Способ построения оптимальной аэродинамической поверхности гиперзвукового летательного аппарата

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Способ построения оптимальной аэродинамической поверхности гиперзвукового летательного аппарата включает воздействие на поверхность летательного аппарата с использованием критерия оптимизации. В качестве критерия оптимизации используют отношение степеней коэффициентов подъемной силы и силы лобового сопротивления, по которому формируют оптимальную поверхность летательного аппарата для решения задачи уклонения от столкновения с использованием численных методов решения полных уравнений Навье-Стокса. При этом определяют рациональное расположение несущих поверхностей и форму носовой части аппарата с минимальными тепловыми нагрузками. Изобретение направлено на оптимизацию уклонения от столкновения. 8 ил.

 

Заявляемое изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для определения оптимальной формы поверхности гиперзвукового летательного аппарата, предназначенного для спасения экипажа с борта космической станции, терпящей аварию.

Известно построение поверхности гиперзвукового планирующего летательного аппарата с использованием в качестве критерия оптимальности формы - условие максимума для аэродинамического качества синтезируемого изделия (K→max), что является определенным ограничением из-за неучета уклонения [1].

Ближайшим решением к заявляемому является способ построения оптимальной аэродинамической поверхности гиперзвукового летательного аппарата, заключающийся в воздействии с использованием критерия оптимизации, связанного с максимизацией аэродинамического коэффициента лобового сопротивления [2].

Недостатком известного решения являются ограниченные возможности способа вследствие невозможности обеспечения оптимального уклонения от столкновения.

Задача заключается в предложении определения критериев уклонения от столкновения и способа построения оптимальной поверхности гиперзвукового летательного аппарата для обеспечения оптимального уклонения от столкновения.

Решение поставленной задачи обеспечивается тем, что в способе построения оптимальной аэродинамической поверхности гиперзвукового летательного аппарата, включающем воздействие на его поверхность с использованием критерия оптимизации, в качестве критерия оптимизации используют отношение степеней коэффициентов подъемной силы и силы лобового сопротивления P = C y a a C x a b , по которому формируют оптимальную поверхность летательного аппарата для решения задачи уклонения от столкновения, с использованием численных методов решения полных уравнений Навье-Стокса, для чего определяют рациональное расположение несущих поверхностей и форму носовой части аппарата с минимальными тепловыми нагрузками, где

P - отношение степеней коэффициентов подъемной силы и силы лобового сопротивления, характеризующее показатель эффективности, полученный в результате численного решения дифференциальной игры качества,

C y a a - коэффициент подъемной силы, определяемый как отношение подъемной силы к скоростному напору и характерной площади,

C x a b - коэффициент силы лобового сопротивления, определяемый как отношение силы лобового сопротивления к скоростному напору и характерной площади.

Изобретение поясняется следующим примером.

Схема конфликтной ситуации об избежании столкновения двух летательных аппаратов (двух игроков с противоположными (антагонистическими) интересами) представлена на фиг.1. Игрок Р стремится сблизиться с игроком Е на минимальное расстояние, игрок Е стремится максимизировать минимальное расстояние. Игра заканчивается победой Р в случае, если отрезок РЕ окажется менее величины l, и поражением Р, если игрок Е пройдет область сближения на расстояние более l.

Дифференциальная игра качества решалась численно в связанной в игроком Р системе координат при условии превосходства игрока Е в скорости и первоначальном расположении игроков на встречных курсах. Схематизация дифференциальной игры в системе координат, связанной с минимизирующим игроком, представлена на фиг.2. Маневренные возможности игрока Е были ограничены величиной минимального радиуса разворота (значением коэффициента подъемной силы), а его скорость уменьшалась по квадратичному закону с коэффициентом пропорциональности, связанным с аэродинамическим коэффициентом лобового сопротивления.

В отмеченной постановке дифференциальная игра была описана системой обыкновенных дифференциальных уравнений:

,

,

,

,

где x и y - геометрические координаты (уклоняющегося игрока Е в системе координат, связанной с игроком Р);

w1 и w2 - скорости игроков Р и Е;

R1 и R2 - минимальные радиусы кривизны траекторий Р и Е;

θ - ориентация вектора скорости (w2) уклоняющегося игрока Е;

φ и ψ - параметры управления движением игроков Р и Е, -1≤φ, ψ≤1;

C N ( 1 ) , C N ( 2 ) - коэффициенты нормальных сил игроков Р и Е;

k - масштабирующий коэффициент для выделения безразмерных аэродинамических коэффициентов, учитывающих высоту полета, массу игроков и их характерную площадь;

C τ ( 2 ) - коэффициент тангенциальной силы игрока Е,

с начальными условиями на терминальной поверхности в точке ее касания поверхностью барьера, изображенными на фиг.3.

Задача решалась численно методами Эйлера и Рунге-Кутта, достоверность результатов подтверждена сходимостью процессов по математическому времени (по числу итераций) и по сетке управляющих параметров. В качестве самостоятельного теста было рассмотрено сравнение численного и аналитического решения задачи о «шофере-убийце», предложенной Р. Айзексом [3], как показано на фиг.4.

Численные расчеты заканчивались в контрольной точке - пересечение барьером плоскости симметрии дифференциальной игры, соответствующей точке начала маневрирования и, соответственно, некой линейной меры оптимального уклонения. Терминальная поверхность и поверхности барьеров 4-хмерного фазового пространства представлены на фиг.5.

Аппроксимация результатов параметрических исследований и их дальнейший анализ позволил установить закон степеней для показателя эффективности аэродинамической компоновки гиперзвукового летательного аппарата: P = C y a a C x a b .

Поверхность гиперзвукового летательного аппарата оптимальной формы была построена численно методом локальных вариаций с целевой функцией: P→max и начальной формой поверхности летательного аппарата в виде затупленного по сфере конуса ограниченной длины и миделевого сечения и структурированной сеткой четырехугольных ячеек на его поверхности, показанной на фиг.6.

Численное решение вариационной задачи о построении оптимальной поверхности летательного аппарата было получено за 3000 итераций, зависимость соответствующего показателя эффективности показана на фиг.7. Значение показателя эффективности Р для оптимальной компоновки при ограничениях на форму носка и донного среза, длину аппарата и размеры отсеков для полезной нагрузки составило 1,5, а его форма приведена на фиг.8 (а - вид спереди, б - вид сверху, в - вид сбоку).

Представленная на фиг.8 форма летательного аппарата содержит технические решения по ограничению максимальных тепловых нагрузок, технологичность сборки с разгонным носителем, а также возможность использования критических CALS-технологий. Форма крылатого гиперзвукового летательного аппарата была получена при постоянстве внутренних объемов с полезной нагрузкой, неизменности носовой и кормовой частей летательного аппарата. Фиксированная форма носовой части позволяла обеспечивать необходимый балансировочный угол атаки, а кормовая часть была унифицирована для расположения на разгонной ступени РН.

Таким образом, заявленное изобретение позволяет решить задачу определения оптимальной формы уклоняющегося гиперзвукового летательного аппарата, который может обеспечить спасение экипажа с борта космической станции, терпящей аварию, а также решение задачи избежания столкновения воздушных судов скоростной гражданской авиации.

Список литературы

1. Фофонов Д.М. Оптимизация аэродинамической компоновки гиперзвуковых летательных аппаратов. // Космонавтика и ракетостроение. - 2010. - 17 с.

2. Петров К.П. Аэродинамика транспортных космических систем. - М.: Эдиториал УРСС, 2000. - 368 с.

3. Айзекс Р. Дифференциальные игры. - М.: Мир, 1967. - 315 с.

Способ построения оптимальной аэродинамической поверхности гиперзвукового летательного аппарата, включающий воздействие на его поверхность с использованием критерия оптимизации, отличающийся тем, что в качестве критерия оптимизации используют отношение степеней коэффициентов подъемной силы и силы лобового сопротивления , по которому формируют оптимальную поверхность летательного аппарата для решения задачи уклонения от столкновения, с использованием численных методов решения полных уравнений Навье-Стокса, для чего определяют рациональное расположение несущих поверхностей и форму носовой части аппарата с минимальными тепловыми нагрузками, где
Р - отношение степеней коэффициентов подъемной силы и силы лобового сопротивления, характеризующее показатель эффективности, полученный в результате численного решения дифференциальной игры качества,
- коэффициент подъемной силы, определяемый как отношение подъемной силы к скоростному напору и характерной площади,
- коэффициент силы лобового сопротивления, определяемый как отношение силы лобового сопротивления к скоростному напору и характерной площади.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к проектированию подводных трубопроводных систем, подверженных вызванному водородом растрескиванию под напряжением. Технический результат - вычисление локальных напряжений в элементах трубопровода путем постобработки сил и моментов модели трубы, представляющей систему трубопровода.
Изобретение относится к компьютерному проектированию технологического процесса производства металлоизделий, состоящего из последовательности процессов: получения заготовки литьем, обработки давлением и термообработки литой заготовки.
Изобретение относится к области проектирования сложных механических устройств. Техническим результатом является обеспечение возможности синхронизировать множество форматов файлов CAD механического устройства с перечнем деталей.

Изобретение относится к вычислению приближенных статических давлений в скважине для одной или нескольких скважин произвольной формы в однородных и неоднородных коллекторах.

Изобретение относится к способу моделирования сетей связи. Технический результат заключается в повышении достоверности моделирования сетей связи, а также в возможности моделирования фрагментов сетей связи, инвариантных имеющимся, с учетом физико-географических условий местности и топологических неоднородностей, возникших в процессе развития сети.

Изобретение относится к системе и способу проектирования систем служб зданий. Технический результат заключается в повышении эффективности и точности проектирования систем служб зданий.

Способ сжатия информации для автоматизированного проектирования систем управления движения корабля для устройства, состоящего из блока измеряемой информации, локальных сетей, регуляторов, исполнительных средств, динамической модели движения корабля, блока представления информации и записи результатов, блока управления и оптимизации режимов, блока сжатия информации, содержащий регистры полученного значения и времени его прихода, первый блок сравнения, регистр регистрации времени передачи, логические блоки ИЛИ и И, таймер, второй блок сравнения, регистр переданного значения, формирователь сетевых пакетов.

Изобретение относится к моделированию и может быть использовано для создания модели поведения конструкций и изделий авиационной техники в условиях неопределенности входных параметров.

Изобретение относится к области цифровой вычислительной техники и предназначено для планирования топологии логических интегральных схем при проектировании вычислительных систем.

Изобретение относится к вычислительной технике. Техническим результатом изобретения является повышение надежности устройства и увеличение быстродействия устройства.

Изобретение относится к области авиастроения. Крыло состоит из центроплана, левой и правой консоли крыла, носовой части, хвостовой части, предкрылка, элерона, интерцептора, закрылка, воздушного тормоза.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к проектированию и летным испытаниям несущих винтов, установленных на вертолетах. Способ определения деформации системы управления несущим винтом вертолета в продольном управлении и управлении общим шагом несущего винта вертолета включает определение максимальной разницы между величинами шага винта, измеренными при выполнении летных испытаний и наземной градуировке.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам промывки двигателей. Система промывки газотурбинного двигателя содержит распылительное устройство, промывочную установку, устройство позиционирования, мобильное средство, транспортирующее промывочную систему и установку для сбора жидкости.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам для удаления воздуха из рабочих жидкостей закрытых гидравлических систем воздушных судов. Устройство для удаления воздуха из рабочей жидкости закрытых гидравлических систем воздушных судов содержит гидронасос с автономным приводом и гидравлический бак.

Изобретение относится к авиационной и космической технике и касается конструкции кессона крыла летательного аппарата (ЛА). Кессон крыла содержит наружный жесткий силовой объемный каркас, образованный передним и задним лонжеронами и нервюрами, и внешнюю обшивку, образующую аэродинамический контур и закрепленную на наружной поверхности каркаса.

Установка для погрузочно-разгрузочных операций, выполняемых с модулем (1), содержит, в частности, тележку (2), верхнюю арматуру (5), образующую поворотный участок, оборудование (12) поддержки модуля и дополнительные устройства крепления (19) оборудования с поворотной частью (5) таким образом, чтобы модуль (1) мог быть повернут из изначального вертикального положения, наблюдаемого при его размещении в ящике, когда он прибывает в сборочный цех, в горизонтальное положение, приспособленное для его сборки с другим модулем двигателя.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам для перемещения модулей ЛА. Тележка для перемещения модуля двигателя содержит: колесную раму, усиливающую конструкцию, шарики для скользящего поддержания усиливающей конструкции и зажимы для зажатия усиливающей конструкции на раме.

Изобретение относится к способу изготовления профилированных ферменных структур из волокнистого композиционного материала (КМ) и касается изготовления нервюр сверхлегких летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам контроля технического состояния авиационной техники. Способ эксплуатации вертолета заключается в том, что при каждом полете осуществляют контроль фактической тяги несущего винта вертолета, причем предварительно перед началом эксплуатации вертолета осуществляют сбор исходных данных по характеристикам двигателей силовой установки в соответствии с формулярами и сбор исходных данных по величине тяги несущего винта при контрольных висениях вертолета.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к устройству взлетно-посадочных полос аэродрома. Мобильный взлетно-посадочный комплекс содержит n-грузовых автомобилей с гидравлическими упорами, выполненными в виде домкратов с цилиндрическими наконечниками.

Изобретение относится к инструментам для поддержания. Сборочный стапель (1) содержит верхнюю раму (4) стапеля, предусмотренную над продольной внешней кромкой крупногабаритной конструкции, нижнюю раму (3) стапеля, предусмотренную под продольной внешней кромкой крупногабаритной конструкции, соединительную раму (5) стапеля, соединяющую верхнюю раму (4) стапеля и нижнюю раму (3) стапеля друг с другом, только три опорных средства (2) для поддержки нижней рамы (3) стапеля снизу, полку (6) стапеля, расположенную перпендикулярно направлению, в котором проходит нижняя рама (3) стапеля, и параллельно поверхности площадки. Опорные средства (2) предусмотрены на трех участках, которые расположены соответственно под двумя концами полки (6) стапеля и под нижней рамой (3) стапеля. Позиции размещения опорных средств (2) на трех участках образуют на виде сверху по существу треугольник. Изобретение направлено на повышение точности сборки. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх