CC BY
149
ВОЕННО-СПЕЦИАЛЬНЫЕ НА УКИ
УДК 623 -9+627.7: [069+016.8]
РАЗРАБОТКА НЕСЪЁМНОЙ ПУШЕЧНОЙ УСТАНОВКИ ДЛЯ ЛЕГКОМОТОРНОГО САМОЛЁТА С ТУРБОВИНТОВЫМ
ДВИГАТЕЛЕМ
Ф.С. Беклемшцев, K.M. Тихонов, В.П. Селиванов
Приведены результаты эскизного проектирования и оценки влияния на динамику полёта, управляемость и устойчивость летательного аппарата несъемной пушечной установки под авиационную пушку ГШ-23Л для боевого самолёта с турбовинтовым двигателем, создание которого возможно на базе учебно-тренировочного самолёта ОАО «ЭМЗ им. В.М. Мясищева» М-107. Исходя из размещения установки в нижней части фюзеляжа ЛА, разработана система синхронизации стрельбы с положением лопастей винта двигателя.
Ключевые слова: легкомоторный самолёт, несъёмная пушечная установка, стрельба через плоскость вращения винта, динамика полёта.
Легкомоторные самолёты имеют достаточно большую область применения как в гражданской, так и в военной авиации. Одним из вариантов их применения в военной сфере является использование таких аппаратов в качестве учебно-транспортного самолета (УТС) в системе подготовки летного состава. Среди УТС можно выделить самолёты, оснащенные турбовинтовым двигателем (ТВД). Эксплуатация УТС с ТВД в сравнении с использованием подобных аппаратов с турбореактивным двигателем характеризуется более низкими затратами.
В настоящее время у ведущих мировых разработчиков УТС с ТВД (Швейцарии, США, Бразилии и др.) практикуется создание учебно-боевых самолётов (УБС) и легких штурмовиков на базе национальных моделей УТС. Типичными представителями этого класса самолётов являются самолёты:
Швейцарии - легкий ударный самолёт Pilatus РС-9(М), рассчитанный на перенос боевой нагрузки массой до 1040 кг на 6 точках подвески: бомб различной массы, 2 контейнеров СС420 с 30-мм пушкой, неуправляемых ракет [1];
США - легкий штурмовик AT-6B, созданный на базе УТС T-6 Texan II, оборудованный двумя 12,7-мм пулемётами, а в качестве боевой нагрузки способный нести бомбы общего назначения, бомбы с лазерным наведением, ракету с лазерным наведением AGM 114 Hellfire [2];
Бразилии - учебно-боевой самолёт Embraer EMB 314 Super Tucano, созданный на базе УТС EMB-312 Tucano, рассчитанный на перенос боевой нагрузки до 1500 кг [3].
Стремительное внедрение компьютерных технологий и достижения в области бортовой авионики позволяют вести речь о возможности разработки и создания на базе легкомоторных самолётов беспилотных летательных аппаратов (БЛА). В настоящее время рядом стран созданы подобные аппараты:
Россией - БЛА на базе тренировочного самолёта L-39, снаряженный противотанковой вёртолетной ракетой КВР 9А4172 комплекса «Вихрь»;
Францией - разведывательный БЛА Sperwer B, несущий две ракеты Spike LR [4];
Израилем - всепогодный тактический БЛА Elbit Hermes 900, который может быть вооружен 4 вёртолетными ракетами AGM-114 Hellfire или 2 управляемыми авиационными бомбами GBU-12 Paveway II [5];
США - ударный БЛА MQ-1 (и его модификации), модификация тактического разведывательного БЛА RQ-5 Hunter MQ-5B, вооруженный авиационными бомбами GBU-44/B Viper Strike [6], разведывательный БЛА RQ-7 Shadow, на который возможна подвеска крылатой управляемой бомбы STM Phase II [7].
В настоящей работе представлены результаты эскизного проектирования НСПУ под авиационную пушку ГШ-23Л для боевого самолёта с ТВД. В качестве прототипа ЛА используется УТС ОАО «ЭМЗ им. В.М. Мясищева» М-107 (рис. 1) [8].
Рис. 1. УТС ОАО «ЭМЗ им. В.М. Мясищева» М-107
210
Рис. 2. Общий вид самолёта М-107 и предполагаемое место размещения НСПУ на нём
211
Разработка конструкции НСПУ. При разработке эскизного проекта конструкции установки принято её размещение в нижней части фюзеляжа ЛА (рис. 2) [8].
Основным силовым элементом установки является лафет. Он обеспечивает крепление и фиксацию оружия в пространстве для ведения стрельбы, а также воспринимает и передает нагрузки, возникающие при стрельбе и от воздействия аэродинамических сил. Крепление пушки ГШ-23Л к лафету осуществляется с помощью двух штатных узлов: силового заднего и поддерживающего переднего [9]. Силовой узел крепления воспринимает все составляющие нагрузки со стороны оружия, включая основную составляющую - продольную нагрузку. Поддерживающий узел крепления воспринимает только поперечные составляющие нагрузки и обеспечивает свободный откат-выкат оружия при его перемещениях в процессе стрельбы. В установке используется конструкция силового узла с байонетным соединением. Поддерживающий узел крепится на лафете втулками. Конструкция переднего и заднего узлов крепления, способы фиксации их на лафете и регулировка представлены в [9]. Крепление лафета к самолёту осуществляется при помощи четырёх точек подвески к элементам силового набора фюзеляжа посредством анкерного болтового соединения через обшивку ЛА.
Система боепитания размещена в тракте питания. Предполагается, что тракт расположен в левом крыле самолёта. Конструкция крыла позволяет разместить в нём тракт питания с боезапасом в количестве 120 снарядов. В случае невозможности размещения боекомплекта в крыле ЛА может быть рассмотрен вариант размещения его непосредственно внутри установки.
Отвод стреляных гильз осуществляется в продольном направлении вперёд по гильзоотводу в набегающий поток. Так как установка размещается на легкомоторном самолёте с относительно невысокой скоростью полёта, принято решение, что звенья патронной ленты также выбрасываются в поток. При этом предполагается, что выброс звеньев не приведёт к повреждению обшивки носителя.
Общий вид модели самолёта с установленной НСПУ и крепление лафета к силовому набору ЛА показаны на рис. 3.
Разработка системы управления огнём (СУО) при стрельбе из пушки через плоскость, ометаемую винтом ТВД. На самолёте М-107 в носовой части фюзеляжа установлен турбовинтовой двигатель М60№ или его модификация GE Н80 с тянущим пятилопастным малошумным винтом У-510 [8]. В связи с тем, что НСПУ установлена в нижней части фюзеляжа, стрельба осуществляется через плоскость, ометаемую винтом. Для того чтобы обеспечить условия осуществления безопасной стрельбы, необходимо разработать соответствующий блок СУО, который обеспечивает синхронизацию процесса стрельбы и вращения винта. Частота вращения воз-
душного винта У-510 изменяется в диапазоне от 1700 до 2080 об/мин [10]. Для определения положения снаряда при пролёте между лопастями воздушного винта необходимо знать время тзад от момента подачи импульса
до достижения снарядом плоскости, ометаемой винтом.
а
Рис. 3. Разработка конструкции НСПУ: а - общий вид модели самолёта с установленной НСПУ; б - крепление лафета
к силовому набору ЛА
213
Принципиальная схема СУО. Управление огнём осуществляется за счёт подачи напряжения на обмотку электромагнита электроспуска пушки. В случае если стрельба безопасна, напряжение на электроспуске есть, в противном случае, цепь электроспуска размыкается электронным контактором.
На рис. 4 представлена принципиальная схема СУО, основой которой является датчик Холла, установленный на оси винта и позволяющий определить его угловое положение. Датчик Холла - индуктивный датчик, действующий на основе эффекта Холла - необходим для определения положения лопастей воздушного винта. Получаемая от датчика информация обеспечивает организацию стрельбы через плоскость, ометаемую винтом. Для работы датчика Холла на валу двигателя закреплены шторки из ферромагнитного материала, вращающиеся вместе с валом, а сам датчик уста-иовлеи таким образом, чтобы шторки вращались в его проёме.
т
Рис. 4. Принципиальная схема СУО
При помощи конденсатора С1, стабилитрона У01 и резистора R1 организован параметрический стабилизатор напряжения. Напряжение стабильно за счёт нелинейных свойств регулирующего элемента (стабилитрона У01). Конденсатор С1 служит для обеспечения устойчивости стабилизатора и для снижения пульсаций на выходе.
Подтягивающий резистор Я2, включенный между проводом питания и сигнальным проводом, образует цепь, обеспечивающую «подтяжку» сигнала к питанию, и гарантирует поступление на транзистор УТ1 напряжения высокого уровня, которое необходимо для его открытия.
Затворный резистор R3 увеличивает время «отпирания» и «запирания» транзистора. Если не использовать затворный резистор и не принимать мер по разумному увеличению длительности времени «отпирания» и «запирания» транзистора, то весьма велика вероятность, что транзистор самопроизвольно «откроется» тогда, когда на него не подано напряжение, со всеми вытекающими последствиями.
При помощи полевого транзистора УТ1 осуществлено управление электромагнитом К1. На его затвор по сигнальному проводу подаётся напряжение, чтобы разрешить течение тока со стока; затвор заземляется, чтобы заблокировать ток. При отсутствии напряжения на сигнальном проводе транзистор «закрыт», ток заблокирован. При появлении сигнала на затворе транзистор «открывается» и ток со стока проходит на исток.
При помощи диода VD2, включенного параллельно электромагниту К1, выполняется защита обмотки электромагнита от возникающего при его отключении броска напряжения.
Определение безопасной зоны для стрельбы между лопастями винта. При определении безопасной зоны для стрельбы учитываются три параметра: техническое рассеивание снарядов, диаметр снарядов и ширина лопасти винта.
Величина среднего квадратического отклонения рассеивания от принимается равной 0,001 рад, тогда максимальное отклонение рассеивания изменяется в диапазоне от ± 3от до ±0,003 рад. Для 23-миллиметровой пушки диаметр снаряда принимается равным 25 мм, так как учитывается, что части медного ведущего пояска могут оставаться на снаряде после его вылета из канала ствола.
При определении зоны технического рассеивания снарядов в плоскости вращения винта и зоны, зависящей от диаметра снарядов, учитывается межосевое расстояние между осью винта и осью канала ствола пушки. Для определения зоны технического рассеивания снарядов также необходимо учитывать расстояние от дульного среза стволов до плоскости, оме-таемой винтом. Предполагается также, что при движении от среза ствола до плоскости вращения винта снижение снаряда равно нулю.
Пролёт снарядов между лопастями воздушного винта. Рассмотрим пролёт снарядов между лопастями винта при двух частотах вращения: минимальной (1700 об/мин) и максимальной (2080 об/мин). Стрельба ведётся короткими очередями по 10 выстрелов, зона небезопасной стрельбы (см рис. 5, a) составляет 5° влево и вправо от оси симметрии лопасти, время тзад = 0,0218 с (для отображения процесса применён метод обращённо-
го движения - винт остановлен, а точки попадания снарядов в плоскость, ометаемую винтом, перемещаются по часовой стрелке). При этом принято,
что первый выстрел осуществляется в момент времени, когда одна из лопастей занимает крайнее нижнее положение непосредственно напротив среза ствола.
На минимальной частоте вращения (см. рис. 5, б) все 10 выстрелов производятся без прерывания, а на максимальной скорости (см. рис. 5, в и 5, г) девятый выстрел из очереди попадает в зону небезопасной стрельбы. Система управления огнём, обесточив электроспуск, не позволит пушке совершить этот выстрел.
а
в
б
Рис. 5. Пролёт снарядов между лопастями воздушного винта: а - зона небезопасной стрельбы; б - положение выстрелов при минимальной частоте вращения воздушного винта; в, г - положение выстрелов при максимальной частоте вращения
воздушного винта
г
Исследование влияния НСПУ на динамику полёта ЛА в среде ЗтиНпк/МаМаЬ. Система дифференциальных уравнений динамики движения ЛА разработана на основе известного метода линеаризации возле
опорной траектории (движения центра масс) и разделения движения на продольное и боковое (для симметричного ЛА самолётного типа) [11]. При этом принимаются следующие допущения:
- углы атаки и рыскания опорного режима малы, что позволяет пренебречь малыми значениями тригонометрических функций;
- составляющие частоты вращения ЛА в невозмущённом полёте малы, что позволяет пренебречь слагаемыми, содержащими эти переменные;
- в невозмущённом движении боковые кинематические параметры и углы отклонения органов управления боковым движением являются достаточно малыми величинами.
В результате система линеаризованных уравнений движения ЛА распадается на две независимые подсистемы: первая определяет продольное возмущённое движение ЛА, а вторая - боковое возмущённое движение. Поскольку необходимо разработать систему стабилизации для продольного канала, рассматриваются только уравнения продольного возмущённого движения.
Продольное движение раскладывается на две составляющие: быстрое (быстро затухающее) и медленное (медленно затухающее) движения. У летательного аппарата с автоматической системой управления этап медленного движения обычно не успевает развиться. Объясняется это тем, что система стабилизации реагирует на изменение кинематических параметров в медленном движении соответствующими отклонениями органов управления, после чего возникает новое возмущённое движение. Таким образом, допустимым является рассмотрение только первого этапа возмущённого движения - быстрого движения.
Учитывая вышеуказанные упрощения, получим следующую систему уравнений продольного движения:
~а00^ - а02а - а03бв + а05Xв,
(¡г
(ю
г _
(г (а
= -а11®г - а12а - ап5в + а^Ы^,
= -а42а + ю г, (г
(1)
где ау - динамические коэффициенты, характеризующие динамические свойства ЛА [11]:
ХГ - РГ Л/ Xа + Ра Сад^ф + Ра 2
аоо =- 1/ с, ао2 =-=--- м / с ,
т т т
X бв сбв ^ мф о 1
а03 =-=-м/с , ао5 =— 1/кг,
т т т
С(П
а13
а42 -
М< 2
м|в
ю 7 т2 2
qSbА ЬА
V
1/с, а^2
М
а
mzqSbА 1/с2 12 ''
т2 в
I,
ФЬА 1/с2,
а15
— 1/(кг • м2),
1 Т
а
са qS + Р
Р + Г -у. Л.
--—- 1/с.
(2)
mV mV
Стабилизация продольного движения ЛА осуществляется путём отклонения рулей высоты. Угол отклонения рулей высоты 8в:
5в
-Д.
к в д+к ю2 ю 2:
(3)
л
где Кв - передаточный коэффициент системы стабилизации от угла тан-
гажа на руль высоты, Кю 2 - передаточный коэффициент системы стабилизации от угловой скорости на руль высоты.
Управление скоростью полета осуществляется путём изменения тяги двигателей автоматом тяги (АТ). Он необходим для стабилизации скорости полёта с одновременной стабилизацией траектории центра масс ЛА. Изменение тяги автомат осуществляет через дополнительный сигнал к отклонению рычага управления двигателем (РУД) 8 р:
У йУ
5р--куу-ку а .
(4)
У
где Кр - передаточный коэффициент системы стабилизации от скорости
ЛА, Ку - передаточный коэффициент системы стабилизации от ускорения ЛА.
Таким образом, система дифференциальных уравнений продольного движения (1), учитывая (3) и (4), принимает окончательный вид:
^У
-5р - а00у - а02а - а03§в + а05Xв,
Ж dю 2
йг
йа йг
а 1<ю2 - а12а - а1з§в + «15м
2в *
-а42а + ю 2.
(5)
Описание элементов, входящих в состав модели. В рассматриваемой модели, созданной в среде Simulink, проводится исследование влияния НСПУ на динамику полёта ЛА. Модель можно разделить на две основные подсистемы:
- подсистему, имитирующую отдачу, создаваемую авиационным артиллерийским оружием (ААО);
- подсистему продольного движения ЛА, содержащую дифференциальные уравнения и элементы системы стабилизации продольного движения ЛА.
В подсистеме отдачи формируются возмущающая сила Хв и возмущающий момент Ы2в (в модели используется усредненное значение усилия отдачи), а также 5 очередей стрельбы (стрельба ведётся короткими очередями по 10 выстрелов (^очереди = 0,1875 с), временной промежуток
между очередями равен 3 с).
В момент времени, когда стрельба не ведётся, значения возмущающей силы и возмущающего момента становятся равными нулю.
В состав подсистемы продольного движения ЛА (рис. 6) входят четыре подсистемы: три подсистемы, описывающие одно из дифференциальных уравнений, входящих в систему (5), и подсистема, описывающая элементы системы стабилизации продольного движения.
Рис. 6. Общий вид подсистемы, описывающей продольное движение ЛА, и подсистем, входящих в неё
В подсистеме элементов системы стабилизации продольного движения ЛА осуществляется вычисление угла отклонения рулей высоты 8в и рычага РУД 8 р по формулам (3) и (4). Значения передаточных коэф-
фициентов системы стабилизации подобраны таким образом, чтобы время переходных процессов было характерным для времени переходных процессов легкомоторного ЛА.
Результаты моделирования. Результаты моделирования влияния НСПУ на динамику полёта ЛА, отображающие изменение во времени угла тангажа Ф и угловой скорости ю2, представлены на рис. 7.
а
б
Рис. 7. Результаты моделирования: а - изменение во времени угла тангажа Ф; б - изменение во времени угловой скорости ю 1
Выводы
1. Созданная в рамках разработки эскизного проекта конструкция НСПУ может быть применена на рассматриваемом самолёте без кардинальной переработки его конструкции.
2. Разработанная принципиальная схема СУО с синхронизацией стрельбы с положением лопастей винта двигателя позволяет вести безопасную стрельбу из высокотемпного оружия.
220
3. По результатам моделирования влияния стрельбы из НСПУ на динамику полёта можно говорить о её несущественном влиянии на управляемость и устойчивость ЛА.
Список литературы
1. Pilatus PC-9(M) // Авиационная энциклопедия «Угол неба». [Электронный ресурс] URL: http : //airwar.ru/enc/attack/pc9.html (дата обращения 12.07.2015).
2. David A. Fulghum, Trainer Re-training // Aviation Week & Space Technology. 2012. Vol.173. № 17. P. 48-51.
3. EMB-314 Super Tucano // Авиационная энциклопедия «Угол неба» [Электронный ресурс] URL: http : //airwar.ru/enc/other/stucano .html (дата обращения 12.07.2015).
4. SPERWER Tactical UAV System [Электронный ресурс] URL: http://defense-update.com/products/s/sperwer.htm (дата обращения 12.07.2015).
5. Elbit UAV Hermes 900 // Defensa.pe - Tecnología y Actualidad Militar [Электронный ресурс] URL: http://defensa.pe/forums/showthread.php/6202-Elbit-UAV-Hermes-900 (дата обращения 12.07.2015).
6. TRW, IAI RQ-5 Hunter // Авиационная энциклопедия «Угол неба» [Электронный ресурс] URL: http://www.airwar.ru/enc/bpla/rq5.html (дата обращения 12.07.2015).
7. Сверхмалые бомбы: оружие для легких БПЛА // Военное обозрение. [Электронный ресурс] URL: http : //topwar.ru/46574-sverhmalye-bomby-oruzhie-dlya-legkih-bpla.html (дата обращения 12.07.2015).
8. «Проектный ряд легких самолетов на базе ЛМС М-101Т». [Электронный ресурс] URL : http://www.aviatp .ru/upload/iblock/93 a/ceczsdrbeoof%20xo-01eu%20c1k.pdf (дата обращения 12.07.2015).
9. Сушков С.А., Струцкий В.Г., Данеко А.И. Механика авиационных робототехнических систем (авиационные артиллерийские установки) М.: Дрофа, 2006. 368 с.
10. Степанов С.М. Конструкция и эксплуатация двигателя M601F-22(32) самолёта М101Т Ульяновск: УВАУ ГА, 2006. 115 с.
11. Лебедев А. А., Чернобровкин Л.С. Динамика полёта беспилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973. 616 с.
Беклемищев Филипп Сергеевич, инж., philipsmsk@gmail.com, Россия, Москва, Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет),
Тихонов Константин Михайлович, канд. техн. наук, доц., декан, de-kan7@mai.ru, Россия, Москва, Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет),
Селиванов Виталий Петрович, заместитель начальника ЛИК ОСКБЭС МАИ по лётной работе, vipetsel47@,mail.ru, Россия, Москва, Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет)
DEVELOPMENT OF NONREMOVABLE CANNON MOUNTING FOR SINGLE-ENGINE TURBOPROP AIRCRAFT
F.S. Beklemishchev, K.M. Tikhonov, V.P. Selivanov
The results of outline design and assessment of the influence of the nonremovable cannon mounting for aircraft cannon GSh-23L for single-engine turboprop combat aircraft on aircraft's flight dynamics, controllability and stability are described. The creation of the single-engine turboprop combat aircraft is possible on the basis of the training aircraft М-107 produced by the JSC «Myasishchev Design Burea». Taking into account the NCM's location in the bottom part of the aircraft fuselage, the system for shooting synchronization with the position of the propeller blades has been developed.
Key words: single-engine aircraft, nonremovable cannon mounting, shooting through the propeller rotation plane, flight dynamics.
Beklemishchev Filipp Sergeevich, engineer, philipsmsk@,gmail.com, Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute (National Research University),
Tikhonov Konstantin Mikhaylovich, candidate of technical sciences, docent, decan, dekan7@mai.ru, Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute (NationalResearch University),
Selivanov Vitaliy Petrovich, deputy head of FRC OSKBES MAI for flight affairs, vi-petsel47@mail.ru, Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute (National Research University)
