CC BY
11
ЕСТЕСТВЕННЫЕ НАУКИ
УДК 504.062.2 Д. Г. ВОЛЬСКОВ
КОНЦЕПЦИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С МИНИМАЛЬНЫМ КОЛИЧЕСТВОМ ВЫБРОСОВ ВРЕДНЫХ ГАЗОВ В АТМОСФЕРУ
Рассматривается конструкция как самого летательного аппарата, так и аэродромного обеспечения для минимизации выбросов вредных газов в атмосферу.
Ключевые слова: экология, сжиженное углеводородное топливо, прямоточные воздушно-реактивные двигатели, конструкция летательного аппарата
Фундаментальные изменения в идеологию проектирования летательных аппаратов уменьшат возрастание выбросов авиационных парниковых газов. Создание такого летательного аппарата для транспортной связи ближайших городов Российской Федерации (РФ) - одна из важнейших задач при проектировании концепта. Каждый крупный город на территории Российской Федерации имеет аэропорт, летательный аппарат с рейсовой скоростью до 600 км/ч снижает время передвижения между городами РФ, например, если по дорогам РФ время в пути занимает 4 часа, то при полёте скоростью 600 км/ч время снижается до 20 минут. При этом разгружаются дороги РФ и связанные с этим дорожные проблемы. Но основное требование к данному летательному аппарату - это минимальное количество выбросов авиационных парниковых газов.
Общий вид летательного аппарата представлен на рисунке 1.
Преимущества летательного аппарата:
• Отличная управляемость, в том числе с выключенным автопилотом.
• Высокий уровень управляемости во время ротационных действий.
• Низкая мощность двигателей в поступательном полёте.
• Хорошая шумо- и виброизоляция, высокий уровень комфорта в кабине.
Данные пилоту передаются на шлем и сенсорный экран с программно-аппаратных комплексов, расположенных по всему корпусу летательного аппарата (рис. 4). Программно-аппаратный комплекс помогает пилоту следить
© Вольсков Д. Г., 2017
за ситуацией, происходящей во время взлёта, посадки и полёта летательного аппарата, выводя на виртуальный экран все необходимые данные и предупреждая об опасности, прогнозируя развитие ситуации в штатном режиме. Программно-аппаратный комплекс включает в себя комплекс сенсоров: оптические камеры, СВЧ-радар, лед-дары и другие датчики. Вместе они отвечают за комплексное отслеживание объектов сцены в различных диапазонах спектра. Программно -аппаратный комплекс также оснащён высокоточным сенсором позиционирования на базе ГЛОНАСС/ОР8 и электронным гироскопом. Обработкой информации занимается компактный бортовой вычислитель.
Так как время в пути от взлёта до посадки минимальное, то основные функции пилотирования выполняет бортовой вычислительный центр. Пилот во время взлёта, движения и посадки летательного аппарата в основном только выбирает предлагаемые варианты решений выхода из сложившейся нестандартной ситуации. В случае если летательный аппарат попадёт в аварию, кабина пилота расположена таким образом, что позволит лётчику остаться в живых.
Для обеспечения летательного аппарата постоянной и стабильной электроэнергией используется вспомогательная силовая установка. Как и основные двигатели, вспомогательная силовая установка работает на сжиженном углеводородном топливе.
Фюзеляж летательного аппарата сделан по типу монокока и представляет собой часть хорды крыла, обеспечивающую максимальное аэродинамическое качество на дозвуковых скоростях полёта. Салон разделён на два яруса. На верхнем ярусе находится кабина пилотов. Данным
летательным аппаратом управляет один пилот. Пилот ведёт управление летательным аппаратом с помощью сенсорного экрана, а часть функций управления осуществляется с помощью голоса (рис. 2 и рис. 3).
В задней части фюзеляжа находится хвостовое оперение У-образного типа. Повышение эффективности управления достигается за счёт
вместно с управлением летательного аппарата вместе с несущими винтами. Показатель подъёмной силы регулируется одновременно сменой шага несущих винтов. За управление аппаратом по крену отвечает дифференциальное управление (рис. 5).
совмещения руля управления, руля высоты со-
Рис. 3. Пример шлема пилота с дополнительной реальностью
Рис. 4. Схема расположения датчиков программно-аппаратного комплекса для отображения реальных данных на сенсорный экран и шлем пилота летательного аппарата
Рис. 5. Схема У-образного оперения
Роботизированное шасси Рис. 6. Схема роботизированного шасси
СаГЛ»
Клмера сгорания Т1ЕРД
Рис. 7. Схема работы ПВРД
Рис. 9. Трансформация формы профилей несущего винта: а) на корне несущего винта двояковыпуклый несимметричный профиль; б) к концу несущего винта примеры клиновидных профилей; в) примеры робовидных профилей, расположенных возле ПВРД
Рис. 10. Схема кинематического дополнительного оборудования на аэродроме: 1 - специальные установки для запуска ПВРД
Проектируемый летательный аппарат имеет роботизированное четырёхопорное шасси. Роботизированное шасси позволяет летательному аппарату совершать подъём и плавный отрыв его от поверхности аэродрома. Роботизированное шасси обеспечивает плавность приземления в случае аварийной посадки при авторотации. Перемещение летательного аппарата по поверхности аэродрома с помощью роботизированного шасси предусмотрено лишь в крайних случаях (рис. 6).
На летательном аппарате предполагается использование привода, при котором крутящий момент винта создаётся при помощи силы реакции газов, которые вытекают из установленных по концам лопастей реактивных сопел или прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) (рис. 7). Отказ от механической трансмиссии облегчит и упростит конструкцию летательного аппарата, а также в значительной мере повлияет на весовое совершенство машины. Помимо этого, при реализации такой конструкции отсутствует реактивный момент несущего винта, а, следовательно, будет отсутствовать необходимость в громоздких и энергоёмких средствах его парирования, что также упростит компоновку летательного аппарата (рис. 8).
Основные кинематические параметры несущих винтов вышеописанного летательного аппарата: частота или угловая скорость вращения, угол атаки, углы общего и циклического шага.
Частота вращения nc - число оборотов несущих винтов в секунду. В аэродинамике летательного аппарата обычно рассматривают не частоту, а угловую скорость вращения несущих винтов а=2-ж-пс, определяющую их окружную скорость cR и окружное число Мо = (cR)/a, где а - скорость звука. Величина cR у всех современных летательных аппаратов вертикального и короткого взлёта равна 180-220 м/с (т. е. чем меньше диаметры несущих винтов, тем быстрее они вращаются, и наоборот). При этом М0 = 0,5...0,7.
Форма поперечных сечений (профилей) несущих винтов зависит от окружной скорости, как описано выше, поэтому у корня винта используется двояковыпуклый несимметричный профиль (рис. 9, а), а на концах несущих винтов используется ромбовидные (рис. 9, б) или клиновидные профили (рис. 9, в) в зависимости от скорости вращения. Данный синтез профилей винта позволяет обеспечить максимальную подъёмную силу всего несущего винта, тем са-
мым снизить количество лопастей винта до двух. На концах лопастей винта располагаются прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД). В производстве данный винт выполняется по аддитивной технологии или литьём под давлением, что в свою очередь снижает массу самого несущего винта. Внутри винтов расположены топливные трубки, которые передают сжиженное углеводородное топливо на ПВРД.
По литературным данным двигатели ПВРД начинают свою нормальную работу, когда скорость набегающего потока воздуха перед соплом достигает минимум 280 км/ч. Для разгона несущих лопастей винтов до заданной скорости на аэродромах предусмотрены специальные установки (рис. 10). Они позволяют раскрутить несущие винты летательного аппарата до начала работы ПВРД. После срабатывания ПВРД специальные установки автоматически убираются в пол аэродрома, а летательный аппарат начинает своё движение.
При наборе высоты ПВРД на концах летательного аппарата создают сильный шум. Сильный шум улавливается специальными шу-мопоглотительными установками (рис. 11) и преобразуется в электричество, что позволяет аэродромным службам функционировать, используя собственную электроэнергию.
Рис. 11. Фрагмент специальной аэродромной шумопоглотительной системы
Всё вышеописанное позволит фундаментально изменить идеологию проектирования летательного аппарата и снизить выбросы авиационных парниковых газов. Создание такого концепта летательного аппарата для транспортной связи ближайших городов Российской Федерации будет этому способствовать.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Вольсков Д. Г. Сертификация компонентов воздушных судов в методологии СЛЬ8-технологий // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. - 2014. -Т. 16, №6-2. - С. 406-411.
2. Маркова Е. В. Инновационный потенциал наукоёмкого предприятия авиационного космического комплекса // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. - 2014. - Т. 16, №6-2. - С. 501-504.
3. Вольсков Д. Г. Автоматизация технологичности в СЛЬ8-методологии при изготовлении деталей самолёта механической обработкой // Вестник Ульяновского государственного технического университета. - 2016. - №3 (75). -С. 53-57.
4. Вольсков Д. Г. Интегральные конструкции из полимерных композиционных материалов газотурбинных двигателей // Вестник Ульяновского государственного технического университета. - 2015. - №2 (70). - С. 50-55.
5. Вольсков Д. Г. Проектирование современного летательного аппарата на основе информационных технологий и кооперации // Вестник Ульяновского государственного технического университета. - 2015. - №3 (71). - С. 29-33.
6. Вольсков Д. Г. Эскизное проектирование летательного аппарата с авиационным комплексом в СЛБ-системе // Вестник Ульяновского го-
сударственного технического университета. -2015. - №4 (72). - С. 53-56.
7. Вольсков Д. Г. Исследование обратимости акустической эмиссии // Космос - дом человека будущего // Молодёжные научно-технические чтения, посвящённые 40-летию первого полёта человека в космос : Сборник материалов областной научно-практической конференции (8 апреля 2001 года). - Ульяновск : УлГТУ, 2001. - 80 с.
8. Вольсков Д. Г. Современные подходы к проектированию технологических процессов : Практикум. - Ульяновск : УлГТУ, 2016. - 69 с.
9. Вольсков Д. Г. Проектирование летательных аппаратов. Современные подходы : Практикум. - Ульяновск : УлГТУ, 2016. - 78 с.
10. Кобелев С. А., Вольсков Д. Г., Щеклеина О. В. Исследование акустической эмиссии стальных заготовок // Тезисы докладов XXXV научно-технической конференции. Часть 1. -Ульяновск, 2001. - 69 с.
Вольсков Дмитрий Геннадьевич, кандидат технических наук, доцент кафедры «Самолётостроение» ИАТУ УлГТУ. Имеет монографию, научные статьи в журналах ВАК, учебные пособия.
Поступила 22.03.2017 г.
УДК 531.1; 531.8 В. К. МАНЖОСОВ
МОДЕЛЬ ВРАЩАТЕЛЬНОГО УДАРА ТВЁРДОГО ТЕЛА ПО СТЕРЖНЮ
Рассмотрена волновая модель вращательного удара твёрдого тела по стержню, закрепленному в жёсткое основание. Для решения волнового уравнения используется метод бегущих волн. Угловая скорость, угловое ускорение и относительный угол закручивания поперечных сечений стержня определяются с использованием функций прямых и обратных волн.
Ключевые слова: удар, вращательный удар, стержень, волновое уравнение, метод бегущих волн, волна деформации, скорость поперечных сечений стержня, деформация в поперечных сечениях стержня.
Продольный удар жёсткого твёрдого тела по стержню с использованием волновой модели рассматривается в работах [1-6]. Однако исследования вращательного удара твёрдого тела по стержню с применением волновой модели не столь распространены, хотя есть много общего с волновой моделью продольного удара [7, 8, 9].
В данной работе рассмотрена волновая модель вращательного удара твёрдого тела по стержню, закреплённому в жёсткое основание. Твёрдое недеформируемое тело 1 (рис. 1) с осевым моментом инерции вращающееся со скоростью а>0, наносит крутильный удар в сечении х = 0 по защемлённому в сечении х = I однородному стержню 2.
© Манжосов В. К., 2017
