УДК _629.7.001.66 (0578)

Інв. № _________

МІНІСТЕРСТВО  ОСВІТИ  І  НАУКИ  УКРАЇНИ

Національний  аерокосмічний  університет ім. М.Є.Жуковського  “ХАІ” 
 
 
 
 

Кафедра    403 
 
 

КОНСТРУКЦІЯ ВИДСIКУ КЕРУВАННЯ ЛIТАЛЬНОГО АПАРАТА КЛАСУ “В - В ” 
 

Пояснювальна  записка  до  курсового проекту

з  дисципліни “Конструкція ЛА та їх систем”

ХАІ.403.446.105.015.18 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

«Харків 2007»

Оглавление: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

 

1. Исходные данные на проектирование агрегата

     Приведенный в данной работе летательный аппарат, спроектирован на основе  прототипа, обработанного статистически. Аэродинамическая схема летательного аппарата показана на рис. 1.1, летно-тактические, геометрические и массовые характеристики представлены соответственно в табл.1.1.

Рис. 1.1 Внешний вид ЛА

 Таблица 1.1. Характеристики летательного аппарата

  Данный  ЛА класса «Воздух - Воздух» средней  дальности полета предназначен для поражения воздушных целей с превышением цели над носителем на 2 – 5 километра. Максимальная скорость соответствует М=3, максимальная дальность 20км при полете на высоте 15 км.

   Летательный аппарат выполнен по нормальной аэродинамической схеме.

   Корпус  ЛА цилиндрической формы, с оживальной носовой частью, большого удлинения (λ=17,3).

   В задней части корпуса расположены аэродинамические рули трапециевидной формы в плане, малого удлинения (λ= 1,6) в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.

   В центральной части корпуса в  горизонтальной плоскости, расположены неподвижные консоли крыла. Консоли крыла треугольной формы в плане малого удлинения (λ=0,882) с большой стреловидностью передней кромки (χ=81). В конструкции корпуса летательного аппарата применены алюминиевые и магниевые сплавы и конструкционные легированные стали.

   В отсеке полезной нагрузки расположена боевая часть осколочно-фугасного типа, радио взрыватель и предохранительно-исполнительный механизм.

   ЛА снабжен двухрежимным РДТТ с массой топлива 119 кг, и тягой 32,6 кН на стартовом режиме и 6,63 кН не маршевом. Время работы 21с.

   На  борту летательного аппарата установлена пассивная инфрокрасная головка самонаведения (ГСН). Компоновочная схема ЛА приведена на рис. 1.2: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

   Рисунок 1.2 Компоновочная схема ЛА.

   1- ГСН; 2 - Боевая часть; 3 - Автопилот; 4 - Источник тока; 5- Преобразователь тока;

   6- ВАД; 7 – РДТТ; 8 – ПИМ; 9 – Взрыватель; 10 – Рулевые машинки. 

 

2 Определение нагрузок, действующих на агрегат

 

       Для построения эпюр внутренних усилий по длине корпуса ЛА (N_x, Q_y, M_z) в первом приближении принимается расчетная схема свободно опертой балки. Опорами для нормальной аэродинамической схемы являются:

1. ось вращения руля;
2. опора на среднюю аэродинамическую хорду крыла.

   Для упрощения расчетов, связанных с  определения центра масс и момента  инерции летательного аппарата, а также с определением и учетом массовых сил, ракета заменяется системой сосредоточенных грузов, расположенных на абсолютно жесткой оси. Массу грузов расположим внутри корпуса ЛА, прикрепим к шпангоуту. В мессах крепления шпангоутов конструкция нагружается значительными сосредоточенными силами. В связи с этим естественно расположить упомянутые сосредоточенные грузы именно на стыковых шпангоутах, ограничивающих отсеки (разбивка летательного аппарата на отсеки приведена на чертеже). Принято, что масса консолей несущих поверхностей (рулей и крыла) равномерно распределена по их площади, следовательно, доля массы консолей пропорциональна доле их площадей, попадающих в зону отсека. Принимаются также, что масса РДТТ и масса полезного груза равномерно распределены по длине.

       Рассматривается маневренный участок полета, на котором  летательный аппарат рассматриваемого типа двигается по командам системы  наведения. Траектория этого движения заранее неизвестна. Интенсивность продольных перегрузок на маневренном участке намного меньше, чем на стартовом (неманевренном) режиме, то есть перегрузки n_x невелика, а величина поперечной перегрузки n_y велика.

       Таким образом, определение внешних нагрузок для прочностного расчета ЛА (проектировочного и проверочного) сводится к последовательности взаимосвязанных этапов:

• определение параметров расчетного режима;
• определение аэродинамических сил, действующих на ЛА;
• определение углов атаки и углов отклонения управляющей поверхности;
• определение подъемных сил и сил лобового сопротивления агрегатов;
• центровка и уравновешивание ЛА (по принципу Даламбера).

       Приведенные выше допущения положены в основу методики решения задач, которая реализуется в виде программного комплекса для ЭВМ NAGRUSKA (разработчик доцент Андриенко А. И.).  

       Таблица 2.1

       Результаты  расчета:

 
 
 

       Таблица 2.2

 

 

       

Результаты  расчета подъемных сил, сил и  моментов в сечениях корпуса ЛА представлены на рис. 2.1- 2.4

Рисунок 2.1.  Эпюра продольных усилий N_x.

Рисунок 2.2. Эпюра поперечных усилий Q_y.

Рисунок 2.3. Эпюра изгибающих моментов M_z

2.1 Проектировочный расчет отсека корпуса ЛА

       Для данного ЛА рассчитываем бесстрингерную конструктивно-силовую схему, согласно методике, приведенной в [4, с. 145].

       Отсек корпуса ЛА загружен изгибающим моментом M^Р_изг , перерезывающей силой Q^Р и осевым сжатием N^Р:

       M^Р_изг=13410,15 Н·м;

       Q^Р =-261Н;

       N^Р =-60630,31 Н.

    Так как усилия сдвига, по сравнению с продольными усилиями изгибающим моментом не значительны, то определяющей нагрузкой для корпуса является эквивалентная сжимающая сила:

    где R= м. – радиус миделя корпуса ЛА

    

       Расчетная эквивалентная осевая сжимающая сила, которая является расчетной разрушающей нагрузкой отсека, определяется по формуле:

 

    где f — коэффициент безопасности;

   f=1,3;

   β — коэффициент, учитывающий устойчивость при изгибе;

 

   

       Тогда:

    

       Поперечное  сечение отсека сложной формы, имеет приливы и шпангоуты, которые можно изготовлять заодно с обшивкой. Отсек корпуса будем изготавливать литьем. Выбираем материал. Температуру на поверхности обшивки ЛА при скорости полета М=3 на высоте 15000м рассчитываем по формуле:

        , где

       Т – температура воздуха, соответствующая  высоте полета Н=15000м, Т=216,66˚К, М – число Маха, М=3; r – коэффициент восстановления, тогда

        .

       Материал  обшивки — Сталь 20Л , т.к. для него допустимая температура составляет 350˚С, механические характеристики:

        

        

        

    Усилие, при котором в БСО реализуются  критические напряжения, равные пределу  текучести:

 

    

    Так как N^Р_экв<N*, то деформирование будет линейным.

    Гибкость  цилиндрической оболочки при нелинейном деформировании:

 

    

    Толщина обшивки бесстрингерного отсека:

 

    

    Исходя  из конструктивных и технологических  соображений толщина обшивки  принимается:

    

 

2.2 Проектирование фланцевого соединения отсеков корпуса

   

   Рисунок 2.4 Схема фланцевого соединения отсеков корпуса.

   Принимаем для расчетов значение изгибающего  момента 

   Будем использовать приближенный расчет, верный при количестве винтов и диаметре винтов dб>8мм.

   Материал  шпилек – сталь 35 ГОСТ 1050-88.

   

      Определим напряжения в стыке  отсеков корпуса от внешних  нагрузок:

   

,

   где - площадь стыка соединения, I – момент инерции сечения стыка, и расчетные значения продольной силы и изгибающего момента.

   

,

   где D и d – соответственно наружный и внутренний диаметр фланца.

   

.

   

    Находим площадь поперечного сечения шпильки :

    

, где n – количество шпилек. n=10.

    

,

    где - коэффициент запаса по плотности стыка.

    

,

      где  - коэффициент учета податливости стыкового шпангоута, - координаты шпилек относительно нейтральной оси шпангоута

    Таблица 2.3

 

    

. 

    Из  площади находим диаметр шпильки  

    

3. Проектирование механизма управления

   Движение  ЛА по заданной траектории осуществляется лишь в том случае, когда действующие на него силы и моменты изменяются по вполне определенным законам. Процесс изменения этих сил и моментов в целях формирования требуемой траектории называется управлением. Управление полетом необходимо для выполнения поставленной перед ЛА  задачи доставки полезного груза в заданную точку пространства (цель) с приемлемой точностью.

   Общее движение ЛА можно разложить на движение его центра масс и вращение относительно центра масс. Следовательно, для управления движением ЛА в соответствии с требуемой траекторией необходимо иметь возможность изменять в полете параметры:

• величину и направление вектора скорости;
• ориентацию ЛА в пространстве.

   В связи с этим задачу управления полетом  можно разделить на две части:

1. управление движением центра масс, т. е. изменение величины и направления вектора скорости полета;
2. управление вращательным движением относительно центра масс.

   В большинстве случаев изменение  величины управляющей силы требует  поворота корпуса ЛА  относительно вектора скорости на некоторый угол: угол атаки, скольжения или крена. Для поворота корпуса необходимо приложить к ЛА моменты относительно центра масс, называемые управляющими моментами.

   Управляющие моменты нужны не только для регулирования  управляющих сил, но и для поддержания  требуемой угловой ориентации корпуса  ЛА в пространстве, т. е. для его  угловой стабилизации. Это связано с тем, что на ЛА непрерывно действуют возмущения, вызванные его асимметрией, эксцентриситетом силы тяги или воздействием неспокойной атмосферы.

   Устройства, с помощью которых создается  и регулируется величина управляющих  сил, называются органами управления.

   Система управления предназначена для приведения в действие органов управления, обеспечения встречи ЛА с целью и полета по заранее намеченной траектории. Система управления полетом состоит из систем  стабилизации и наведения.

   Для изменения величины и направления  вектора скорости полета по требуемому закону необходимо изменить величину и направление равнодействующей всех сил приложенных к ЛА: силы тяги двигателей, аэродинамических сил и сил тяжести. Но поскольку сила тяжести направлена постоянно по вертикали вниз, а ее величину нельзя регулировать произвольно, то практически управление полетом осуществляется с помощью двух первых сил.

   Для управления движением ЛА в плотных  слоях атмосферы (до высот 30-35 км) широко применяются аэродинамические органы управления, которые создают управляющие силы и моменты за счет изменения характера обтекания несущих поверхностей (крыльев) при своем отклонении на некоторый угол. Органы управления обладают следующими преимуществами:

1. достаточно высокая эффективность действия, определяемая величиной управляющего момента при отклонении органа управления на единичный угол;
2. высокая надежность и эффективность действия в нестабильных условиях работы при непостоянных  характеристиках окружающей среды;
3. малая потребная мощность, зависящая от скорости поворота органов управления, их инерционности, величины шарнирного момента, сил трения в шарнирах и т. д.
4. компактность, малая масса органов управления, простота и высокая технологичность конструкции, удобство компоновки на ЛА.
5. высокое быстродействие.

   Чтобы отклонить аэродинамические органы управления на заданный системой управления угол, необходимо преодолеть шарнирные моменты (моменты аэродинамических сил относительно осей их вращения), возникающие на них. Эти функции возложены на силовые приводы органов управления. Силовые приводы управления полетом ЛА предназначены для поворота на заданный угол органов управления. Основной частью силового привода является приводной двигатель, работающий согласно поступающим сигналам управления. Эти сигналы предварительно усиливаются и преобразовываются. Чаще всего усилитель-преобразователь и приводной двигатель конструктивно выполняются в виде одного агрегата, называемого рулевой машинкой (РМ).

   Рулевые машинки должны удовлетворять целому ряду требований. Они должны иметь характеристики:

1. высокий коэффициент усиления управляющего сигнала по мощности;
2. малую инерционность (малое отставание по фазе угла поворота руля от сигнала управления);
3. высокий коэффициент полезного действия;
4. небольшую массу и малые габариты;
5. высокую надежность работы в заданном диапазоне внешних условий (температура, давление, влажность и т. д.).

   Рулевые машины должны обеспечивать необходимую  работоспособность и быстродействие независимо от изменения шарнирных моментов. Необходимое быстродействие зависит от типа ЛА и его аэродинамической силы. На небольших ЛА с относительно малым временем полета, обладающих умеренными скоростями, применяются пневматические рулевые машинки (РМ). Для них источником энергии является сжатый воздух, заключенный в стальном баллоне при давлении 10…40 МПа. 

3.1 Проектирование пневматического силового привода (РМ)

3.1.1 Определение шарнирного момента

   На  органы управления действует сила Y_p — нормальная к плоскости рулей составляющая аэродинамической силы, приложенная в центре давления

   (рисунок  3.1).

      
 
 
 
 
 
 

    Рисунок 3.1 Схема возникновения шарнирного момента

       В связи с тем, что центр давления руля не совпадает с осью вращения, возникает шарнирный момент:  

 

где h_ШР —расстояние от центра давления рулевой поверхности до ее оси вращения принимается равным:   h_шр= 5…10%  b_сах ,  b_сах =235 мм.

    h_ШР =23.5 мм.

    Y_p — аэродинамическая сила консоли руля, определена при определении подъемных сил агрегатов ЛА .

    В данном курсовом проекте была поставлена задача спроектировать отсек механизма управления с тремя рулевыми машинками. Одна машинка служит силовым приводом для пары рулей, работающих по каналу курса. Две остальные, в зависимости от команды, поступающей от системы управления, работают или дифференнциально для стабилизации ЛА по каналу крена, или синхронно для управления по каналу тангажа. Спроектируем силовой привод, работающий для управления по каналу курса.

    Данная  рулевая машинка работает для  преодоления шарнирного момента  сразу от двух рулей.

    Y_p=3500 Н.

   Управление  ЛА осуществляется обычными рулями, тогда  исходя из формулы (3.1):

    М_{ШР 1}= 0.0235·2·3500=164,5 Н·м.

    Кинематическая  схема агрегата представлена на рис. 3.2

    

    Рисунок 3.2 Кинематическая схема механизма  отклонения консолей.

3.1.1 Проектировочный расчет рулевой машинки (РМ)

   Для изготовления корпуса РМ (рисунок 3.3) используется алюминиевый сплав Д16Т, механические характеристики: