CC BY
26Решетневскуе чтения. 2013
Выделяют два основных варианта температурного, режима при конденсации, имеющих место при нанесении покрытий по существующей технологии (рис. 3). В первом случае (рис. 3, б, поз. 1) конденсация покрытия осуществляется при постоянных технологических параметрах процесса и, следовательно, при постоянной интенсивности снижения температуры. Во втором варианте температура конденсации поддерживается на определенном уровне (рис. 3, а, поз. 2) за счет изменения скорости плазменного потока (рис. 3, б, поз. 2). Недостатком первого варианта является снижение температуры ниже оптимальной, во втором изменение скорости плазменного потока приводит к изменению выходных параметров покрытия (толщины, механических свойств и т. д.), что может отразиться на режущих свойствах инструмента.
Анализ рассмотренных вариантов показывает, что оптимальным является режим теплового динамического равновесия, обеспечивающий стабилизацию температуры в процессе конденсации покрытия при постоянных значениях основных технологических параметров процесса (рис. 3, поз. 3).
ио к о
1
- : ■ 1
ч 1, з
Рис. 3. Схема вариантов температурных режимов процесса нанесения покрытия: ИО - этап ионной очистки; К - конденсация покрытия;
О - этап остывания
По варианту 1 конденсация проводилась при постоянном напряжении смещения ис, при этом температура конденсации Тк за счет теплоотвода из пластин снизилась с 700 °С до 350 0С. По варианту 2 темпера-
туру конденсации Тк поддерживали на уровне 500450 °С путем периодического изменения напряжения смещения Uc от 130 В до 220 В. По варианту 3 покрытие наносили при постоянном значении напряжения смещения Uc и установившейся температуре конденсации Тк на уровне 500 °С.
Таким образом, конденсацию однослойного покрытия необходимо проводить в два этапа: нанесение внутреннего слоя покрытия при высокой температуре 650-700 °С и толщиной не менее 2,5 мкм, при этом обеспечивается прочное сцепление с основой, и последующее нанесение покрытия при возможно низкой температуре 400-450 °С, что обеспечит высокие прочностные свойства и износостойкость покрытия. Применение подобной технологии позволит обеспечить минимальный градиент свойств между упрочненным поверхностным слоем и покрытием. В результате достигается существенное повышение износостойкости инструмента в 4-6 раз по сравнению с исходным, интенсификация режимов резания в 2-4 раза.
Библиографические ссылки
1. Грибков В. А., Григорьев Ф. И., Калин Б. А., Якушин B. Л. Перспективные радиационно-пучковые технологии обработки материалов : учебник / под ред. Калина Б. А. М. : Круглый год, 2005. 528 с.: ил.
2. Повышение эксплуатационных характеристик сплавов под действием мощных ионных пучков / Рем-нев Г. Е., Погребняк А. Д., Исаков И. Ф. и др. // Физика и химия обработки материалов. 1987. Т. 6. С. 4-11.
References
1. Gribkov V. A., Grigor'ev F. I., Kalin B. A., Jakushin B. L. Perspektivnye radiacionno-puchkovye tehnologii obrabotki materialov: Uchebnik / Pod red. Kalina B. A. M. : Kruglyj god, 2005. 528 s.: il.
2. Remnev G. E., Pogrebnjak A. D., Isakov I. F. i dr. Povyshenie jekspluatacionnyh harakteristik splavov pod dejstviem moshhnyh ionnyh puchkov // Fizika i himija obrabotki materialov, 1987, v. 6, S. 4-11.
© Азингареев В. В., Литвинчук А. Ю., 2013
УДК 533.69.04
ПРИМЕНЕНИЕ МАТЕМАТИЧЕСКИХ СРЕДСТВ МОДЕЛИРОВАНИЯ ПРИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОМ ПРОЕКТИРОВАНИИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
И. О. Бобарика, С. В. Молокова
Иркутский государственный технический университет Россия, 664074, г. Иркутск, ул. Лермонтова, 83. E-mail: [email protected]
Рассмотрено применение математических средств моделирования при газодинамическом анализе внешнего обтекания элементов конструкции ЛА при различных числах Маха. Определены основные подходы к построению расчетной сетки, а также основные недостатки математических средств моделирования. Выполнен сравнительный анализ виртуального и физического экспериментов, определены погрешности. Выполнен газодинамический анализ различных элементов ЛА на основе виртуального эксперимента.
Проектирование и производство летательных аппаратов, космические исследования и проекты
Ключевые слова: летательный аппарат, математическое моделирование, виртуальный эксперимент, аэродинамика элементов ЛА, газодинамический анализ.
APPLICATION OF MATHEMATICAL MODELLING TOOLS IN THE AERODYNAMIC
DESIGNING OF AIRCRAFT
I. O. Bobarika, S. V. Molokova
Irkutsk State Technical University 83, Lermontov str., Irkutsk, 664074, Russia. E-mail: [email protected]
The application of mathematical modeling tools in gas-dynamic analysis of the external streamlining of aircraft structural components at different Mach numbers is considered. The main approaches to creation of the computational grid as well as the main shortcomings of the mathematical modeling tools are determined. A comparative analysis of virtual and physical experiments is completed, precisions are defined. Gas-dynamic analysis of different components of the aircraft on the basis of a virtual experiment is made.
Keywords: aircraft, mathematical modeling, virtual experiment, aerodynamics of elements of aircraft, gas-dynamic analysis.
Рассмотрено применение математических средств моделирования при газодинамическом анализе внешнего обтекания элементов конструкции ЛА. Работа выполнялась в несколько этапов:
1. Выполнение серии апробационных анализов:
- выполнение численного моделирование обтекания элементов ЛА потоком несжимаемой жидкости при малых числах Маха;
- выполнение численного моделирование обтекания идеального плохообтекаемого тела (шара) потоком сжимаемой жидкости при больших числах Маха.
2. Выполнение анализов элементов реальных ЛА при их аэродинамическом проектировании:
- выполнение численного моделирование обтекания элементов типа обтекатель потоком сжимаемой жидкости при больших числах Маха;
- выполнение численного моделирования обтекания вертикального оперения высокоманевренного самолета с расщепляющимся рулем направления.
В рамках первого этапа выполнено численное моделирование обтекания крыла конечного размаха с аэродинамическим профилем NACA-2406 потоком несжимаемой жидкости при малых числах Маха. Моделирование выполнялось в программном комплексе FloEFD for Siemens NX 7.5. Исходные данные о геометрических параметрах крыла конечного размаха, а также начальные условия взяты из [2]. Полученные результаты сопоставлялись с экспериментальными данными [2] и [3]. Обращено внимание на снижение точности расчетов в [3] при больших углах атаки (>12°). Предположительно, частично это явилось следствием того, что построенная сетка не позволяла в полной мере учитывать особенности обтекания верхней поверхности крыла [1].
Выполнена существенная доработка методики построения сетки для больших углов атаки (>12°), позволяющая учитывать в том числе и особенности отрывного обтекания (при углах атаки >18°). Также были уточнены исходные данные (степень начальной турбулентности потока), позволяющие приблизить численный эксперимент к реальному, проведенному в аэродинамической трубе. В результате выполнения всех доработок и уточнений отмечено возрастание
точности на больших углах атаки на 5-10 % по сравнению с результатами, достигнутыми в [3]. Вместе с тем в качестве общего недостатка отмечена необходимость обладания инженером-расчетчиком специальной подготовкой, знаниями и пониманием физической сущности процессов для построения адекватной сетки, позволяющей учитывать интересующие особенности, и получения адекватных результатов.
С учетом корректировок расчетной сетки также было выполнено численное моделирование обтекания идеального плохообтекаемого тела (шара) потоком сжимаемой жидкости при больших числах Маха (М = 2 ^ 9). Полученные данные были сопоставлены с данными результатов эксперимента, проведенного ЦАГИ в 1968 г. Полученная погрешность в 90 % случаев не превысила 5 %, что дало основания считать результаты численного моделирования стабильными и адекватными.
В рамках второго этапа было выполнено численное моделирование обтекания элементов типа обтекатель потоком сжимаемой жидкости при М = 2,0. Получены распределения полей давлений и температур. При этом полученные данные были использованы в качестве исходных при последующем структурном анализе элементов типа обтекатель для оценки степени влияния кинетического нагрева элементов на их прочность при действии неравномерно распределенного давления.
В качестве примера использования математических средств моделирования и анализа элементов реальных ЛА при их аэродинамическом проектировании было выполнено численное моделирование обтекания вертикального оперения высокоманевренного самолета с расщепляющимся рулем направления. Полученные распределения полей скоростей и давлений позволили рационализировать конструкцию расщепляющегося руля направления для наиболее эффективного торможения и наиболее равномерного распределения давления по площади поверхности руля направления. При этом во всех случаях отмечена целесообразность проведения взаимозависимых анализов (или анализов межструктурных взаимодействий), где выходные данные одного типа анализа являются входными для
Решетневские чтения. 2013
анализа другого типа. При этом в некоторых случаях обратным влияниям можно пренебречь.
В случаях же, когда обратное влияние априори велико и пренебрегать им недопустимо, процесс проведения взаимозависимых анализов носит итерационный характер.
Библиографические ссылки
1. Лойцянский Л. Г. Механика жидкости и газа. М. : ГИТТЛ, 1957. 254 с.
2. Кравец А. С. Характеристики авиационных профилей. М. : Оборонгиз, 1939.
3. Печенюк А. В. Численное моделирование обтекания крыла конечного размаха с аэродинамическим профилем NACA-2406 потоком несжимаемой жидкости при малых числах Маха. ООО "Digital Marine
Technology". URL: http://www.digitalmarine.net/dmt/ rus/publ/conf.html.
References
1. Lojcjanskij L. G. Mehanika zhidkosti i gaza. M. : GITTL, 1957. 254 s.
2. Kravec A. S. Harakteristiki aviacionnyh profilej. M. : Oborongiz, 1939.
3. Pechenjuk A. V. Chislennoe modelirovanie obtekanija kryla konechnogo razmaha s ajerodinami-cheskim profilem NACA-2406 potokom neszhimaemoj zhidkosti pri malyh chislah Maha. OOO "Digital Marine Technology". URL: http://www.digitalmarine.net/dmt/ rus/publ/conf.html.
© Бобарика И. О., Молокова С. В., 2013
УДК 629.7.016
СИНТЕЗ ЭФФЕКТИВНОЙ АВТОМАТИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ЭКРАНОПЛАНОВ
Ю. Ф. Вшивков, Е. А. Галушко, С. М. Кривель
Иркутский филиал Московского государственного технического университета гражданской авиации Россия, 664047, г. Иркутск, ул. Коммунаров, 3. E-mail: [email protected]
На основе теоретических исследований обосновываются структура и параметры системы управления эк-раноплана. Определены оптимальные законы управления при выполнении экранопланом стандартных маневров. Обоснованы требования к маневренности экраноплана.
Ключевые слова: экраноплан, система управления, оптимальное управление.
SYNTHESIS OF EFFICIENT AUTOMATIC WIG CONTROL SYSTEM
J. F. Vshivkov, E. A. Galushko, S. M. Krivel
Irkutsk branch of Moscow State Technical University of Civil Aviation 3, Communards str., Irkutsk, 664047, Russia. E-mail: [email protected]
The structure and parameters of WIG control system is proved on the basis of theoretical research. Optimal control laws when performing WIG standard maneuvers are determined. The requirements for WIG maneuverability are found.
Keywords: WIG, system control, optimal control.
Проектирование экранопланов с удовлетворительными эксплуатационными свойствами остается актуальной задачей. В большинстве работ в качестве задач аэродинамического проектирования экраноплана ставятся задачи обеспечения высокого аэродинамического качества экраноплана или удовлетворительных характеристик устойчивости и управляемости (как правило, рассматривается лишь продольный канал возмущенного движения экраноплана) [1].
В настоящей работе ставится задача аэродинамического проектирования экраноплана совместно с разработкой структуры и определением параметров системы управления экраноплана с точки зрения обеспечения заданных характеристик маневренности экраноплана. Проблему обеспечения заданных характеристик устойчивости предполагается возложить на автоматическую систему. Управляемость экраноплана рассматривается как свойство, которое обеспечивает-
ся располагаемой эффективностью аэродинамических органов управления и структурой, параметрами и алгоритмами системы управления.
Именно возможность реализации управляемости экраноплана в заданной области характеристик маневренности экраноплана для базовой компоновки является предметом исследования и, соответственно, понимается как главная проблема проектирования в рамках настоящей работы.
На основе анализа доступных сведений и авторских теоретических исследований получены следующие результаты:
- предлагаются виды возможных элементарных маневров экраноплана в вертикальной и горизонтальной плоскостях, пространственных маневров; обосновываются их назначение, эксплуатационная значимость и возможность их реализации;
- на основе анализа предполагаемых условий
