CC BY
26Решетневские чтения
Поэтому для обеспечения высокой точности поверхности рефлектора температурные деформации оправки для формования должны быть минимальны, т. е. КЛТР материала оправки должен быть максимально приближен к КЛТР рефлектора. В качестве материала формообразующей оснастки выбран высокоплотный мелкозернистый графит марки КЕМЗ, у которого КЛТР а = 5-10-6 1/К.
Рассмотрим конструкцию и технологию изготовления рефлектора, позволяющие реализовать контурную ДН заданного вида.
Рефлектор диаметром 1200 мм конструктивно выполнен на основе трехслойной сотовой конструкции. Отражатель изготовлен методом вакуумного формования, за один цикл, на технологической оснастке, выполненной из высокоплотного мелкозернистого графита марки ШЕМЗ, по следующим режимам:
- температура выдержки, нагрев - от 60 до 155 °С, охлаждение - не менее 60 °С;
- время выдержки от 1 до 3 ч;
- давление вакуумного формования от -0,8 до -1 кгс/см2.
Фронтальная и тыльная оболочка отражателя для обеспечения требуемой жесткости изготовлена из высокомодульной углеродной ленты (препрега) типа КУЛОН 500/007 СТО 75969440-007-2009 со связующим ЭНФБ ТУ 596-36-2005. Выкладка оболочек на
оправке из графита произведена вручную с применением лазерного проектора CAD-PRO 3D UF Color. Ориентация слоев препрега фронтальной обшивки на оправке 1/0° + 1/45° + 1/-45° + 1/90° (тыльной обшивки в обратном направлении). Толщина обшивок -0,4 мм.
Для обеспечения равномерной жесткости между оболочками расположен сотовый заполнитель 5056-2,5-23П ТУ 14311577.237-02 из алюминиевой фольги, соединенный с оболочками пленочным клеем ВК-51.180 ТУ 1-596-212-85. По образующей сотовый заполнитель имеет постоянную строительную высоту 21,1 мм. Шероховатость рабочей поверхности рефлектора обеспечивается технологической оснасткой при изготовлении.
Контроль формы поверхности рефлектора, не прошедшего технологическое термоциклирование после изготовления, произведен с помощью КИМ LK G90CS45.20.12. При анализе распределения отклонений по поверхности рефлектора отмечается слабо выраженная систематическая деформация рефлектора.
Анализ распределения отклонений по поверхности рефлектора показал, что максимальные значения находятся на периметре по оси минус Y.
По окончании цикла изготовления рефлектора будет произведен замер его радиотехнических характеристик.
M. M. Mihnev, V. V. Zlotenko, N. N. Ishenina, М. A. Gordovenko JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk
THE MOLD PRESSING OF THE THREE DIMENSIONAL CONFIGURATION CFRP SANDWICH REFLECTOR
The construction and mold pressing processing of the three dimensional configuration CFRP reflector from the ISEM3 high-density fine-grained graphite is briefly described. The experimental results are shown.
© Михнев М. М., Злотенко В. В., Ишенина Н. Н., Гордовенко М. А., 2010
УДК 629.7.01
Н. Б. Приходько, В. В. Фролов Комсомольский-на-Амуре государственный технический университет, Россия, Комсомольск-на-Амуре
К ВОПРОСУ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЕСОВЫХ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТОВ СЕМЕЙСТВА МОДИФИКАЦИЙ С УЧЕТОМ ПРИНЦИПА ГЛУБОКОЙ УНИФИКАЦИИ
Рассмотрен механизм определения весовых и аэродинамических характеристик самолетов семейства модификаций, полученных путем использования принципов глубокой унификации. Выявлена связь между геометрическими размерами фюзеляжа и весовыми и аэродинамическими характеристиками самолета.
В настоящее время большое внимание уделяется предлагаемой работе этот вопрос рассматривается бо-
разработке высокоэффективной (экономичной) авиа- лее подробно.
ции. Такому подходу отвечает создание самолетов Модель перехода от базового самолета к его мо-
путем планирования семейств модификаций [1]. Это дификациям с использованием принципов глубокой
предусматривает необходимость расчета весовых и унификации заключается в максимальном сохранении
аэродинамических характеристик самолетов семейст- неизменными свойств отдельных агрегатов (геомет-ва модификаций. В известной литературе данной за- рических размеров и масс), оборудования и систем
даче не уделяется должного внимания, поэтому в самолета, обеспечивающих минимальные затраты в
Проектирование и производство летательны.хаппаратов, космические исследования и проекты
его производстве и эксплуатации. Данная модель перехода предусматривает изменение геометрических размеров фюзеляжа как в сторону увеличения его длины, так и в сторону уменьшения, тогда как все остальные размеры самолета остаются неизменными. При этом в базовый самолет закладываются все необходимые свойства (прочность, жесткость, надежность и т. п.), обеспечивающие функционирование самолета наибольшей массы из семейства модификаций.
При увеличении (уменьшении) длины фюзеляжа будет меняться, во-первых, масса конструкции самолета, оборудования пассажирской кабины, кабельной сети, покрытия и оперативного снаряжения. Ниже описаны весовые модели вышеназванных зависимостей:
1) масса конструкции фюзеляжа изменяется пропорционально изменению длины его цилиндрической части;
2) масса оборудования пассажирской кабины изменяется пропорционально как длине цилиндрической части фюзеляжа, так и количеству пассажиров;
3) масса кабельной сети изменяется пропорционально изменению длины фюзеляжа;
4) масса покрытий изменяется пропорционально площади омываемой поверхности;
5) масса оперативного снаряжения изменяется пропорционально количеству пассажиров.
Во-вторых, изменится центровка, определяемая по известным зависимостям [2], которая приведет к при-
ращению коэффициента балансировочного сопротивления самолета.
В-третьих, изменятся аэродинамические характеристики самолета за счет приращения коэффициента профильного сопротивления фюзеляжа [3].
В качестве примера рассмотрено семейство модифицированных самолетов (регионально-магистральный реактивный самолет) с базовым самолетом КЯ175. Все необходимые данные по базовому самолету известны. Используя выше описанный метод, были получены результаты расчетов, приведенные в таблице. Полученные результаты расчетов хорошо согла-суются с известными данными - графиками «коммерческая нагрузка - дальность».
Представленная модель расчета аэродинамических и весовых характеристик позволяет на этапе проектирования уточнить аэродинамические и весовые характеристики самолетов семейства модификаций.
Библиографические ссылки
1. Шейнин В. М., Макаров В. М. Роль модификаций в развитии авиационной техники. М. : Наука, 1982.
2. Шейнин В. М., Козловский В. И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов : в 2 т. М. : Машиностроение, 1977.
3. Югов О. К., Селиванов О. Д. Согласование характеристик самолета и двигателя. М. : Машиностроение, 1975.
Результаты расчетов
Модификации RRJ60 RRJ75 RRJ95
Взлетная масса, кг 38585 42280 45880
Коммерческая нагрузка**, кг 6000 7500 9800
Топливо, кг 10685 11610 8677
Центровка, % 15 17 22
Приращение коэффициента профильного сопротивления фюзеляжа -0,00076 - 0,00064
Приращение коэффициента балансировочного сопротивления самолета 0,00019 - 0,00042
Сумма приращений коэффициентов сопротивления -0,00058 - 0,00106
Крейсерское качество 16,256 15,988 15,495
Крейсерская скорость**, км/ч 829 829 829
Удельный расход топлива**, кг/кгс-ч 0,658* 0,670 0,670
Относительная масса топлива 0,277 0,275 0,189
Дальность**, км 5000 5000 4600
Максимальная дальность, км 7879 6816 5996
Двигатели с двумя уровнями тяги, взаимозаменяемые для всех самолетов семейства RRJ. Для самолета RRJ60 используется двигатель с пониженным уровнем тяги.
Заданные значения.
N. B. Prihodko, V. V. Frolov Komsomolsk-па-Лшиге State Technical University, Russia, Komsomolsk-па-Лшиге
THE DEFINITION OF WEIGHT AND AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF FAMILY MODIFICATION AIRCRAFTS TAKING INTO CONSIDERATION THE DEEP UNIFICATION PRINCIPLE
The definition of weight and aerodynamic characteristics of family modification aircrafts got with the help of the deep unification principle is considered. The connection between geometrical dimension of fuselage and weight and aerodynamic characteristics of aircraft is revealed.
© Приходько Н. Б., Фролов В. В., 2010
