек воздушно-динамических рулевых приводов для управляемых летательных аппаратов (преимущественно для управляемых авиационных бомб) и пневмодвигатель рулевого привода. Д.П. Бабушкин, К.П. Евтеев, И.А.Кривов, М.Ю. Кузнецов, Б.А. Никаноров, И.Е. Плещеев, В.С. Фимушкин, А.В. Храпов. Опубл. 10.05.2011.
Самсонович Семен Львович, д-р техн. наук, проф., [email protected], Россия, Москва, Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет),
Лалабеков Валентин Иванович, д-р техн. наук, проф., [email protected], Россия, Москва, Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет),
Кутейникова Екатерина Николаевна, аспирант, [email protected], Россия, Москва, Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)
DESIGNING A GAS-DYNAMIC DRIVE USING THE KINETIC ENERGY
OF THE INCOMING FLOW
S.L. Samsonovich, V.I. Lalahekov, E.N. Kuteynikova
A new construction scheme of an aerodynamic drive was suggested. The scheme describes a transition from aerodynamic to gas-dynamic control. Its three modes were observed in the following scope as well as comparison of existing and suggested drive schemes.
Key words: energy of the incoming flow, gas-dynamic drive, das-dynamic control, turbogenerators, turhochargers
Samsonovich Semen Lvovich, doctor of technical science, professor, [email protected], Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute (National Research University),
Lalahekov Valentin Ivanovich, doctor of technical science, professor, [email protected], Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute (National Research University),
Kuteynikova Ekaterina Nikolaevna, PhD Student, e.kuteynikova@,gmail.com, Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute (National Research University)
