Расчет характеристик набора высоты и снижения высотного беспилотного летательного аппарата

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

УДК 629. 735
РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК НАБОРА ВЫСОТЫ И СНИЖЕНИЯ ВЫСОТНОГО БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Л.П. ФЕДОРОВ, Ю.С. МИХАЙЛОВ Статья представлена доктором технических наук, профессором Вышинским В. В.
Рассмотрено применение аэродинамического критерия, позволяющего упростить расчет характеристик набора высоты беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с винтомоторной силовой установкой.
Ключевые слова: высотный беспилотный летательный аппарат, набор высоты, снижение, скоростная характеристика, аэродинамический критерий.
Введение
Набор высоты и снижение летательных аппаратов (ЛА) являются участками траектории, которые влияют на дальность и продолжительность крейсерского полета. Расчет набора высоты обычно состоит из двух частей: определение оптимальной скорости полета в зависимости от высоты (скоростной характеристики) и вычисление соответствующих ей интегральных характеристик (времени, расхода топлива и дальности).
Скоростная характеристика определяется из условия обеспечения минимума времени или массы расходуемого топлива. Оптимизация ее является наиболее трудоемкой частью расчета набора высоты. В настоящей работе для расчета скоростной характеристики беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с винтомоторной силовой установкой используется аэродинамический критерий, связанный со временем и массой расходуемого топлива, максимальное значение которого определяет оптимальный коэффициент подъемной силы при наборе высоты. Этот же критерий позволяет определить минимально возможную располагаемую мощность двигателя для достижения крейсерской высоты полета, значение которой может быть использовано при выборе или разработке нового двигателя с наименьшей массой.
Особенностью расчетов набора высоты и снижения высотных ЛА является необходимость учета изменения аэродинамических характеристик, в том числе аэродинамического качества, в зависимости от высоты полета.
С использованием предложенной методики выполнены расчеты характеристик набора высоты и снижения высотного БПЛА & quot-Орел"- с винтомоторной силовой установкой (рис. 1).
А
і
20 000
67 500
Рис. 1. Схема БПЛА & quot-Орел"-
Компоновка БПЛА представляет собой моноплан нормальной схемы с высокорасположенным крылом сверхбольшого удлинения (1 = 36) с площадью 125 м. Взлетная масса ЛА составляет 12 000 кг.
Методика расчета характеристик набора высоты
Расчет набора высоты начинается с высоты Н = 0 и заключается в определении значений скорости, скороподъемности, времени, расхода топлива и дальности в зависимости от требуемой высоты полета. Результаты исследований возможных методов расчета характеристик набора высоты самолета содержатся в работе [1].
Характерные силы, действующие на ЛА, и скорости при наборе высоты показаны на рис. 2.
Расчет характеристик набора высоты малоскоростных ЛА базируется на квазистационарной системе уравнений, на основе которой время Т (мин.), расходуемая масса топлива тт (кг), дальность Ь (км) определяются следующими интегралами:
1 н 1 1 н п
Т = - Г-ёН, тт =---------Г-П^ёН и Ь
АП і Т т 1ППП л
60 0 Уу
1000 0 3,6Уу
— I-
ЧПП ^
1000 0Пх
-ёН,
(1)
где пх
Р — X
т
— удельный избыток тяги (продольная перегрузка) — Уу — вертикальная скорость
(скороподъемность), м/с
У
«. 0 У (Р-X)
: Убш 0 = - ---- = У • п.
т
(2)
qt — часовой расход топлива, кг/ч- Н — высота полета, м- т — масса ЛА, кг- Р — тяга СУ при максимально продолжительном режиме работы двигателей- Х — сила сопротивления (потребная тяга)
X = CxqS = т/К- (3)
q = рУ2/2 — скоростной напор- S — площадь крыла- К = су/сх — аэродинамическое качество ЛА.
Для вычисления интегралов (1) необходимо иметь характеристики СУ в виде зависимостей максимальной тяги и часового расхода топлива от скорости для ряда значений высот полета, а также аэродинамические характеристики ЛА в виде поляры
Сх = Схтш (И) + Си (Су).
Для малоскоростных высотных ЛА поляру можно считать независимой от числа Маха. Влияние высоты на АДХ можно учитывать на основании зависимостей К (су) (рис. 3), полученных из поляр для двух высот полета: Н = 0 и крейсерской Н = Нкр. Для промежуточных высот значения аэродинамического качества при фиксированных величинах су определяются с помощью линейной интерполяции.
Масса Л А при наборе высоты в первом приближении принимается постоянной или линейно зависимой от высоты. Последующее уточнение ее в случае необходимости выполняется на основании результатов первоначального расчета (т = тнач — тт).
Поскольку подынтегральные функции в интегралах (1) зависят от Н и У, то для вычисления интегралов необходимо определить зависимость скорости от высоты полета У (Н) (скоростную характеристику) из условий минимизации времени набора высоты или расхода топлива. С этой целью проводится расчет вертикальной скорости Уу (У, Н) в зависимости от скорости полета для ряда высот (рис. 4), а при минимизации расхода топлива дополнительно выполняется расчет подынтегральной функции qt/Vy (V, Н).
Рис. 3. Аэродинамическое качество Рис. 4. Скороподъемность БПЛА
БПЛА для двух высот полета
Так как диапазон изменения скорости является заранее неизвестным, то расчет Уу и qt/Vy удобно выполнять для ряда значений коэффициента су, связанного со скоростью по формуле
V:
І

Р§ Су
(4)
Возможный диапазон изменения коэффициента су можно установить на основании зависимости К (су), ориентируясь на значение максимального аэродинамического качества. Для каждого значения су и всего заданного ряда высот расчет Уу и qt/Vy выполняется в следующей последовательности
Н: су ® V =

Р§ Су
(r) К (Су, Н) ® Р (У) ® Х=т/К ® ^ = V (P — Х)/т ® qt (V) ®
Результатом этого расчета являются зависимости V и я/Уу от V, точки экстремумов которых определяют оптимальные скоростные характеристики V0pt (H), обеспечивающие минимальные значения времени набора высоты (рис. 5) или массы расходуемого топлива.
20
15
10
Н, км

Уу тах УУ прИ () тах
Vy, м/с
20
15
10
Н, км /У /У /V // V '-У
// // // // // /г //
// // // 1 // // _ // // // // ч ---Vopt V пр при Уу т & gt-И (Кл/СУ ах) тах
0 1 2 3 4 0 100 200 300 V0pt, км/ч 500
Рис. 5. Скороподъемность и скоростные характеристики притах и (К^Су)т
5
5
0
0
Обычно эти характеристики близки между собой, поэтому расчет оптимальной скоростной характеристики часто ограничивается определением максимальной скороподъемности, не требующей наличия часового расхода топлива.
После определения оптимальной скоростной характеристики могут быть вычислены интегралы (1), поскольку подынтегральные функции становятся зависимыми только от высоты полета. В результате вычисления интегралов (1) для ряда высот определяются зависимости времени, массы расходуемого топлива и дальности полета в зависимости от набираемой высоты (рис. 6).
Рис. 6. Время, масса расходуемого топлива и дальность при наборе высоты
Для БПЛА & quot-Орел"- продолжительность набора высоты Н = 20 км составляет Т «2,4 ч, при этом расходуется 520 кг топлива и дальность полета равна 550 км.
Расчет скоростной характеристики с использованием аэродинамического критерия
У ЛА с винтомоторной СУ часовой расход топлива при заданном режиме работы двигателей мало зависит от скорости, он зависит в основном от высоты полета, поэтому определяющим фактором, влияющим на расход топлива, является скороподъемность.
С учетом зависимости тяги винтомоторной СУ от мощности Р = 75^^У, а также формул для силы сопротивления Х (3) и скорости горизонтального полета (4) получаем следующее выражение скороподъемности
т3
75лК

т
Рис. 7. Аэродинамический параметр К^Су для двух высот полета
2
т
рКМ

(5)
где N — мощность силовой установки- ^ - КПД воздушного винта.
В выражение (5) входит аэродинамический параметр К^ёу, с увеличением значения которого растет
скороподъемность ЛА и снижается расход топлива при наборе высоты. Этот параметр, как и аэродинамическое качество, зависит от Су и Н (рис. 7). Максимальное значение параметра Кд/ёу можно рассматривать в качестве критерия оптимальности характеристик набора высоты на начальном этапе расчетов, выполняемом при коэффициенте су, соответствующем этому критерию. Значение параметра К^сУ определяется на основании поляры ЛА или зависимости К (су) (рис. 3).
Для рассматриваемого БПЛА & quot-Орел"- оптимальный коэффициент су, соответствующий максимуму параметра К^е^, мало зависит от высоты Н и равен Суор «1,5 (рис. 7).
При расчете характеристик набора высоты с оптимальным значением коэффициента подъемной силы скоростная характеристика V (Н) с учетом зависимости плотности воздуха от высоты р (Н) определяется непосредственно по формуле (4)
ЧрДН) =
2т/Б
0р& quot-'- Д/р (Н) • су0р1(Н)
На зависимостях Уу (У), приведенных на рис. 4 для БПЛА & quot-Орел"-, маркерами обозначены точки со значениями вертикальной скорости при скоростях полета, полученных на каждой высоте по формуле (4) при су0р = 1,5 и ш/Б = 12 000/125 = 96 кг/м2. Видно, что эти точки располагаются вблизи максимальных значений функции Уу (У) и, следовательно, предлагаемый метод расчета скоростной характеристики, как видно из рис. 5, обеспечивает удовлетворительную точность ее расчета.
Определение располагаемой мощности силовой установки
Силовая установка высотных БПЛА должна обеспечивать продолжительный полет на заданной высоте и не должна иметь лишнего избытка мощности и неоправданного увеличения массы. Это возможно, когда заданная высота полета является практическим потолком, который определяется значением вертикальной скорости Уу = 1 м/с. Указанное значение Уу, как следует из формулы (2), может быть получено при располагаемой тяге
(У 1 ^
у '- ¦ш (6)
Р =
+ -
V V КУ
и соответствующей ей располагаемой мощности Красп = PV/75 л. с
Значения V и К находятся при оптимальном коэффициенте су, соответствующем максимальному значению параметра К^е^, или при судоп, определяемом из требований обеспечения
устойчивости и управляемости ЛА на больших углах атаки.
Следует отметить, что при этом же коэффициенте су, как показано в работе [2], обеспечивается максимальная продолжительность крейсерского полета БПЛА с винтомоторной СУ.
Потребная мощность на валу двигателя Кдв, необходимая для получения располагаемой тяги (6) на заданной высоте Н, зависит от КПД воздушного винта Л и отбора АКотб на функционирование систем ЛА
^^"^расп/Лв + А^отб.
Для БПЛА & quot-Орел"- (т = 12 000 кг) скорость полета (4) при наборе высоты на Н = 20 км (р = 0,906 кгс-с /м) с оптимальным значением коэффициента суор = 1,5 и соответствующем ему К = 34,4, составляет 119 м/с. Приняв эту высоту за практический потолок, на которомтах = 1 м/с, по формуле (6) находим располагаемую тягу
(
Р
11
±----I -12 000 = 449 кг.
19 34,4^
Располагаемая тяга одного двигателя на этой высоте составляет 225 кгс, а располагаемая мощность составляет, асп = 225−119/75 = 357 л.с. Прив = 0,8 и отборе мощности Д^тб = 20 л.с. необходимая мощность двигателя для набора высоты 20 км (Уу = 1 м/с) должна быть не менее Дцв = 357/0,8 + 20 «467 л.с. Найденное таким образом значение мощности является одним из основных требований к двигателю для обеспечения полета на заданной высоте.
Дальность и время снижения
Наиболее важной характеристикой снижения ЛА является максимальная дальность, значение которой используется для определения начала спуска ЛА и общей дальности полета. Также необходимо знать время и массу расходуемого топлива при снижении. Расчет этих характеристик, как и при наборе высоты, выполняется в результате вычислений интегралов (1). Поскольку снижение ЛА может происходить с разных высот, то удобно в качестве нижнего предела интегрирования использовать конечную высоту, которая для снижения равна Н = 0, а значение верхнего предела варьировать в заданном диапазоне высот полета. Результатом интегрирования уравнений (1) являются зависимости дальности, времени и расхода топлива при снижении от высоты полета.
Считая, что снижение ЛА происходит при работе двигателей на режиме холостого хода, практически без тяги (Р = 0), интегральные выражения для дальности и времени полета (1) при средних значениях подынтегральных функций с учетом скорости (4) можно привести к следующему виду
(к^ I
и=кл т"=72т: #,(н)' (7)
н
где ,(Н) = ^д/рёН — функция влияния высоты на время
0
снижения (рис. 8) — Кср — среднее значение аэродинамического качества между высотами Нкр и Н = 0 (Кср =Ктах для максимальной дальности участка снижения) — (К^ёУ)ср — среднее значение аэродинамического параметра, оказывающее влияние на время снижения- тсн — масса ЛА при снижении.
После определения времени снижения можно оценить расход топлива на режиме холостого хода со средним часовым расходом топлива д1ср
тт = ЯгсрТ сн.
Из формулы (7) следует, что максимальная дальность участка снижения ЛА достигается при максимальном значении аэродинамического качества. Максимальное время снижения (в случае необходимости)
обеспечивается при его выполнении с максимальным значением параметра К^су.
Для БПЛА & quot-Орел"- с массой тсн = 8000 кг (т/Б = 64 кг/м2) в конце крейсерского полета выполнен расчет дальности и времени снижения с высоты Н = 20 км с использованием зависимостей К (су), приведенных на рис. 3. Среднее значение максимального аэродинамического качества между высотами Н = 0 и Н 20 км составляет Ктах_ср = 0,5(Ктах (Н = 0) + Ктах (Н = 20)) = 0,5(41 + 34,7) = 37,85. Максимальная дальность участка снижения по формуле (7) равна Ьтах = 37,85−20 = 747 км.
При определении времени снижения по формуле (7) используется аэродинамический параметр К /с (рис. 7). На высоте Н = 20 км при су = 1,25 этот параметр равен К /с = 38,7, а
V у у Ктах «У
на Н = 0 при су =1,15 — К /с = 44. Среднее значение параметра К /с составляет 41,35.
У Ктах V У V У
Рис. 8. Значение функции ,(Н) для определения времени снижения по формуле (7)
После определения значения функции J (H) на высоте 20 км (J = 69,6 мин., рис. 8) вычисляется время снижения по формуле (7)
T = 41,35 69,6 = 255 мин. = 4,24 ч. л/ 2 • 64
Скорость при снижении на высоте Н = 20 км при cy = 1,25 составляет V = 384 км/ч, а на
Kmax
Н = 0 при cy =1,15 — V = 108 км/ч. Таким образом, при снижении БПЛА & quot-Орел"- максималь-
Kmax
ная дальность составляет 747 км, время 4,24 ч. Снижение происходит с уменьшением скорости полета с 384 км/ч до 108 км/ч.
Выводы
Применение аэродинамического критерия (K^c^)max для определения скоростной характеристики позволяет значительно упростить расчет набора высоты БПЛА с винтомоторной силовой установкой, обеспечивая удовлетворительную точность на этапе предварительных расчетных исследований.
Этот же критерий позволяет определить минимально необходимую мощность силовой установки для достижения заданной высоты полета, что способствует выбору двигателя с наименьшей массой.
Расчет набора высоты и снижения высотных ЛА следует проводить с учетом влияния аэродинамического критерия на аэродинамические характеристики.
ЛИТЕРАТУРА
1. Федоров Л. П. Приближенные методы оптимизации характеристик участков набора высоты самолета // Труды ЦАГИ. — 1987. — Вып. 2366.
2. Федоров Л. П., Михайлов Ю. С. Определение оптимальных режимов крейсерского полета высотного беспилотного летательного аппарата // Статья в данном Вестнике.
CALCULATION OF CLIMB AND DESCENT PERFORMANCE OF HIGH-ALTITUDE UNMANNED AERIAL VEHICLE
Fedorov L.P., Mikhailov Yu.S.
Application of the aerodynamic criterion is considered, allowing to simplify calculation of climb performance of Unmanned Aerial Vehicle (UAV) with propeller-driven.
Key words: high-altitude UAV, climb, descent, velocity characteristic, aerodynamic criteria.
Сведения об авторах
Федоров Леонид Павлович, 1927 г. р., окончил Казанский авиационный институт (1951), кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ, автор более 70 научных работ, область научных интересов — механика полета летательных аппаратов различного назначения.
Михайлов Юрий Степанович, 1947 г. р., окончил Казанский авиационный институт (1971), кандидат технических наук, начальник сектора аэродинамики легких самолетов ЦАГИ, автор более 70 научных работ, область научных интересов — аэродинамическое проектирование дозвуковых летательных аппаратов.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой