Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ КОРРЕКЦИИ ГЛАВНОЙ ЦЕНТРАЛЬНОЙ ОСИ ИНЕРЦИИ БАЛЛИСТИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА

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 (Патент РФ №2400712 «Способ коррекции положения главной центральной оси инерции баллистического объекта», МПК G01D 21/00, опубл. 27.09.2010 г.), в котором положение главной центральной оси инерции корректируется до совпадения ее со скоростной осью объекта при нулевой подъемной силе, полученной по результатам математического моделирования течения около реальной поверхности при номинальных параметрах движения.

Недостатком существующего способа является - необходимость определения точек поверхности объекта, создания расчетной модели объекта по полученным точкам, математического моделирования течения около реальной поверхности при номинальных параметрах движения, что обуславливает значительную продолжительность процесса коррекции главной центральной оси инерции баллистического объекта.

Технической задачей изобретения является сокращение продолжительности процесса коррекции главной центральной оси инерции баллистического объекта.

Поставленная техническая задача достигается тем, что предварительно определяют распределение давления на поверхности баллистического объекта номинальной формы в полете, по полученным значениям создают базирующую газостатическую опору обеспечивающую подобное распределение давления на поверхности баллистического объекта, размещают баллистический объект в оборудовании для определения главной центральной оси инерции на базирующей газостатической опоре, по положению баллистического объекта в газостатической опоре 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.

Предлагаемый способ снимает недостаток известного способа за счет выбора в качестве опорной оси при коррекции главной центральной оси инерции баллистического объекта - оси газостатической опоры, обеспечивающей положение баллистического объекта таким образом, что ось опоры занимает относительно баллистического объекта положение подобное положению скоростной оси при нулевой подъемной силе при номинальных параметрах движения. Отклонения формы наружной поверхности от номинальной приводят к отклонениям от номинальных параметров потока на поверхности при движении баллистического объекта, следовательно, к линейным и угловым отклонениям линии действия результирующей силы аэродинамического воздействия. Для эффективного использования баллистического объекта, его главная центральная ось инерции должна быть заданным образом сориентирована относительно скоростной оси при нулевой подъемной силе. То есть при коррекции главной центральной оси инерции баллистического объекта требуется учитывать влияние отклонений формы его наружной поверхности на положение линии действия результирующей силы аэродинамического воздействия. Учет такого влияния отклонений формы наружной поверхности посредством математического моделирования течения около реальной поверхности баллистического объекта требует проведения следующих операций: определение точек поверхности объекта, создание расчетной модели объекта по полученным точкам, математического моделирования течения около реальной поверхности при номинальных параметрах движения. Каждая из указанных операций обладает значительной продолжительностью, а суммарная продолжительность всех операций измеряется часами.

Размещая баллистический объект в газостатической опоре, спроектированной обеспечивать положение баллистического объекта в ней таким образом, что ось опоры занимает относительно баллистического объекта положение подобное положению скоростной оси при нулевой подъемной силе при номинальных параметрах движения, автоматически учитывается влияние отклонений формы наружной поверхности баллистического объекта от номинальной на отклонения линии действия результирующей силы аэродинамического воздействия, и отсутствует необходимость в проведении операций: определение точек поверхности объекта, создание расчетной модели объекта по полученным точкам, математического моделирования течения около реальной поверхности при номинальных параметрах движения.

При движении баллистического объекта в атмосфере, воздействие последней на него выражается в добавке избыточного динамического давления (далее - добавочного давления) на поверхность баллистического объекта, величина которого переменна по поверхности баллистического объекта и зависит от параметров его движения, формы его наружной поверхности и параметров состояния самой атмосферы. Интегрирование добавочного давления по поверхности баллистического объекта дает силу аэродинамического воздействия атмосферы на баллистический объект. Для повышения эффективности использования баллистического объекта необходимо коррекцию главных центральных осей инерции осуществлять относительно линии действия аэродинамической силы в полете.

Распределение добавочного давления по наружной поверхности баллистического объекта имеет следующие характеристики:

- максимально в точке полного торможения набегающего потока (точка на поверхности баллистического объекта в лобовой части, нормаль к которой параллельна набегающему потоку);

- по наружной поверхности баллистического объекта изменяется непрерывно, за исключением границы с зоной срыва потока (изменяется практически скачкообразно в точке срыва потока).

Распределение добавочного давления по наружной поверхности баллистического объекта при его движении в атмосфере получают расчетным путем. А, следовательно, характер его изменения по поверхности, расположения зон отрыва потока и т.п.

При базировании баллистического объекта в газостатической опоре, он «всплывает» в газовом слое за счет давления на его поверхность газового слоя. Конструктивно имеется возможность реализовывать в газовом слое опоры области с непрерывно меняющимся давлением и скачкообразное изменение давления в слое за счет соответствующего размещения питающих устройств газостатической опоры, и устройств сброса давления из газового слоя. Также имеется конструктивная возможность реализации различной интенсивности изменения давления в области непрерывно меняющегося давления за счет профилирования несущей поверхности опоры. Параметры питающих устройств, устройств сброса давления из газового слоя, профиля несущей поверхности опоры, обеспечивающих требуемое распределение давления на поверхности баллистического объекта в опоре, можно получить расчетным путем.

Таким образом, посредством предлагаемого способа сокращается продолжительность процесса коррекции главной центральной оси инерции баллистического объекта.

Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых представлены: фиг.1 - схема конструктивной реализации газостатической опоры, обеспечивающей распределение давления по поверхности баллистического объекта круглоконической формы подобное распределению в полете; фиг.2 - характер отклонений реальной поверхности баллистического объекта от номинальной. 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 случае баллистического объекта с номинально круглоконической наружной поверхностью способ реализуется следующим образом. Предварительно рассчитывают расположение зоны отрыва на круглоконической поверхности баллистического объекта при его движении в атмосфере, например, посредством численного эксперимента в программном комплексе ANSYS CFX на суперкомпьютере «СКИФ-Аврора ЮУрГУ» или по аналитическим зависимостям, описывающим отрывное течение на конусе. По полученным в результате расчета данным, проектируют газостатическую опору по схеме, представленной на фиг.1. Подача питания газового слоя опоры осуществляется в районе полюса конической поверхности; обеспечение практически постоянного давления на поверхности баллистического объекта осуществляется за счет уменьшающейся толщины газового слоя по направлению движения газа в слое, что, в свою очередь, обеспечивается соответствующим профилированием поверхности опоры; скачкообразное падение давления на поверхности баллистического объекта обеспечивается за счет сброса давления газового слоя в атмосферу. Баллистический объект 1 размещают в балансировочном стенде на базирующей газостатической опоре; происходит автоматический учет влияния отклонений формы 4 наружной поверхности баллистического объекта от номинальной поверхности 5 на отклонения в конструкторской системе координат Oxyz скоростной оси 3 при нулевой подъемной силе и номинальных параметрах движения баллистического объекта в атмосфере; минимизируются отклонения главной центральной оси инерции 2 от скоростной оси 3 при нулевой подъемной силе.

Конкретное исполнение способа может быть осуществлено на доступном оборудовании.

Предложенный способ коррекции главной центральной оси инерции баллистического объекта позволяет сократить продолжительность коррекции главной центральной оси инерции баллистического объекта и соответствует требованию промышленной применимости, так как может быть многократно воспроизведен и реализован на основе современного балансировочного оборудования.