Способ коррекции положения главной центральной оси инерции баллистического объекта
Владельцы патента RU 2400712:
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" (RU)
Изобретение относится к области летательных аппаратов и может быть использовано преимущественно для коррекции главной центральной оси инерции баллистического объекта. При реализации способа определяют расположение точек поверхности объекта, по полученным точкам создают расчетную модель объекта, устанавливают направление скоростной оси объекта при условии равенства нулю подъемной силы. Затем осуществляют минимизацию отклонений главной центральной оси инерции от скоростной оси объекта при условии равенства нулю подъемной силы до допустимых значений отклонений главной центральной оси инерции от продольной оси конструкторской системы координат, заданных в конструкторской документации. Технический результат заключается в повышении эффективности использования баллистического объекта. 2 ил.
Изобретение относится к области летательных аппаратов и может быть использовано преимущественно для коррекции главной центральной оси инерции баллистического объекта.
Известен способ коррекции главной центральной оси инерции баллистического объекта (Федоров В.Б. Контроль и коррекция массогеометрических характеристик летательных аппаратов: Текст лекций. - Челябинск: Изд-во ЮУрГУ, 2004. - 4.1. - 116 с.; см. стр.4, 5 и 15), в котором положение главной центральной оси инерции корректируется до совпадения ее с продольной осью конструкторской системы координат в пределах допуска заданного в конструкторской документации, где в качестве продольной оси конструкторской системы координат принимается ось симметрии наружной поверхности. Для определения оси симметрии используется специальный контрольный стенд. Объект устанавливается донной частью на планшайбу стенда, имеющую ось вращения, перпендикулярную посадочной плоскости планшайбы. Продольная ось строится на основе информации, полученной путем определения центров отдельных сечений наружной поверхности объекта плоскостями, перпендикулярными оси вращения, используемого для обмера, приспособления стенда. За продольную ось принимают прямую, лежащую ближе всего (например, в смысле метода наименьших квадратов) к центрам масс отдельных сечений наружной поверхности.
Известен способ коррекции главной центральной оси инерции баллистического объекта (Федоров В.Б. Контроль и коррекция массогеометрических характеристик летательных аппаратов: Текст лекций. - Челябинск: Изд-во ЮУрГУ, 2004. - 4.1. - 116 с.; см. стр.5 и 15), в котором положение главной центральной оси инерции корректируется до совпадения ее с продольной осью конструкторской системы координат в пределах допуска заданного в конструкторской документации, где в качестве продольной оси конструкторской системы координат принимается ось идеальной наружной поверхности объекта, вписанной по методу наименьших квадратов в реальную наружную поверхность объекта. Реальная наружная поверхность представляется совокупностью точек, полученных путем обмера ее в нескольких, определенным образом выбранных, поперечных сечениях объекта.
Недостатком существующих способов является отсутствие учета влияния малых геометрических отклонений наружной формы баллистического объекта от номинальной на его аэродинамику, что допускает проявление возмущающих моментов и сил, обусловленных этими отклонениями.
Технической задачей изобретения является повышение эффективности использования баллистического объекта.
Поставленная техническая задача достигается тем, что в способе коррекции положения главной центральной оси инерции баллистического объекта согласно изобретению определяют расположение точек поверхности объекта, по полученным точкам создают расчетную модель объекта, устанавливают направление скоростной оси объекта при условии равенства нулю подъемной силы, осуществляют минимизацию отклонений главной центральной оси инерции от скоростной оси объекта при условии равенства нулю подъемной силы до допустимых значений отклонений главной центральной оси инерции от продольной оси конструкторской системы координат, заданных в конструкторской документации.
Предлагаемый способ снимает недостаток известных способов за счет выбора в качестве продольной оси - скоростной оси объекта при нулевой подъемной силе, полученной по результатам математического моделирования течения около реальной поверхности при номинальных параметрах движения. Отклонения формы наружной поверхности от номинальной приводят к отклонениям от номинальных параметров потока на поверхности, следовательно, к линейным и угловым отклонениям линии действия результирующей силы аэродинамического воздействия от номинальной. Для объекта с номинальной формой наружной поверхности линия действия результирующей силы аэродинамического воздействия совпадает с номинальной продольной осью, которая также принимается в качестве опорной при балансировке объекта. То есть, отклонения линии действия результирующей силы от номинальной приводит к нерасчетному распределению аэродинамической нагрузки по отношению к номинальной балансировке объекта - к возникновению возмущающих силовых факторов. В случае, когда главная центральная ось инерции объекта совпадает с линией действия результирующей силы аэродинамического воздействия, возмущающие силовые факторы, уводящие объект с расчетной траектории, отсутствуют. Скоростная ось баллистического объекта совпадает с линией действия результирующей силы аэродинамического воздействия при условии равенства нулю подъемной силы. Таким образом, посредством предлагаемого способа минимизируются возмущающие силовые факторы, обусловленные отклонениями реальной формы внешней поверхности объекта от номинальной.
Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых представлены: фиг.1 - баллистический объект в общем случае; фиг.2 - блок-схема с последовательностью действий предлагаемого способа. На чертежах приведены следующие обозначения: 1 - баллистический объект; 2 - главная центральная ось инерции; 3 - скоростная ось при условии равенства нулю подъемной силы; 4 - реальная поверхность баллистического объекта; 5 - номинальная поверхность баллистического объекта; Oxyz - конструкторская система координат.
Предлагаемый способ может быть реализован в различных вариантах устройств, при этом в каждом из возможных вариантов выполняется одна и та же последовательность операций, охарактеризованная в формуле изобретения. В общем случае способ реализуется следующим образом: обмеряется реальная поверхность 4 баллистического объекта 1 с шагом измерений между точками, позволяющим отразить характер учитываемых отклонений от номинальной поверхности 5; по результатам измерений создается расчетная модель реальной поверхности; посредством математического моделирования течения среды около реальной поверхности 4 при номинальных параметрах движения баллистического объекта 1 в атмосфере определяется такое направление скоростной оси, при котором подъемная сила равна нулю, с достаточной степенью точности; определяется положение в конструкторской системе координат Oxyz скоростной оси 3 при нулевой подъемной силе, положение которой однозначно относительно точек реальной поверхности 4, полученных на этапе обмера поверхности; минимизируются отклонения главной центральной оси инерции 2 от скоростной оси 3, определенной при условии равенства нулю подъемной силы.
Конкретное исполнение способа может быть осуществлено на доступном оборудовании. Для обмера поверхности может быть использован лазерный 3D сканер Roland LPX-600 с поворотным столом для установки обмеряемого объекта, позволяющий производить измерения с шагом по высоте 0,2 мм и окружным шагом в 0,18°. Расчетную модель реальной поверхности объекта по данным ее обмера можно создавать, используя программное обеспечение Roland LPX EZ Studio для создания 3D CAD модели поверхности в форматах STL, с последующим построением, на основе полученной 3D CAD модели, сетки расчетной области в сеточном генераторе CFX ICEM. Итерационное определение направления скоростной оси, при котором подъемная сила равна нулю, может быть осуществлено в программном комплексе CFX.
Контроль положения главной центральной оси инерции может быть осуществлен по результатам измерений на стенде комплексного определения массово-инерционных характеристик АМСП М. Коррекция положения главной центральной оси инерции может быть осуществлена методом подгонки минимальной добавочной массой.
Предложенный способ коррекции главной центральной оси инерции баллистического объекта позволяет повысить эффективность использования баллистического объекта и соответствует требованию промышленной применимости, так как может быть многократно воспроизведен и реализован на основе современных трехмерных лазерных измерительных устройств с использованием компьютерной техники и программ для численного моделирования газовых течений. Способ экспериментально опробован на кафедре «Автоматизации механосборочного производства» Южно-Уральского государственного университета (г.Челябинск).
Способ коррекции положения главной центральной оси инерции баллистического объекта, характеризующийся тем, что определяют расположение точек поверхности объекта, по полученным точкам создают расчетную модель объекта, устанавливают направление скоростной оси объекта при условии равенства нулю подъемной силы, осуществляют минимизацию отклонений главной центральной оси инерции от скоростной оси объекта при условии равенства нулю подъемной силы до допустимых значений отклонений главной центральной оси инерции от продольной оси конструкторской системы координат, заданных в конструкторской системе координат.
