Комаров Ю.Ю. Проектирование и изготовление аэрокосмических аппаратов

Подождите немного. Документ загружается.

Г. И. Житомирский, И. С. Коскин

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

АНАЛИЗ ВЕСОВОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ

ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ В

КОНСТРУКЦИЯХ САМОЛЕТОВ ФРОНТОВОЙ АВИАЦИИ

Цель исследования весовой эффективности применения полимерных

композиционных материалов (ПКМ) в конструкциях самолетов фронто-

вой авиации заключается в поиске возможностей значительного снижения

массы конструкции и самолета в целом при широком их использовании,

значительной долей их применения в конструкциях современных боевых

самолетов и необходимости точного расчета весового эффекта от их при-

менения в рамках формирования рационального облика (ФРО) перспек-

тивных боевых авиационных комплексов на самых первых стадиях проек-

тирования.

Весовая эффективность применения ПКМ в конструкциях самолетов

определяется как величина снижения массы конструкции и самолета в

целом при использовании в конструкции 1 кг ПКМ. Величины снижения

массы конструкции и самолета в целом связаны коэффициентом роста

массы (КРМ) самолета, причем всегда КРМ

Следует отметить, что весовая эффективность применения ПКМ в кон-

струкциях самолетов сильно зависит от стадии проектирования. Это свя-

зано с тем, что условия расчета КРМ принципиально зависят от этапа про-

ектирования самолета, что приводит широкому диапазону значений этого

коэффициента. Максимального весового эффекта от применения ПКМ воз-

можно добиться именно на первых стадиях проектирования самолетов. В

этом случае наблюдается синергетический эффект снижения массы само-

лета по замкнутой цепи событий: снижение массы конструкции – снижение

расчетной полетной массы – снижение тяги силовой установки и размер-

ности планера – снижение массы топлива – снижение расчетных нагрузок

– снижение массы конструкции.

Статистика по серийным самолетам фронтовой авиации отечественной

и зарубежной разработки, а также по проектам перспективных боевых

авиационных комплексов показывает, что содержание ПКМ в их конструк-

циях достигает 40% (истребитель EF-2000) и более (беспилотные разве-

дывательные и ударные летательные аппараты).

Рациональный уровень применения ПКМ в конструкции самолетов

фронтовой авиации различного назначения сильно варьируется из-за спе-

цифических требований эксплуатации. Крайне необходимо определить его

еще на первых стадиях проектирования самолета и точно рассчитать весо-

вую эффективность применения ПКМ в рамках задачи ФРО.

Например, применение в конструкции фронтового штурмовика ПКМ

должно быть ограниченным, исключительно в несиловых зонах (обтекате-

ли, зализы, створки, рули) и возможно — для верхних панелей фюзеляжа

и киля. Это объясняется эксплуатацией штурмовика в условиях активного

огневого противодействия противника, причем основная угроза исходит

из передней и нижней полусферы от огня автоматического стрелкового

оружия и мелкокалиберной зенитной артиллерии. Количество воздействий

таково, что при эксплуатации в боевых условиях штурмовик будет воз-

вращаться с каждого вылета с десятками мелких повреждений. В таких

условиях на штурмовиках применяются бронирование, дублирование и

резервирование жизненно важных агрегатов, систем и экипажа, защита

топливных баков (ТБ) от взрыва, интеллектуальные средства защиты, про-

тиворакетный маневр, статически неопределимые конструктивно-силовые

схемы (КСС) агрегатов планера, компоновочные мероприятия по разне-

сению жизненно важных агрегатов, систем и коммуникаций. Металличе-

ская броня штурмовика в настоящее время не может быть заменена на

эффективную в весовом отношении конструкцию из ПКМ. Кроме того, са-

молеты фронтовой авиации отечественного производства, особенно штур-

мовики, должны иметь возможность эксплуатации с грунтовых взлетно-

посадочных полос (ГВПП). Эксплуатация самолетов с ГВПП характеризу-

ется наличием на них большого количества посторонних предметов, кото-

рые часто попадают на наземных маневрах в самолет, причем больше всего

попаданий в нижнюю и боковые поверхности средней (СЧФ) и хвостовой

частей фюзеляжа (ХЧФ) и хвостовое горизонтальное оперение (ГО). При

полетах на малых высотах самолеты фронтовой авиации сталкиваются с

проблемами пылевой эрозии передних тупых кромок, что не позволяет

применять ПКМ на передних кромках крыла, оперения, воздухозаборни-

ков. Хрупкий характер разрушения ПКМ из-за межслоевых сдвигов в мат-

рице определяет большую зону разрушения в сравнении с металлической

конструкцией. Ремонт в полевых условиях силовых конструкций из ПКМ в

ВВС не отработан, а замена панелей целиком приводит к высокой стоимо-

сти и трудоемкости технического обслуживания самолета и как следствие

— к низкому коэффициенту боеготовности парка самолетов. Поэтому в

зонах с повышенным риском повреждений в эксплуатации использовать

конструкции из ПКМ нецелесообразно.

Для фронтовых истребителей существуют свои эксплуатационные кри-

тические требования по применению ПКМ в конструкции. В данном слу-

чае на долю применения ПКМ больше всего влияет максимальная скорость

полета, точнее число Маха.

Самую большую долю применения ПКМ с максимальным весовым эф-

фектом можно реализовать в конструкции фронтовых истребителей с мак-

симальной скоростью полета М

2.1, поскольку диапазон температур на

поверхности обшивки планера лежит внутри диапазона эксплуатацион-

ных температур существующих ПКМ. Однако и в этом случае существуют

зоны с повышенной рабочей температурой, где использование ПКМ прак-

тически невозможно – это мотогондолы силовой установки на базе ТРДДФ

или ТРДФ, особенно в зонах форсажных камер. Вследствие большой тяго-

вооруженности современных фронтовых истребителей и размерности со-

временных силовых установок массовая доля металлических мотогондол

в конструкции планера достаточно велика.

Актуальны для фронтовых истребителей и требования по обеспече-

нию боевой живучести, только здесь основное огневое противодействие

исходит от истребителей, наземных и надводных зенитных комплексов

ПВО. Соответственно для фронтовых истребителей основным поражаю-

щим фактором является поток осколков от осколочной боевой части управ-

ляемой ракеты класса “воздух-воздух” или зенитной управляемой ракеты.

Наиболее атакоопасные направления для фронтовых истребителей – задняя

полусфера и передняя полусфера, причем воздействие – разовое. В таких

условиях применяемое на штурмовиках бронирование жизненно важных

агрегатов, систем и экипажа нецелесообразно по массе, поэтому применя-

ются защита ТБ от взрыва, интеллектуальные средства защиты, противора-

кетный маневр, статически неопределимые КСС агрегатов планера, дубли-

рование и резервирование жизненно важных агрегатов и систем, компоно-

вочные мероприятия по разнесению жизненно важных агрегатов, систем и

коммуникаций. Отсутствие металлической брони и менее жесткие требо-

вания по ремонту в полевых условиях позволяет значительно расширить

применение ПКМ в конструкциях фронтовых истребителей в сравнении

с штурмовиками. Появляется возможность широко использовать ПКМ в

фюзеляже, крыле и оперении.

Для фронтовых истребителей отечественного производства также пре-

дусматривается эксплуатация в ГВПП, что ограничивает применение ПКМ

в нижних и боковых поверхностях СЧФ и ХЧФ, а также хвостовом ГО при

его низком расположении. Зато головная часть фюзеляжа (ГЧФ), в отличие

от бронированной металлической ГЧФ штурмовика, может быть сделана

преимущественно из ПКМ.

Проблемы эрозии передних кромок крыла и оперения для фронтовых

истребителей так же актуальны, как и для штурмовиков. Разница в стре-

ловидности передних кромок крыла и оперения компенсируется ростом

максимальной скорости полета у земли.

Для фронтовых истребителей с максимальной скоростью полета

2.1

М 2.35 имеются дополнительные ограничения по применению су-

ществующих ПКМ в зоне воздухозаборников и воздушных каналов сило-

вых установок из-за торможения потока в них до дозвуковых скоростей с

нагревом.

Для сверхзвуковых перехватчиков с максимальной скоростью поле-

та М

2.35 использование существующих ПКМ в силовых конструкциях

практически невозможно, поскольку уровень их термостойкости не покры-

вает эксплуатационный диапазон температур перехватчика. Здесь ПКМ

могут успешно применяться только в деталях конструкции, защищенных

от аэродинамического нагрева, таких, как отсеки оборудования, кабина

экипажа.

Разработка новых ПКМ с высокой термостойкостью и уровнем меха-

нических и эксплуатационных характеристик выше, чем у металлических

сплавов, является сложной научно-технической задачей, поскольку проч-

ность таких ПКМ определяется прочностью полимерной матрицы и проч-

ностью ее связи с армирующим заполнителем; механические свойства всех

полимеров с ростом температуры падают быстрее механических свойств

конструкционных металлических сплавов. Возможный прогресс по тер-

мостойкости композиционных материалов связывается с применением ме-

таллических, керамических, углеродных матриц, однако их механические

свойства приближаются к свойствам металлических сплавов, стоимость

чрезмерно высока, а технологичность понижена.

В долгосрочной перспективе с появлением гиперзвуковых ЛА ПКМ

могут успешно применяться только в деталях конструкции, защищенных

от аэродинамического нагрева, таких, как отсеки оборудования, кабина

экипажа, криогенные топливные баки. В основной силовой конструкции

гиперзвуковых ЛА применение маловероятно, поскольку потребуется ком-

плекс внешних теплозащитных покрытий (ТЗП), аналогичный воздушно-

космическим самолетам (ВКС), который для длительного полета ЛА (де-

сятки минут и более) неэффективен по массе, во внешних охлаждаемых

конструкциях использование ПКМ нерационально, а в горячих возможно

применение только жаропрочных композиционных материалов с неорга-

нической матрицей.

Необходимо отметить, что ПКМ в конструкциях самолетов фронтовой

авиации сегодня в основном применются в зонах с доступом для наружного

осмотра — больше всего в панелях планера, выходящих на теоретический

контур.

Использование ПКМ в деталях внутреннего, т.е. не выходящего на тео-

ретический контур, силового набора конструкций самолетов фронтовой

авиации, таких, как шпангоуты, лонжероны, стенки и плато, ограничено

проблемами боевой живучести и ремонтопригодности. Например, обес-

печить необходимую боевую живучесть конструкции многолонжеронного

крыла можно только при применении ряда металлических лонжеронов,

что исключает возможность создания продольного набора крыла только из

ПКМ. Именно поэтому истребитель 5-го поколения F-22 имеет продоль-

ный набор крыла из титановых силовых лонжеронов и вспомогательных

лонжеронов из ПКМ.

Рациональный уровень применения ПКМ в конструкции самолетов

фронтовой авиации различен в каждом конкретном агрегате планера. На-

пример, для мелких несиловых деталей (обтекатели, зализы, створки, рули)

доля применения ПКМ достигает 80-100%. В оперении самолетов фрон-

товой авиации доля применения ПКМ может достигать 50-90%, в крыле

– 50-80%, а в фюзеляже – всего 20-30%. Вследствие того, что масса фю-

зеляжа определяет массу планера, суммарная доля ПКМ в конструкции

самолетов фронтовой авиации достигает только 40%.

Весовая эффективность применения ПКМ в конструкции самолетов

фронтовой авиации зависит в первую очередь от конкретного агрегата

планера, уровня нагрузок, количества стыковых узлов, разъемов, люков

и других особенностей конструкции, а также от специфических условий

эксплуатации.

Самая высокая эффективность применения ПКМ наблюдается для неси-

ловых деталей (обтекатели, зализы, створки, рули), поскольку толщины в

них назначаются конструктивно или по технологии, а массу прямо опреде-

ляет плотность используемого конструкционного материала. В этом случае

замена алюминиевого сплава с плотностью 2,8 на углепластик с плотно-

стью 1,55 позволяет снизить массу детали на 45%. Для рулей этот эффект

может быть еще выше благодаря снижению массы противофлаттерных ба-

лансировочных грузов.

Для более сложных силовых деталей становятся важны конкретные ти-

пы действующих силовых факторов и механические характеристики ма-

териала при их восприятии – здесь сильно сказывается ярко выраженная

анизотропия механических характеристик ПКМ. Учитывая анизотропию

механических характеристик, выгоднее всего применять ПКМ в деталях,

работающих на одноосные нагрузки: полки лонжеронов и шпангоутов,

стенки лонжеронов и шпангоутов. Тем не менее, благодаря значительному

преимуществу по удельным механическим характеристикам перед метал-

лическими сплавами ПКМ эффективно применяются и в условиях двухос-

ных и трехосных нагрузок для внешних панелей планера. Это достигается

рациональной укладкой слоев армирующих волокон.

Необходимо отметить, что простая замена металлического сплава на

ПКМ в конструкции самолета часто не дает высокого результата. Примене-

ние ПКМ должно сопровождаться грамотной разработкой макросиловых и

микросиловых схем. Дело в том, что значительная часть конструкции само-

летов фронтовой авиации в эксплуатации работает с допускаемой потерей

устойчивости обшивок, а панели из ПКМ в отличие от металлических не

допускают потери устойчивости, так как это ведет к разрушению ПКМ от

межслоевого сдвига в матрице. Это требование при сохранении микроси-

ловой схемы металлической конструкции вызывает увеличение толщины

обшивки в панели из ПКМ, что ведет к росту массы и снижению весово-

го эффекта от применения ПКМ. Выход заключается в создании панелей

из ПКМ с повышенной изгибной жесткостью, например трехслойных с

различными заполнителями, что ликвидирует угрозу потери устойчивости

панели в эксплуатации и обеспечивает дополнительный выигрыш в массе,

в том числе и за счет модификации макросиловой схемы в сторону умень-

шения количества силовых элементов. Такой подход позволяет получить

выигрыш в массе панелей крыла, оперения, фюзеляжа из ПКМ до 40%.

Наличие большого количества стыковых узлов, разъемов, люков и дру-

гих особенностей конструкции снижает весовую эффективность приме-

нения ПКМ, поскольку требует введения в конструкцию металлических

узлов и окантовок.

Осредненная оценка весовой эффективности применения ПКМ в кон-

струкции самолетов фронтовой авиации показывает, что 1 кг примененного

в конструкции ПКМ с современным уровнем механических характеристик

снижает ее массу на 0,5 кг или на треть. Данная оценка справедлива для

малого изменения в конструкции в условиях зафиксированных проектных

параметров на этапах эскизного проектирования и рабочего проекта. Реаль-

ная весовая эффективность применения ПКМ в конструкции значительно

зависит от общего объема применения ПКМ в планере, поскольку сначала

используются наиболее выгодные по массе решения по применению ПКМ.

Однако и при такой упрощенной оценке реальная зависимость весового эф-

фекта применения ПКМ от массовой доли его применения в конструкции

носит сложный характер. По мере повышения доли применения ПКМ до

предельных и реально недостижимых 100% весовая эффективность при-

менения ПКМ в пересчете на долю применения ПКМ линейно снижается

с 1/2 до 1/3; предельно достижимая гипотетически величина снижения

массы конструкции составляет 1/3 или 33%.

Необходимо отметить, что для реально достижимого уровня приме-

нения ПКМ в конструкции самолетов фронтовой авиации 40% величина

снижения массы конструкции составляет 1/6, или 17%. Разумеется, эта

оценка применима в условиях зафиксированных проектных параметров на

этапах эскизного проектирования и рабочего проекта, когда наблюдаемый

весовой эффект применения ПКМ компенсируется ростом массы других

частей самолета, т.е. когда взлетная масса остается постоянной.

При реальных для самолетов фронтовой авиации КРМ в диапазоне 3-5

на первых этапах проектирования и статистической относительной массе

конструкции планера из металлических сплавов 30% в нормальной взлет-

ной массе получаем снижение проектной взлетной массы самолета на 15-

25%.

Выводы

1) Весовая эффективность применения ПКМ в конструкции современ-

ных самолетов фронтовой авиации по планеру достигает 1/6, или 17%, а

по нормальной взлетной массе — 15-25%.

2) В начале проектирования современных самолетов фронтовой авиа-

ции абсолютно необходимо точно определять степень применения ПКМ,

рассчитывать прогнозируемый весовой эффект применения ПКМ с уточ-

нением КРМ и осуществлять ФРО по новым исходным данным.

Библиографический список

1. Шейнин В.М., Козловский В.И., Весовое проектирование и эффективность пасса-

жирских самолетов. — М.: Машиностроение, 1977.

2. Егер С.М. Проектирование самолетов. – М.: Машиностроение, 1983.

3. Ежегодный авиационный справочник “JANE’S All Of The World Aircrafts”, выпуски

с 1956 до 2002 года.

Г. И. Житомирский, И. С. Коскин

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

РАЗРАБОТКА ТЕХНИЧЕСКИХ КОНЦЕПЦИЙ СОЗДАНИЯ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ МИНИМАЛЬНОЙ МАССЫ И

ПЛАНОВ МЕРОПРИЯТИЙ ПО СНИЖЕНИЮ МАССЫ НА

РАЗЛИЧНЫХ ЭТАПАХ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

Необходимость исследования и разработки технических концепций со-

здания летательных аппаратов минимальной массы и планов мероприятий

по снижению массы на различных этапах проектирования обусловливает-

ся объективным требованием повышения весового совершенства ЛА как

одного из основных способов улучшения их эффективности, возможности

значительного снижения массы ЛА при рациональном их использовании

и необходимости точного расчета весового эффекта от их применения уже

на самых ранних этапах проектирования.

Разработка технических концепций создания ЛА минимальной мас-

сы относится к научно-исследовательским работам (НИР) формирования

научно-технического задела (НТЗ) для создания новых типов ЛА, а также

сопутствует формированию рационального облика (ФРО) ЛА под конкрет-

ное тактико-техническое задание (ТТЗ) на самых первых стадиях проекти-

рования. Под рациональным обликом ЛА понимается оптимизированная со-

вокупность проектных параметров ЛА, позволяющая добиться максимума

принятого критерия эффективности ЛА в условиях заданных ограничений.

Сложность современного ЛА вынуждает разрабатывать технические

концепции создания ЛА минимальной массы на основе системного подхо-

да, который требует учета всех взаимосвязей компонентов ЛА как системы.

Это не означает, что не рассматриваются частные концепции по снижению

массы каких-либо агрегатов или систем ЛА, но означает, что вся совокуп-

ность частных концепций снижения вместе изучается целиком, с учетом

всех взаимосвязей, побочных и синергетических эффектов.

Задачей разработки технических концепций создания ЛА минималь-

ной массы является взаимосвязанная совокупность научно-технических,

проектно-конструкторских, организационно-системных решений, направ-

ленных на создание ЛА минимальной массы. При этом необходимо опре-

делить, а точнее спрогнозировать весовой эффект от каждого входящего

в систему решения и определить совокупный весовой эффект от всей си-

стемы решений в рамках принятой технической концепции и рассчитать

исходные массовые характеристики для задачи ФРО ЛА под конкретное

ТТЗ.

Необходимо отметить, что весовой эффект от применения какого-либо

новшества и усовершенствования в конкретном агрегате складывается с

зависимым снижением массы ЛА в других агрегатах и системах. Таким

образом, снижение массы какого-либо агрегата или системы на 1 кг вызы-

вает индуктивное снижение взлетной массы ЛА более чем на 1 кг, множи-

тель между этими снижениями массы называется коэффициентом роста

массы (КРМ).

КРМ для ЛА различных классов разный и зависит от уровня весового

совершенства. Самые высокие значения КРМ для любого проектируемого

ЛА получаются именно на первых этапах проектирования, пока не зафик-

сированы основные проектные параметры ЛА. Например, для дозвуковых

пассажирских и транспортных ЛА КРМ составляет до 2—4, а для дальнего

сверхзвукового пассажирского самолета или стратегического бомбарди-

ровщика КРМ достигает 8—10. Если зафиксировать основные проектные

параметры (тяга силовой установки, площадь крыла), то КРМ заметно

снижаются. Например, для дозвуковых пассажирских и транспортных ЛА

КРМ составляет до 1,5—2,5, а для дальнего сверхзвукового пассажирского

самолета или стратегического бомбардировщика 3,5—4.

В начале проектирования ЛА устраивается конкурс технических кон-

цепций, где выигрывает та, которая обладает наилучшим показателем при-

нятого критерия эффективности. На первых этапах проектирования часто

за критерий эффективности проектируемого ЛА берут взлетную массу,

поскольку более легкий ЛА, отвечающий требованиям ТТЗ имеет, как пра-

вило, более высокий показатель критерия “стоимость—эффективность”.

Таким образом, достаточно рассчитать ряд исходных массовых характе-

ристик по конкурирующим альтернативным концепциям ЛА, чтобы опре-

делить предпочтительную техническую концепцию для удовлетворения

требований ТТЗ.

В практике проектирования ЛА наиболее часто технические концепции

отличаются аэродинамической и балансировочной схемой, типом силовой

установки, непосредственно объемно-силовой компоновкой, вариантами

исполнения отдельных агрегатов и систем.

Перспективными техническими концепциями в плане снижения массы

для всех ЛА считаются: повышение аэродинамического качества, широ-

кое применение композиционных материалов в конструкции, применение

двигателей с низкой удельной массой и удельными расходами топлива,

применение интегрированных цифровых радиоэлектронных комплексов,

цифровых электродистанционных систем управления и т.д.

В ходе проектирования любого ЛА по конкретное ТЗ в рамках выбран-

ной технической концепции для реального достижения проектных весовых

характеристик необходимо оперативно управлять процессом проектирова-

ния в ОКБ: спланировать проектные весовые характеристики, раздать тех-

нические задания по разработке агрегатов и систем в обеспечение заданной

массы с помощью системы весовых лимитов, а также оперативно отсле-

живать текущее состояние массы проектируемого ЛА по отклонениям от

разработанной системы лимитов масс.

Без управления в области весового проектирования ЛА достижение за-

данных проектных параметров ЛА невозможно, поскольку даже под кон-

тролем среднестатистический рост массы пустого ЛА только на этапе

опытно-конструкторских работ (ОКР) составляет 10-15 %. Превышение

этого уровня сильно увеличивает потребные ресурсы на проектируемый

ЛА и снижает его эффективность, поэтому такие проекты часто закрыва-

ются.

Задачу управления процессом весового проектирования в ОКБ выпол-

няет отдел весового проектирования вместе с Главным Конструктором по

конкретной теме. Юридическим базисом является утверждаемая для каж-

дого проекта “Программа контроля и управления массой объекта ХХХ

на этапе ОКР”, объединющая задачи весового планирования и весово-

го контроля в области управления массой проектируемого ЛА. Одним из

основных инструментов “Программы...”является разработка планов ме-

роприятий по снижению массы ЛА.

Планы мероприятий включают конструктивные, технологические, об-

щетехнические и организационные меры и подразделяются на ряд этапов.

Первый этап охватывает период предэскизного и эскизного проектиро-

вания. На величину массы самолета здесь влияют два фактора:

1) выбор размеров и конфигурации самолета, проводимый на основе оп-

тимизирующих исследований, а также внешняя компоновка частей

самолета и внутренняя компоновка агрегатов оборудования и разме-

щение нагрузки;

2) формирование концепций системы управления и оборудования. Прин-

ципиальные схемы этих систем, как и частей самолета, разрабатыва-

ются на основе предварительных весовых лимитов.

В этот период выполняется и планирование процессов работы на всех

этапах весового контроля. Поэтому задачей первого этапа является со-

здание предпосылок для разработки эффективного в весовом отношении

самолета.

Второй этап относится к начальному периоду рабочего проектирова-

ния. План мероприятий может включать вопросы:

100