Компоновка носителя ракет при жестких инфраструктурных ограничениях на компоновочное пространство

Для обеспечения вертикального взлета и посадки (ВВП), а также маневрирования на доэволютивных режимах полета СВВП должен иметь силовую установку, обеспечивающую ему вертикальную тяговооруженность, превышающую единицу, а также специальную систему управления самолетом на этих режимах полета. Как правило, силовая установка и система управления на доэволютивных режимах полета объединены в единую энергетическую систему. Минимизация затрат энергии на обеспечение ВВП — важнейшая задача проектирования СВВП. Она решается выбором рациональных проектно-конструктивных решений, определяющих состав, размещение и параметры элементов энергетической системы на самолете. В связи с этим для СВВП компоновка энергетических систем становится весьма важной составляющей обшей задачи компоновки самолета. В качестве основных требований при обеспечении ВВП выступают обеспечение вертикальной стартовой тяговооруженности самолета, превышающей единицу, и прохождение равнодействующей векторов тяг всех агрегатов энергетических систем через центр масс самолета.

Удовлетворение требования прохождения равнодействующей векторов тяг всех элементов, входящих в состав энергетических систем, через центр масс самолета обусловливает жесткие требования к выбору положения сопловых аппаратов двигателей. Математически это требование запишется так:

Здесь — радиус-вектор точки приложения равнодействующей вектора тяг; — радиус-вектор центра

масс самолета; Д — вектор тяги /'-го элемента энергетических систем; т, — масса /-го элемента самолета; # — ускорение свободного падения; Д — радиус-вектор /'-го элемента энергетических систем; Д, —

радиус-вектор центра масс у'-го элемента самолета; п — число векторов тяг энергетических систем; к — число элементов самолета.

Удовлетворение приведенного требования неразрывно связано с компоновкой и определением параметров системы управления на доэволютивных режимах полета.

Стабилизирующие и управляющие моменты системы управления на доэволюгивных режимах полета создаются в результате действия струйных рулей и поворотных сопел двигателей, а также агрегатов усиления тяги, расположенных на удалении от центра масс самолета. Располагаемый управляющий момент должен превышать потребный управляющий момент, который определяется значениями момента инерции и углового ускорения. В общем виде это условие можно записать следующим образом:

где М_ху1 — располагаемый стабилизирующий и управляющий моменты относительно соответствующей оси; М_ху1 — потребный стабилизирующий и управляющий моменты относительно соответствующей оси; I _хуг — момент инерции самолета относительно соответствующей оси; е_{ху г} — угловое ускорение; Ь_хул — плечо струйного руля; Р_{х у} - — равнодействующая тяги органов управления в каналах крена, курса и тангажа соответственно.

Значения угловых ускорений вращения СВВП задаются в технических требованиях на самолет.

Из выражений (22.5) следует, что для получения минимальных значений тяги органа управления, а следовательно, и минимальных потерь тяги силовой установки на стабилизацию и управление СВВП струйные рули и сопла двигателей, тяга которых используется в управлении самолетом посредством модуляции тяг, целесообразно располагать на максимальном удалении от центра масс самолета либо уменьшать моменты инерции самолета за счет размещения более тяжелых агрегатов на плече, меньшем, чем плечо легких агрегатов. Выбор плеч струйных рулей в каналах тангажа и курса ограничивается длиной фюзеляжа самолета, а в каналах курса и крена — размахом крыла. Длина фюзеляжа (сильно зависит от компоновки внутреннего отсека вооружений) и размах крыла выбираются исходя из условия удовлетворения требований, не связанных с управляемостью и балансировкой СВВП, поэтому компоновочное поле струйных рулей имеет ограниченные размеры и, как правило, повлиять на значения стабилизирующих и управляющих моментов через параметры плеча струйного руля не удается. Увеличение управляющего момента за счет разнесения сопловых аппаратов двигателей связано с увеличением моментов инерции самолета. Однако максимальное плечо сопел достигается, когда длина самолета равна длине лифта на палубе авианесущего корабля.

Широкие возможности для снижения затрат тяги силовой установки на управление самолетом предоставляет путь уменьшения моментов инерции самолета.

В общем виде выражения для расчета моментов инерции самолета имеют вид

где т, р и V — масса, плотность и объем самолета; х,у, z — координаты центров масс декомпозированных элементов самолета в связанной с самолетом системе координат, имеющих объем (IVи массу (1т.

Анализ выражений (22.6) показывает, что момент инерции зависит только от формы тела и расположения масс относительно соответствующей оси, а относительным критерием рациональности компоновки агрегатов в компоновочном поле может служить радиус инерции

В то же время анализ приведенных в работах (84, 85] формул для определения моментов инерции самолетов показывает, что они либо совсем, либо частично не учитывают особенностей компоновки самолета. Для удобства учета влияния компоновки агрегатов самолета на момент инерции, выражения (22.6) запишем через теорему Штейнера в следующем виде:

Формула (22.8) описывает момент инерции тела относительно оси 1 — 1 через момент инерции тела относительно собственной оси инерции 0—0, массу и радиус-вектор (расстояние) между осями 1 — 1 и 0—0. Выражение (22.8) для определения момента инерции позволяет явно, через расстояние, выраженное радиус-вектором /?!_₀, учесть изменения моментов инерции самолета в зависимости от компоновки агрегатов и систем самолета.

Учитывая изложенное, рассмотрим возможный подход к решению задачи компоновки самолета на примере компоновки сверхзвуковых маневренных самолетов с базированием на палубе авианесущих крейсеров. Специфика данного типа самолета диктует необходимость при формировании его облика решить компромиссную задачу обеспечения минимальных моментов инерции самолета (из условия минимизации энергетических затрат на режимах ВВП), сохранения аэродинамических форм, обеспечивающих сверхзвуковые режимы полета, и форм, обеспечивающих минимальную заметность, и обеспечения габаритов самолета, удовлетворяющих инфраструктурным требованиям и позволяющих самолету базироваться на палубе авианосца.

Анализ компоновок двух известных серийных дозвуковых маневренных СВВП, образы которых (А и В) приведены на рис. 22.3, показывает, что использованные подходы к решению этой компромиссной задачи позволили самолету иметь габаритные размеры соответствующие лифту подъемника на палубе авианесущего корабля (на рис. 22.3 габариты лифта условно показаны прямоугольным параллелепипедом); аэродинамическую форму 5, эквивалентную телу вращения, которое удовлетворяет аэродинамическим требованиям в соответствии с правилом площадей, и внутренние характеристики распределения масс, близкие к форме эквивалентного шара /?.

Рис. 22.3. Графическая интерпретация ограничений

Учитывая, что моменты инерции зависят только от расположения массы относительно осей связанной с самолетом системы координат, а также анализируя гистограмму распределения масс агрегатов вдоль оси ОХ самолета, можно выделить в зависимости от удельной массы компонуемых агрегатов три характерные для СВВП зоны компоновки (см. рис. 22.3).

Зона I со сферической границей, описанной из ВЦМ радиусом, эквивалентным расстоянию до точки приложения тяги ПМД, характеризуется компоновкой агрегатов с удельной массой более 700 кг/м³. Это двигатели, опоры шасси, топливные баки, центроплан крыла, внутренний отсек вооружений и т.д. Доля обшей массы самолета, приходящейся на эту относительно небольшую зону, составляет 50...65%.

В зоне II, внешней границей которой служит сфера, описанная из ВЦМ радиусом, эквивалентным расстоянию до точки приложения тяги газодинамических струйных рулей, расположенных на консолях крыла, скомпонованы агрегаты с удельной массой от 200 до 700 кг/м³. Это отсеки оборудования, несиловая конструкция и т.д.

В зоне III, которую составляет все компоновочное пространство вне внешних границ зон I и II, размещаются агрегаты и отсеки с удельной массой менее 200 кг/м³. Компоновка агрегатов в III зоне нежелательна. Оправданным является размещение в ней обтекателей РЛС, антенного оборудования и органов управления.