CC BY
262
2008
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 125
УДК 532.59; 532.527
ОЦЕНКА ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПЕРСПЕКТИВНОГО БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
В.В. СИДЕНКО, Ю.Н. СВИРИДЕНКО
Статья представлена доктором технических наук, профессором Кублановым М.С. Работа выполнена при поддержке РФФИ, грант № 06-08-01264.
Рассматривается перспективный БПЛА вертикального взлета и посадки, оснащенный подъемно-маршевым устройством с тандемной установкой вентиляторов. Определена эффективность предложенного ЛА.
Введение
Полезность вертикального взлета и посадки (ВВП) для перспективных беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) не вызывает сомнений. Возможность ВВП расширяет не столько возможности БПЛА, сколько области и условия их применения. Это очень важно, т.к. позволяет применять их на флоте, в условиях горной местности и городской среды. Вопрос в том, чего это стоит. БПЛА, выполненные по вертолетной схеме с несущим винтом, позволяют выполнить ВВП с наибольшей энергетической эффективностью, т.к. этот вариант обеспечивает наименьшую нагрузку на ометаемую поверхность несущего винта, а, значит, наибольшую тягу на единицу мощности. Однако в горизонтальном полете такие летательные аппараты энергетически неэффективны в связи с низким значением аэродинамического качества.
В настоящей статье рассмотрена схема БПЛА с подъемно-маршевым устройством, (ПМУ) [1] состоящим из гондолы с дополнительным соплом в нижней части с двумя оппо-зитно установленными в передней и задней части гондолы вентиляторами. Такая схема позволяет на режиме вертикального взлета направить поток от обоих вентиляторов вниз, а на режиме крейсерского полета - назад, путем флюгирования заднего вентилятора. При этом площадь миделя ПМУ в два раза меньше площади двух вентиляторов. Это, с одной стороны, повышает аэродинамическое качество в крейсерском полете, а с другой, в два раза уменьшает удельную нагрузку на ометаемую поверхность вентилятора, повышая тягу на единицу мощности. Несмотря на это, нагрузка на ометаемую поверхность вентилятора все равно существенно выше, чем у вертолетной схемы и такие ЛА требуют большей энерговооруженности на взлетном режиме. Поэтому для них требуются силовые установки с высокой степенью форсирования на взлетном режиме. Так, БПЛА с вентиляторами диаметром 1 м, оснащенный двигателем с взлетной мощностью 36 л.с., может иметь взлетную массу около 100 кг. А при условии десяти-двадцатисекундного форсирования двигателя до 70 л.с. может иметь взлетную массу около 160 кг. При наклонном взлете без разбега и висения взлетная масса может быть увеличена до 180 кг.
Относительно высокая нагрузка на крыло и ометаемую поверхность вентиляторов обеспечивает низкую восприимчивость БПЛА к порывам ветра и турбулентности атмосферы, что выгодно отличает его от ЛА вертолетной схемы.
Предлагаемая концепция является попыткой найти эффективный компромисс между жесткими требованиями вертикального взлета и необходимостью обеспечения длительного полета БПЛА на крейсерском режиме, в том числе и в сложных метеоусловиях.
Компоновочная схема
Предлагаемый летательный аппарат выполнен по схеме "бесхвостка" (рис. 1) с высокорасположенным стреловидным крылом.
Рис. 1. Общая схема БПЛА
Крыло состоит из двух консолей, имеющих разъемное соединение с фюзеляжем. На консолях с прямой задней кромкой расположены элевоны для продольного и поперечного управления. Крыло выполнено из углепластика и состоит из двух склеенных между собой половин - верхней и нижней. Кессон крыла имеет разъем по строительной плоскости. Сборка верхней и нижней половин крыла осуществляется при помощи клееболтового соединения с последующей термообработкой. Обшивки носка выклеиваются заодно кессоном и стыкуются аналогично по продольному разъему. В корневой части лонжерона выполнены узлы крепления крыла к фюзеляжу.
Фюзеляж полумонококовой конструкции в виде трубы переменного по длине сечения изготовлен из углепластика и конструктивно выполнен цельным неразъемным. В районе крыла и пилона под двигатель выполнены подкрепления в виде полушпангоутов, соединяющихся при сборке. Обшивка фюзеляжа трехслойная с сотовым заполнителем толщиной 6 мм - 8 мм. Фюзеляж имеет переменное по длине сечение - в носовой и хвостовой частях, в местах установки вентиляторов - круглое, а в средней части, в месте расположения крыла и нижнего сопла - эллиптическое.
Длина фюзеляжа - 1,8 м. Средний диаметр - 1 м. В носовой нижней части фюзеляжа (он же подъемная гондола) установлен обтекатель для размещения специального оборудования (рис. 1).
В средней части фюзеляжа вертикально (сверху вниз) установлен пилон для крепления двигателя с редуктором, имеющим два выходных вала - передний и задний. На этих валах в передней и задней частях фюзеляжа располагаются подъемно-маршевые вентиляторы с изменяемым шагом установки лопаток. Лопатки вентиляторов и направляющего аппарата выполнены из углепластика.
Выхлопная труба двигателя имеет Б-образную форму и выходит за пределы гондолы вверх. В нижнем вырезе фюзеляжа установлен ряд поворотных лопаток направляющего аппарата (рис. 2). Лопатки выполнены из углепластика постоянного по длине сечения. При помощи специального, например, электрического привода они могут синхронно поворачиваться относительно продольной оси, отклоняя поток вперед и назад, полностью закрывая вырез. Топливный бак размещен в центре масс ЛА, внутри гондолы (фюзеляжа). Для этого может использоваться полость между внутренней и внешней обшивками гондолы. Шасси лыжного типа выполнено из пластиковых труб.
Рис. 2. Схема подъемно-маршевого устройства Общие характеристики рассматриваемого БПЛА приведены в табл. 1.
Таблица 1
Хорда ВО 400 мм
Площадь ВО 0,24 м2
Удлинение ВО 1,5
Сужение ВО 1,0
Диаметр вентиляторов 900 мм
Длина гондолы 1800 мм
Площадь миделя ЛА 1.05 м2
Площадь омываемой поверхности ЛА 10.3 м2
Двигатель ГТД Т50 -Т100 50 л.с. -100 л.с.
Длина БПЛА 2100 мм
Размах крыла 3000 мм
Корневая хорда крыла 600 мм
Концевая хорда крыла 300 мм
Площадь крыла 1,35 м2
Удлинение крыла 7,0
Сужение крыла 2,00
Длина элевона 600 мм
Длина вертикального оперения (ВО) 600 мм
Весовая сводка 4-х вариантов БПЛА, отличающихся мощностью двигателя, приведена в табл. 2.
Таблица 2
Мощность двигателя (л. с.) 50 75 100 125
Взлетная масса (кг) 112 145 165 190
Крыло (кг) 5,8 6,1 6,4 7,4
Г ондола (с двигателем, вентиляторами) (кг) 72,5 86,5 96,5 106,5
Двигатель (кг) 16 24 32 40
Силовая установка (пилон, системы, вентиляторы, валы, обтекатели) (кг) 32 38 40 42
Г ондола (кг) 24,5 24,5 24,5 24,5
Шасси (кг) 1,3 1,5 1,6 2,2
ВО (кг) 1,15 1,15 1,15 1,15
Оборудование и управление (кг) 12,0 12,0 12,0 12,0
Итого (кг) 86,95 107,25 117,65 128,1
Полезная нагрузка (кг) 16,5 16,5 16,5 16,5
Итого (кг) 109 123,75 134,15 144,6
Запас топлива ВВП (кг) 3 16 30,85 45,4
Невырабатываемый остаток (кг) 0,5 0,5 0,5 0,5
Навигационный запас (кг) 1,0 1,0 1,0 1,0
Расходуемый запас (кг) 1,5 14,5 29,35 43,9
Удельный расход топлива Се (г/л.с.) 300 300 300 300
Видно, что с ростом мощности двигателя масса конструкции ЛА (при неизменном составе и массе полезной нагрузки) возрастает непропорционально, а именно, слабее. Соответственно возрастает запас топлива. При этом не следует забывать, что в расчетах тяги всех трех вариантов БПЛА КПД вентилятора для упрощения принимался одинаковым. Однако понятно, что с ростом мощности по достижении некоторого предела КПД начнет падать. Поэтому в расчетах третьего и четвертого вариантов КПД вентилятора уменьшен на 5 %.
Расчет летно-технических характеристик БПЛА
Для расчета невязкого обтекания компоновки БПЛА использовался панельный метод с симметризацией гидродинамических особенностей на несущих поверхностях (крыло, оперение, механизация) [2]. Поверхность крыла моделировалась набором четырехугольных панелей, отличающихся друг от друга законом распределения особенностей. Панели, моделирующие ненесущие элементы, имеют постоянное распределение источников. Панели несущих элементов имеют линейное распределение вихрей по хорде и постоянное распределение источников. Панели, находящиеся внутри фюзеляжа и замыкающие вихревые системы правого и левого крыльев, имеют линейное распределение завихренности. Вихревая пелена моделируется ломаными линиями, состоящими из вихревых отрезков. Струи двигателей моделируются панелями с постоянным распределением завихренности.
Данный панельный метод использовался для оценки несущих свойств БПЛА на режимах горизонтального полета, определения распределения давления по его поверхности и оценки индуктивного сопротивления аппарата.
Расчетная модель БПЛА в панельном представлении и зависимости су = су(а), ш2 = ш2(а) в линейном диапазоне углов атаки для данной компоновки БПЛА показаны на рис. 3.
Рис. 3. Аэродинамические характеристики и расчетная модель БПЛА
Продольный момент вычислялся относительно точки, расположенной в центре гондолы (по длине и высоте). Для обеспечения балансировки на крейсерском режиме полета (су кр = 0,3) концевые сечения крыла закручены на угол е= -2,5° относительно бортовых сечений.
Суммарные аэродинамические характеристики БПЛА для крейсерского режима полета в первом приближении определяются в соответствии с методикой, представленной в работе [3], с учетом данных, полученных при расчете компоновки панельным методом. Оценка коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе дает значение сх0 = 0,0330.
Для аппроксимации поляры БПЛА использовалась следующая формула:
„2 ( Л Л
= Сх0 +‘
Р
1 1
у 1 eff 1 prof J
здесь 1е£т = 5 - эффективное удлинение компоновки, определенное из расчета индуктивной поляры; Ірт^- = 25 - эмпирическая поправка на рост профильного сопротивления с увеличением су. Поляра в крейсерской конфигурации самолета представлена на рис. 4.
Рис. 4. Поляра БПЛА в крейсерской конфигурации
Основанный на полученных данных расчет дальности и продолжительности полета вариантов БПЛА данной схемы с различной мощностью двигателя показал, что для варианта БПЛА 50 л.с. запаса топлива достаточно только для взлета и посадки.
Зависимость дальности и продолжительности полета от высоты и скорости полета для варианта БПЛА 100 л.с. при взлетной массе 165 кг представлена на рис. 5.
900 г 800
< 700
Н"
Ш 600
с 500 л
I- 400
о
О 300 с 200
<
=1 100
— —
— 180км час
— — 270км/час
—ЗЬОКМ час
500
1000
1500
2000
2500
3000
4.5
3.5
2.5 ■----------------
1.5
0.5
180К М/ЧАС
270КМ/ЧАС
360К М/ЧАС
500
1000
1500
2000
2500
3000
ВЫСОТА ПОЛЕТАМ
ВЫСОТА ПОЛЕТАМ
Рис. 5. Дальность и продолжительность полета
Обобщая полученные результаты, можно построить зависимость времени полета от мощности двигателя (рис. 6). Видно, что в принятой размерности БПЛА мощность двигателя 50 л.с. явно недостаточна, и следует использовать двигатель мощностью не менее 100 л.с.
Обсуждение полученных результатов
у
с
X
Рассмотрена схема перспективного БПЛА вертикального взлета и посадки с оригинальным подъемно-маршевым вентиляторным устройством. Относительно невысокая (для вентилятора) нагрузка на ометаемую площадь (1,40 кН/м2) обеспечивает удовлетворительную
экономичность при вертикальном взлете и посадке. Проведены оценки летно-технических характеристик для различных вариантов БПЛА предложенной схемы, отличающихся мощностью силовой установки. Показано, что для БПЛА выбранной размерности наиболее эффективной является силовая установка мощностью порядка 100 л.с. - 125 л.с.
t (ч)
Рис. 6. Зависимость продолжительности полета от мощности двигателя
ЛИТЕРАТУРА
1. Сиденко В.В., Свириденко А.Н. Предварительная оценка варианта городского аэротакси вертикального взлета и посадки // Научный Вестник МГТУ ГА, сер. Аэромеханика и прочность. 2007. № 111. С. 135 - 139.
2. Глушков Н.Н., Инешин Ю.Л., Свириденко Ю.Н. Применение метода симметричных особенностей для расчета обтекания дозвуковых летательных аппаратов // Ученые записки ЦАГИ. 1989. Т. ХХ, №1.
3. Бадягин А.А, Мухаммедов Ф.А. Проектирование легких самолетов. - М.: Машиностроение, 1978.
ASSESSMENT OF THE CONCEPT OF UNMANNED VTOL PLANE
Sidenko V.V., Sviridenko Yu.N.
A project of a unmanned VTOL plane equipped with lift-cruise engine with a tandem fan arrangements. The feasibility of the concept has been determined.
Сведения об авторах
Сиденко Владимир Владимирович, 1948 г.р., окончил ХАИ (1972), кандидат технических наук, старший научный сотрудник ЦАГИ, автор 45 изобретений, 8 научных работ, область научных интересов - разработка новых схем ЛА, сложных авиационных и общемашиностроительных конструкций и решение сопутствующих научных проблем.
Свириденко Юрий Николаевич, 1958 г.р., окончил МФТИ (1981), кандидат технических наук, начальник сектора ЦАГИ, автор более 50 научных работ, область научных интересов - аэродинамика, аэродинамическое проектирование ЛА, применение искусственных нейронных сетей в аэродинамическом проектировании.
