CC BY
167УДК 629.7.016.82
ГРНТИ 78.25.13
МЕТОДИКА ВЫБОРА РАЦИОНАЛЬНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ И ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ОДНОРАЗОВОГО ПРИМЕНЕНИЯ
В.В. ВЕРТЕБНЫЙ
ВУНЦВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)
В статье предложена методика выбора рациональной аэродинамической компоновки и основных характеристик ударных беспилотных летательных аппаратов одноразового применения для использования тактическими подразделениями сухопутных войск. В рамках методики обосновываются массово-габаритные характеристики транспортно-пускового контейнера, также использованы репликативные искусственные нейронные сети при выборе профиля крыла беспилотного летательного аппарата и геометрии лопасти воздушного винта.
Ключевые слова', летательный аппарат, беспилотный летательный аппарат одноразового применения, барражирующий боеприпас, транспортно-пусковой контейнер, аэродинамическая компоновка, аэродинамические характеристики, метод дискретных вихрей, искусственные нейронные сети.
METHODOLOGY FOR THE SELECTION OF THE RATIONAL AERODYNAMIC
LAYOUT AND THE BASIC CHARACTERISTICS OF THE SINGLE-USE UNMANNED
AIRCRAFT
V.V. VERTEBNYY
MESC AF «N.E. Zhukovsky and Y.A. Gagarin Air Force Academy» (Voronezh)
In the article proposed a methodology for choosing a rational aerodynamic layout and the main characteristics of single-use shock unmanned aerial vehicles for use by tactical units of the ground forces. Within the framework of the methodology, the mass-dimensional characteristics of the transport and launch container are justified, replicative artificial neural networks are also used when choosing the wing profile of an unmanned aerial vehicle and the geometry of the propeller blade.
Keywords: aircraft, single-use unmanned aerial vehicle, loitering munition, transport and launch container, aerodynamic layout, aerodynamic characteristics, discrete vortex method, artificial neural networks.
Введение. Применение беспилотных летательных аппаратов (БЛА) в вооруженных конфликтах давно стало нормой, более того целесообразность их применения вместо пилотируемых летательных аппаратов постоянно возрастает, также расширяется область и способы их применения. БЛА, несущие вооружение, имеют большой вес и размеры, а также требуют оборудованных взлетно-посадочных полос или больших пусковых установок, часто требующих отдельного автомобиля, для их взлета и посадки, следовательно, непригодны для использования тактическими подразделениями без соответствующих средств обеспечения.
Совершенствование методов ведения боевых действий способствует поиску новых способов применения БЛА. С недавнего времени появилось новое направление - это поиск цели в труднодоступном месте, ее распознавание и поражение с максимальной точностью, например, живой силы противника, объектов инфраструктуры, военной техники. То есть,
точное поражение конкретного объекта с минимальным нанесением ущерба окружающим возможно и на удалении при использовании БЛА нового типа. Разновидность БЛА нового типа получила свое наименование - «барражирующий боеприпас (ББ)» или «беспилотный летательный аппарат одноразового применения (БЛА ОП)».
Актуальность. На прошедшей с 17 по 21 февраля 2019 года оборонно-промышленной выставке в Абу-Даби (ОАЭ) состоялась презентация ББ под названием «КУБ» компанией ZALA AERO входящей в группу компаний «Калашников». Компания является одним из ведущих производителей БЛА различного назначения в РФ, основное направление -разведывательные системы. Аппарат «Куб» анонсировался как революционное решение, которое изменит облик боевых действий, но на самом деле он не являются первооткрывателем в сфере разработки БЛА ОП. К настоящему времени разработано множество вариантов аппаратов данного типа, которые имеют различный облик и характеристики, которые представлены в таблице 1. В литературе [1] также рассматриваются такие понятия как разведывательно-ударное средство, беспилотный ударный комплекс либо разведывательно-ударный комплекс. В работе рассматриваются БЛА ближнего действия с максимальной массой носимого комплекта не более 16 кг, так такие аппараты возможно необходимы для тактических подразделений сухопутных войск звене рота-батальон.
События последних лет, связанные с применением таких систем, показывают их возрастающую важность как высокоточного оружия. Так, 4 августа 2018 года было совершено нападение на президента Венесуэлы, в результате которого пострадали охранники. БЛА, начиненный взрывчаткой C-4, был уничтожен на подлете к трибуне снайпером.
В январе 2018 года на авиабазу Хмеймим в районе Латакии было совершено нападение с применением аппаратов сделанных из подручных средств, которые летели в автоматическом режиме и скидывали минометные боеприпасы на аэродром, нанося повреждения личному составу и технике.
Ярким примером явилось применение БЛА ОП при атаке на нефтеперерабатывающий завод в Абкайке на востоке Саудовской Аравии 14 сентября 2019 года. Последствия повлекли к сокращению мировой добычи нефти на 5%, общий урон сотни миллионов долларов в день, при ориентировочной цене одного аппарата, по оценке экспертов, около 15 тысяч долларов.
Анализ данных, представленных в таблице 1 , показывает, что все аппараты имеют различные взлетные массы, массы боевых частей, габаритные размеры, аэродинамическую компоновку, что непосредственно влияет на их эффективность. Соотношение массы боевой части к взлетной массе колеблется в широком диапазоне.
Одноразовость применения требует уменьшение стоимости в разы по сравнению с многоразовыми аналогами, что требует применения в конструкции рационально выбранных дешевых комплектующих не оказывающих решающее влияние на эффективность выполнения поставленных задач. В то же время должна обеспечиваться большая продолжительность полета, для длительного нахождения в районе расположения противника, что требует от компоновки БЛА больших значений аэродинамического качества.
В свою очередь масса боевой части и ее тип существенно влияют на поражение объекта, а увеличение общей массы конструкции, как правило, ведет к увеличению ее стоимости, которая в конечном счете влияет на экономический эффект.
В общем виде структура методики представлена на рисунке 1. Формирование и выбор аэродинамической компоновки - сложная творческая задача, которая тяжело поддается формализации, а также должна решаться для каждого объекта индивидуально. Под аэродинамической компоновкой подразумевается совокупность признаков, определяющих особенности БЛА, а также компоновкой называют процесс синтеза отдельных элементов конструкции в единое целое.
Постановка задачи. Ставится задача, по разработке ударного БЛА ОП, позволяющего повысить эффективность тактических подразделений сухопутных войск. При формировании
ТЗ, необходимо обработать большой объем информации, провести анализ средств поражения противника, разработанных БЛА, средств ПВО противника, всех факторов влияющих на выполнение задач.
Таблица 1 — Характеристики БЛА ОП
№ п/п Название БПЛА 1кр, м 1ф (Dm), м Швзл., кг Щ5ч, кг V, км/ч L, км
1 Hero 120 0,6 1,5 (0,6) 12,5 3,5 120 40
2 Orbiter 2,2 1 10,3 2,2 140 50
3 Switch-blade 0,7 0,61 (0,2) 2,7 0,225 158 10
4 Battle-hawk 0,6 0,3 (0,07) 1,3 0,34 100 5
5 Warmate 1,5 н.д. 4 0,4 150 10
6 Cl-901 1,5 1,2 (0,37) 9 2,7 150 15
7 Green dragon 1,4 н.д. 15 3 н.д. 40
8 Tiger 0,6 0,3 (0,05) 1,3 0,45 н.д. 3,2
9 КУБ 950 1210 (165) 15 3 130 50
10 Ланцет-3 н.д. н.д. 12 3 110 40
11 RAM 2,3 1,8 8 3 н.д. 30
12 Warble fly 1,65 1,35 6 2 100 н.д.
На основании сформулированной задачи, формируется начальная цель, в нашем случае: БЛА ОП должен запускаться из транспортно-пускового контейнера (ТПК) (желательно наземный, воздушный и надводный старты), быть компактным и мобильным, оперативным в применении.
Дальность полета ограничивается исходя из задач, решаемых подразделениями, для которых они предназначены и наиболее вероятной дальностью расположения важных объектов противника. В качестве важных объектов противника рассматриваются комплексы ПВО, пусковые установки высокоточного оружия и артиллерия, авиационная техника на стоянке, носители ядерного оружия, командные пункты различного уровня.
Боевая часть БЛА ОП должна позволять выводить из строя цели различной степени защищенности, поэтому желательно использование модульной конструкции, для оперативной смены БЧ перед применением. Экономическая эффективность должна быть выше эффективности средств огневого поражения выполняющих схожие задачи в настоящее время стоящих на вооружении и разрабатываемых для тактических подразделений сухопутных войск.
После постановки задачи, рассматриваются существующие требования, предъявляемые к БЛА, анализируются все аспекты применения данных аппаратов, в том числе все факторы влияющие на эффективное выполнение поставленных задач. На основе полученной информации, с учетом особенностей БЛА ОП формируются и обосновываются требования. Так как аэродинамическая компоновка определяется не только уровнем аэродинамического совершенства конструкции, но и массово-габаритными характеристиками всей номенклатуры оборудования, находящегося на борту, рассматриваются все возможные варианты характерных составных частей БЛА, таких как крыло, фюзеляж, оперение, двигатель, источники питания, воздушные винты и т.д.
Одним из требований к БЛА ОП является компактность и мобильность. Обеспечить их выполнение возможно при использовании запуска из ТПК, для которого, необходимо выбрать параметры самого контейнера. Расчет и обоснование ограничений по размерам носимого ТПК ведется исходя из среднестатистических размеров человека, для достижения минимального влияния на подвижность носителя контейнера, которым является оператор. Зная ограничения, формируем максимальные массово-габаритные характеристики конструкции БЛА ОП.
Анализ исследований роста мужского населения России показывает, что средний рост равен 1,765 м [2]. Средняя длина ног определяется по формуле 1ноги = Р/2 + 5 , что равно 0,9325
м при среднем росте [3]. Длина бедра в среднем равна длине голени с высотой стопы, то есть половине длины ноги. Таким образом, длина тела с головой в среднем равна на 0,8325 м плюс длина бедра 0,46625 м, получается 1,29875 м.
Рисунок 1 - Схема комплексной методики выбора рациональной аэродинамической компоновки и основных
характеристик ударного БЛА ОП
Данный показатель можно рассматривать как максимальную длину носимого ТПК, которая не будет оказывать влияние на мобильность оператора в боевой обстановке. Таким образом, длина БЛА ОП в сложенном положении не должна превышать показатель в 1,3 м. Стоить отметить, что актуальным вопросом является запуск не только с земли непосредственно оператором, но и запуск с различной бронетехники, а также воздушный старт с борта летательного аппарата. Чем больше таких барражирующих боеприпасов будет доставлено в заданный район и запущено, тем больше вероятность поражения целей противника. Анализ геометрических размеров БЛА ОП представленных в таблице 1 показывает, что максимальный размах крыла достигает значения I = 1,65 м, длина фюзеляжа 1ф = 1,5 м, что больше,
представленных выше, средних показателей для аппаратов со складными несущими поверхностями.
Большое количество экспериментальных исследований [4] показывают, что прямоугольное крыло имеет более высокое отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту силы лобового сопротивления при дозвуковых скоростях полета, чем другие формы крыла в плане, которые рассматриваются в данной работе. Еще одним преимуществом прямоугольного крыла является его простота изготовления, что немаловажно для дешевого БЛА ОП. Исходя из вышесказанного, получаем максимальные геометрические размеры ТПК: I = 1,25 м, к = Ь = 0,4 м.
Рассмотрим варианты складывания крыла и оперения. На способ складывания влияет количество узлов, позволяющих сложить несущие поверхности и геометрическая форма, а также взаимное расположение крыла, фюзеляжа и оперения. Например, при двойном складывании крыла, потребуется большая ширина ТПК и будет потерян его полезный объем. Данный вопрос можно решить применением фюзеляжа эллиптической формы, который в свою очередь обладает преимуществом - создает дополнительную подъемную силу по сравнению с фюзеляжем круглого сечения. Таким образом, полученные максимальные габаритные размеры позволяют сформулировать ограничения для БЛА ОП.
Главным элементов конструкции ЛА и БЛА самолетного типа, создающим аэродинамическую подъемную силу является крыло. Формы крыла разнообразны, каждая имеет свои плюсы и минусы. Большое влияние на величину сил действующих на крыла влияет форма его профиля. За время развития авиации на практике было применено большое количество различных форм профиля. При проектировании нового ЛА всегда стоит задача выбора лучшего варианта, в решении которой могут помочь современные достижения вычислительной техники. Рассмотрим особенности применения технологии искусственных нейронных сетей (ИНС) применительно к задаче генерирования новых профилей крыла с заданными характеристиками. Так как у нас имеются ограничения по максимальным геометрическим размерам БЛА, мы исходя из них, формируем требования к профилю - это максимальные размеры хорды и толщины профиля.
А 4 ^--- Максимальная толщина профиля крыла
<- С-------- Хорда профиля крыла ----
Рисунок 2 - Геометрические параметры профиля крыла
Имеется множество аэродинамических профилей, предназначенных для обучения ИНС. Трехслойная репликативная ИНС имеет входной и выходной слои, размерностью в 59 входов-выходов и узкое горло - скрытый слой размерностью в 6 нейронов. В результате обучения ИНС может воспроизводить на выходе тот же самый вектор, который подается на входной слой. Аэродинамические профили задаются уравнениями zua(x) и zla(x), описывающими их верхнюю и нижнюю части. Каждый профиль задается таблицей значений функций для 30 значений аргумента. Для остальных значений аргумента координаты контура находятся с помощью интерполяции сплайнами. Значения координаты х нормируются по длине хорды профиля и задаются в безразмерном виде от 0 до 1. В выбранной системе координат (рисунок 2) каждый профиль описывается вектором, состоящим из 57 чисел [5].
В работе [5] рассмотрена задача формирования профилей, верхняя часть которых проходит через точку с фиксированной координатой. Была обучена сеть, в которой координаты верхней поверхности профиля крыла подаются сразу на выходной слой. ИНС позволяет генерировать объекты с заданными характеристиками, что позволяет создавать именно те объекты, которые интересуют проектировщика, не обрабатывая все возможные. В результате на выходе получается множество профилей с заданными характеристиками (рисунок 3).
Компоновка БЛА разделяется на аэродинамическую, объемно-массовую и конструктивно-силовую [6]. В свою очередь определяющей основные ТТХ является аэродинамическая компоновка, поэтому она выбирается и рассчитывается первой, но как правило, после каждого вида компоновки она уточняется. На основании данных, полученных на прошлых этапах необходимо сформировать конкретные варианты компоновок. Каждая компоновка характеризуется множеством конструктивно-компоновочных решений Ру, а каждое решение вектором геометрических, конструктивных и аэродинамических параметров П;. Следовательно, аэродинамическая компоновка характеризуется совокупностью признаков Р^ технических решений Ру, и их проектных параметров.
Рисунок 3 - Профили крыла, сгенерированные ИНС.
Пример типовой матрицы признаков, технических решений, характеристик и проектных параметров, определяющих компоновку БЛА представлен в таблице 2. Матрица представляет собой формализованное описание проектных решений по компоновке БЛА ОП. На основе данных представленных в матрице оцениваем совместимость различных технических решений с обеспечением принятых ограничений и выделяем допустимые технические решения Ру доп. С помощью таблицы толерантности технических решений проверяем на функциональную совместимость и удовлетворение условиям ограничений [7]. Из допустимых проектных решений формируем альтернативные варианты аэродинамической компоновки БЛА ОП, на основе использования подхода морфологического синтеза, связанного с применением универсальных физических критериев, типа обобщенного коэффициента полезного действия (КПД). Перебор систем осуществляется методом направленного градиентного спуска по критерию суммарного обобщенного КПД. Если принять, что у р^ой системы число вариантов
исполнения может изменяться от 1 до т, то можно сформатировать морфологическую матрицу вида (1), каждый элемент которой представляет вариант исполнения конкретной подсистемы, если вариант отсутствует, в матрице проставляется 0.
A =
P11 P12... Pm p210 ... 0
P31 Рз2 ...Рзт Pn1 Pn2 ...Р nm
(1)
Для оценки рациональности каждого варианта структуры введены понятия нормализованного коэффициента aи суммарного критерия оптимальности az для всей
структуры в целом aj}- для каждого варианта задается на основании экспертных оценок, причем
" .-«min .-„min
интервально, в виде двух значений аг] и аг] , при г = 1, n, j = 1, т, где n - число признаков, а т - число альтернативных вариантов по г-му признаку [14]. Любой вариант подсистем для реализации требует определенного объема, что учитывается объемным коэффициентом ßj,
который аналогично задается экспертным путем интервально в виде ßß™, ßß"*. На коэффициенты ßj накладывается ограничение, заключающееся в том, что суммарный объем ß0 равен единице.
ßo =Yßj =1
(2)
г=1
Также строятся матрицы совместимости Q, так как не все варианты могут быть реализованы и матрица реализуемости так как на практике каждый вариант может быть реализован с некоторой вероятностью. Задача выбора компоновки выглядит следующим образом:
а^ = maxmax ^а, Wj
(3)
Таблица 2 - Типовая матрица признаков, технических решений, характеристик и проектных параметров БЛА
Признак Pi Технические решения Pij Характеристики и проектные параметры ns
Количество и поперечная ориентация крыльев P1-1 Плоское n
P1 P1-2 «Х» образное кр
P1-3 «+» образное ¥
P2-1 Прямоугольное Аф, ^кр
P2 Форма крыла в плане P2-2 Трапецевидное l Y кр > Акр
P2-3 Стреловидное
P2-4 Треугольное
Pi Pij
при параметрических ограничениях:
a™n < aj < j, г = Ü, j = , £ ß = 1
г=1
и функциональных ограничениях:
(4)
ati & Q, i = 1, n, j = 1, m .
(5)
Решение задачи параметрического выбора а^ осуществляется методом комбинированного поиска экстремума. Решается задача:
f = max aj П aWj
(6)
i=i
Поисковый шаг при удачной попытке имеет следующий вид:
ajk) = j + Мк (^ + £) ma,
(7)
где aj) - последнее лучшее значение i-го варьируемого параметра; Мк - масштаб поискового шага; Scori - градиентная составляющая поискового шага; £ - случайная составляющая поискового шага; ma - индивидуальный масштаб изменения i-го варьируемого параметра.
На этапе структурного выбора делается nk шагов с соответствующими коэффициентами
...min ..„max • л • л г г
aj, a j , a j , i = 1, n, j = 1, m выбор которых однозначно определяется выбранными вариантами подсистем.
В методе оценивается вероятность достижения глобального экстремума W с заданной точностью е за N шагов структурного выбора. Соответствующая зависимость выводится из известной оценки:
M - w )< JW (1 - W)
N
N
(8)
где M - количество удачных реализаций (поисковых шагов); tp - статистический коэффициент.
Вероятность может быть принята 0,997, для которой ^ = 3. В итоге имеет место следующая оценка необходимого количества поисковых шагов:
N
9W (1 - W)
(9)
Результатом решения рассматриваемой задачи является множество вариантов аэродинамических компоновок, соответствующих оптимальному сочетанию коэффициентов
аО', i = 1, п , ] = 1, m по которым определяются основные параметры и характеристики системы.
Что позволяет рассмотреть большое количество возможных вариантов структур. В общем виде алгоритм решения поставленной задачи выглядит следующим образом [14]:
1. Формирование множества функциональных расчетных задач;
2. Формирование допустимого множества обобщенных признаков компоновки БЛА {Pi};
3. Формирование морфологической матрицы альтернативных вариантов по признакам компоновки А = {Рц };
4. Интервальное задание коэффициентов эффективности каждого варианта:
<п < аг] < ар, i = й, ] = 1т;
2
е
а
ор:
±в]
5. Интервальное задание объемных коэффициентов каждого варианта: < /3^ < /3™х, 1 = 1, п, ] = 1, т ;
6. Формирование морфологической матрицы несовместимости подсистем и технических решений по ним: 2 = ^^^ };
7. Назначение для вариантов подсистем коэффициентов реализуемости: Рц, 1 = 1,п,
] = 1, т;
8. Формирование текущих вариантов структур с помощью датчика случайных чисел;
9. Проверка функциональных ограничений на совместимость вариантов;
10. Комбинированный поиск экстремума критерия за пк поисковых шагов;
11. Выделение множества альтернативных вариантов структур, соответствующих
г], где в - мера близости, назначаемая исследователем;
12. Определение основных параметров и характеристик компоновки в целом по полученным коэффициентам а°р>:, / = 1, п, ] = 1, т .
В целом, представленный алгоритм, решает задачу генерации вариантов, которые впоследствии оцениваются с помощью моделей аэродинамики, заметности, массы конструкции и стоимости. На основании полученных данных строится компоновочная схема каждого варианта и далее оценивается их эффективность. Далее, путем сравнения полученных характеристик и критериев с заданными, выбирается наиболее подходящий рациональный вариант компоновки. Если в результате структурно-параметрического синтеза не были получены варианты, отвечающие всем требованиям, рассматривается адекватность выбора признаков в матрице, их количество при необходимости расширяется для поиска более подходящих технических решений. Так в результате проведения исследований с использованием представленной методики получены 7 вариантов компоновок БЛА ОП, представленные на рисунке 4.
Рисунок 4 - Аэродинамические компоновки полученных схем БЛА ОП
Оценка аэродинамических характеристик представленных компоновок происходит при помощи метода дискретных вихрей. Рассмотрим общую постановку нестационарной нелинейной задачи расчета аэродинамических характеристик. Движение БЛА рассматривается в стандартных подвижных прямоугольных системах координат и совершается по произвольным законам. Считается, что БЛА абсолютно жесткое твердое тело, не испытывающее
деформаций [9]. Движение БЛА происходит в безграничной покоящейся несжимаемой среде. Внешние массовые силы отсутствуют.
Для расчета аэродинамических нагрузок (полной аэродинамической силы Яа и
аэродинамического момента М), действующих на БЛА, необходимо решить задачу о его обтекании [10].
Задача об обтекании БЛА, заключается в определении потенциала скорости ДФ(/"',/), удовлетворяющего уравнению Лапласа (10) и граничным условиям (11).. .(14):
Дф(г",?) = 0, г ёЁ^ст,
' а2 а2 а2 ^
А = —т +—7 + —-
дх ду &
(10)
- условию непротекания на поверхности £ БЛА:
УФ= (ЕЯ,
где - внешние нормали к поверхности £БЛА;
- условию убывания возмущений на бесконечном удалении от а:
|УФ(г,^)| —>0, |ф(г,^)| —>0, |г| —»со
(11)
(12)
- кинематическому условию совместности течений и условию отсутствия перепада давлений на поверхности а:
е ст
(13)
- условию Чаплыгина-Жуковского-Кутта о конечности скорости на линиях Ь:
р+(г^) = р_(г^), УФ и+(г,г) = УФ и геЬ. (14)
Решение задачи об обтекании БЛА с учетом (11)...(14) позволяет определить в безграничном пространстве поля возмущенных скоростей и давлений с использованием интеграла Коши-Лагранжа (15), следовательно, и реакцию среды на БЛА.
р 2 д1
(15)
Решение уравнения Лапласа (10) относительно потенциала скорости Ф(г,0 заключается в определении потенциала ф(/",0 двойного слоя распределенного по поверхностям £ и а,
(16)
где срДг,?) - потенциал двойного слоя, распределенный по поверхности фп - потенциал
двойного слоя, распределенный по поверхности а .
Скорости движения точек поверхности тангенциального разрыва а определяются дифференциальным уравнением вида:
с^г -•-
-= ¥ (гл), Г<Е<5.
Выполнение условия непротекания (11) сводит задачу (16) к решению двумерного сингулярного интегрального уравнения вида:
471 • СП дп5 \г — г \ А-гг •> гап г!и \г — г I
Г - Г(
4л дп дп„
V
(17)
Таким образом, для решения задачи о нестационарном обтекании самолета используется двумерное сингулярное интегральное уравнение с особенностью, различные аспекты и особенности решения которого в применении к МДВ представлены в работах [9, 10]. Для получения зависимостей саа (а), К (а), суа (сха) нам необходимо знать величину коэффициента
силы лобового сопротивления при нулевой подъемной силе сх0, так как в рамках МДВ
производится расчет коэффициента силы индуктивного сопротивления сх1. А величина
коэффициента силы лобового сопротивления вычисляется:
с = с „ + с ..
ха х 0 XI
Оценить необходимые характеристики позволяет инженерная методика [11]. Проведены исследования аэродинамических характеристик вихревых схем с помощью МДВ. Результаты представлены на рисунках 5-7.
Таким образом с точки зрения обеспечения наибольшей продолжительности полета выступает схема № 2, обладающая наибольшим уровнем аэродинамического совершенства при углах атаки от 6 до 7 градусов, определяемым аэродинамическим качеством. Если рассматривать в качестве критерия максимальную подъемную силу, то наиболее выгодной является схема № 4, обладающая самым большим значением коэффициента подъемной силы равным 1,16 при угле атаки 8 градусов. При выборе компоновки с минимальным сопротивлением выигрывает схема № 4, имеющая минимальный коэффициент силы лобового сопротивления во всем диапазоне углов атаки. С точки зрения маневренности, которая обеспечивается созданием перегрузки, выгодным вариантом является схема 2. Так как пространственное расположение крыла позволяет создавать боковую силу равную по величине подъемной силе, а не создавать крен и увеличивать подъемную силу как у других схем.
К 5
4
3
2
1
0
ч
* / -С V ч N ч ч ч ч
✓ ¿) / • — • ч \ V
/ У •• V г'; л \
— • • Схема
1
.........Схема
2
---Схема
3
- • - Схема
4
--Схема
5
0 1 2345 6789 10 а Рисунок 5 - Зависимости аэродинамического качества от угла атаки компоновок БЛА ОП
^ха
0,4 0,35 0,3 0,25 0,2 0,15 0,1 0,05 0
✓
✓ ✓
* ✓ ж *
у» у X * ^^
_
1.— ......
• • Схема 1
Схема 2
Схема
3
Схема
4
— Схема
5
Схема
6
0 1 2345 6789 10 а1
Рисунок 6 - Зависимости коэффициента силы лобового сопротивления от угла атаки компоновок БЛА ОП
с.
1,2 1
0,8 0,6 0,4 0,2 0
'уа
у.
1 ' / 'у
✓ • ✓ 'Л •'-С* •** ^
—Л_
✓
✓
— • • Схема
1
.........Схема
2
---Схема
3
- • - Схема
4
--Схема
5
-----Схема
6
0 1 2345 6789 10 а Рисунок 7 - Зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки компоновок БЛА ОП
В целом, представленный математический аппарат, позволяет быстро с достаточной точностью определять аэродинамические характеристики различных компоновок БЛА ОП, необходимые для проведения комплексных исследований их эффективности и выбора рационального варианта. Для оценки эффективности полученных вариантов используется методика, все аспекты применения которой подробно изложены в работах [12-14], но с учетом особенностей БЛА ОП.
Выводы. С применением предложенной методики выбора рациональной аэродинамической компоновки ударного БЛА ОП проведены исследования, в результате которых получены различные варианты облика аппаратов соответствующие заданным требованиям компактности, высокого уровня аэродинамических характеристик, размещения на борту высокоэффективной боевой части, выбираемой в условиях боевых действий в зависимости от типа поражаемых объектов противника. Использованный в методике, метод дискретных вихрей позволил быстро и с высокой точностью определить широкий спектр аэродинамических характеристик разработанных схем БЛА ОП, необходимых для оценки их эффективности. Технология ИНС, представленная в методике, позволила уменьшить габаритные размеры БЛА ОП, что повлияло на облик и массово-габаритные характеристики ТПК, при сохранении высокого уровня аэродинамических характеристик самого аппарата, на расчетном режиме полета.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Исламов В.К., Петрашко О.И. Модель оценки эффективности поражения объектов с применением разведывательно-ударных средств // Информационно-измерительные и управляющие системы. № 6. Т. 15. 2017. С. 20-28.
2. Nicola Davis. Tall story? Men and women have grown taller over last century, study shows // The Guardian. 2016. Jul 26. [Электронный ресурс]. Режим доступа: http://www.theguardian.com/science/2016/jul/26/tall-story-men-and-women-have-grown-taller-over-last-century-study-shows. (дата обращения 02.02.20).
3. Механик Н.С. Основы пластической анатомии. М.: Искусство, 1958. 350 с.
4. Желанников А.И. Аэромеханика: учебное пособие / А.И. Желанников. М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2007. 396 с.
5. Дорофеев Е.А., Свириденко Ю.Н. Применение искусственных нейронных сетей в задачах аэродинамического проектирования и определения характеристик летательных аппаратов // Труды ЦАГИ. 2002. № 2655. С.156-159.
6. Проектирование самолетов / М.А. Погосян и др. М.: Инновационное машиностроение, 2018. 864 с.
7. Гусейнов А.Б., Трусов В.Н. Проектирование малозаметных летательных аппаратов. М.: МАИ, 2014. 288 с.
8. Кондалов М.В., Головнев А.В. К вопросу о выборе численного метода расчета аэродинамических характеристик // Труды XIV Всероссийской НТК «Авиакосмические технологии» (АКТ-2013) / ВГТУ. Воронеж, 2013. 408 с.
9. Белоцерковский С.М., Ништ М.И. Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью. М.: Наука, 1978. 352 с.
10. Нелинейная теория крыла и ее приложения: Монография / Т.О. Аубакиров и др. Алматы: «Гылым», 1997. 448 с.
11. Расчет аэродинамических характеристик самолета: методическое пособие по выполнению контрольного задания / С.В. Селезнев и др. Воронеж.: ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н. Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина, 2016. 84 с.
12. Трохов Д.А, Туркин И.К. К вопросу проектирования беспилотного летательного аппарата для решения разведывательных задач на море. // Труды МАИ, 2017. № 78. [Электронный ресурс]. Режим доступа: http://trudymai.ru/published.php?ID=53735. (дата обращения 01.03.2020).
13. Гусейнов А.Б., Трусов В.Н. Модели формирования облика малозаметных летательных аппаратов. М.: МАИ, 2017. 404 с.
14. Болховитинов О.В. Боевые авиационные комплексы и их эффективность / О.В. Болховитинов и др. М.: ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 2008. 225 с.
REFERENCES
1. Islamov V.K., Petrashko O.I. Model' ocenki effektivnosti porazheniya ob"ektov s primeneniem razvedyvatel'no-udarnyh sredstv // Informacionno-izmeritel'nye i upravlyayushchie sistemy. № 6. T. 15. 2017. pp. 20-28.
2. Nicola Davis. Tall story? Men and women have grown taller over last century, study shows // The Guardian. 2016. Jul 26. [Elektronnyj resurs]. Rezhim dostupa: http://www.theguardian.com/science/2016/jul/26/tall-story-men-and-women-have-grown-taller-over-last-century-study-shows. (data obrashcheniya 02.02.20).
3. Mekhanik N.S. Osnovy plasticheskoj anatomii. M.: Iskusstvo, 1958. 350 s.
4. ZHelannikov A.I. Aeromekhanika: uchebnoe posobie / A.I. ZHelannikov. M.: VVIA im. prof. N.E. ZHukovskogo, 2007. 396 p.
5. Dorofeev E.A., Sviridenko YU.N. Primenenie iskusstvennyh nejronnyh setej v zadachah aerodinamicheskogo proektirovaniya i opredeleniya harakteristik letatel'nyh apparatov // Trudy CAGI. 2002. № 2655. pp.156-159.
6. Proektirovanie samoletov / M.A. Pogosyan i dr. M.: Innovacionnoe mashinostroenie, 2018.
864 p.
7. Gusejnov A.B., Trusov V.N. Proektirovanie malozametnyh letatel'nyh apparatov. M.: MAI, 2014. 288 p.
8. Kondalov M.V., Golovnev A.V. K voprosu o vybore chislennogo metoda rascheta aerodinamicheskih harakteristik // Trudy XIV Vserossij skoj NTK «Aviakosmicheskie tekhnologii» (AKT-2013) / VGTU. Voronezh, 2013. 408 p.
9. Belocerkovskij S.M., Nisht M.I. Otryvnoe i bezotryvnoe obtekanie tonkih kryl'ev ideal'noj zhidkost'yu. M.: Nauka, 1978. 352 p.
10. Nelinejnaya teoriya kryla i ee prilozheniya: Monografiya / T.O. Aubakirov i dr. Almaty: «Gylym», 1997. 448 p.
11. Raschet aerodinamicheskih harakteristik samoleta: metodicheskoe posobie po vypolneniyu kontrol'nogo zadaniya / S.V. Seleznev i dr. Voronezh.: VUNC VVS «VVA imeni professora N.E. ZHukovskogo i YU.A. Gagarina, 2016. 84 p.
12. Trohov D.A, Turkin I.K. K voprosu proektirovaniya bespilotnogo letatel'nogo apparata dlya resheniya razvedyvatel'nyh zadach na more. // Trudy MAI, 2017. № 78. [Elektronnyj resurs]. Rezhim dostupa: http://trudymai.ru/published.php?ID=53735. (data obrashcheniya 01.03.2020).
13. Gusejnov A.B., Trusov V.N. Modeli formirovaniya oblika malozametnyh letatel'nyh apparatov. M.: MAI, 2017. 404 p.
14. Bolhovitinov O.V. Boevye aviacionnye kompleksy i ih effektivnost' / O.V. Bolhovitinov i dr. M.: VVIA im. N. E. ZHukovskogo, 2008. 225 p.
© Вертебный В.В., 2020
Вертебный Василий Владимирович, адъюнкт, Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж), Россия, 394064, г. Воронеж, ул. Старых Большевиков, 54А, vasilvv1973@gmail.com.
