close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Структурно-параметрический анализ и синтез механизмов старта беспилотных летательных аппаратов

код для вставкиСкачать
ФИО соискателя: Аленченков Григорий Сергеевич Шифр научной специальности: 05.02.18 - теория механизмов и машин Шифр диссертационного совета: Д 212.065.01 Название организации: Ижевский государственный технический университет Адрес организации: 42606
На правах рукописи
Аленченков Григорий Сергеевич
СТРУКТУРНО-ПАРАМЕТРИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ И СИНТЕЗ МЕХАНИЗМОВ
СТАРТА БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
05.02.18 – теория механизмов и машин
Автореферат
диссертации на соискание ученой степени
кандидата технических наук
Ижевск 2012
Работа выполнена в ФГБОУ ВПО «Ижевский государственный технический
университет имени М. Т. Калашникова»
Научный руководитель: доктор технических наук
Пушкарев Андрей Эдуардович
Официальные оппоненты:
Трубачев Евгений Семенович, доктор технических наук, профессор, ФГБОУ ВПО
«Ижевский государственный технический университет имени М. Т. Калашникова»,
профессор кафедры «Конструкторско-технологическая подготовка машиностроительных производств»;
Боровиков Юрий Алексеевич, кандидат технических наук, профессор, ФГБОУ
ВПО «Ижевская государственная сельскохозяйственная академия», профессор кафедры «Теоретическая механика и сопротивление материалов».
Ведущая организация: ФГБУН «Институт механики Уральского отделения Российской академии наук».
Защита состоится 30 октября 2012 г. в 10.00 часов на заседании диссертационного совета Д 212.065.01 ФГБОУ ВПО «Ижевский государственный технический
университет имени М. Т. Калашникова» по адресу: 426069, г. Ижевск, ул. Студенческая, 7, ИжГТУ, корп. 5.
С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ФГБОУ ВПО «Ижевский
государственный технический университет имени М. Т. Калашникова».
Отзывы на автореферат в 2 экземплярах, заверенные гербовой печатью, просим
направлять по указанному адресу на имя ученого секретаря диссертационного совета.
Автореферат разослан 21 сентября 2012 г.
Ученый секретарь
диссертационного совета,
доктор технических наук,
профессор
А. В. Щенятский
2
Общая характеристика работы
Актуальность. Дистанционно пилотируемые и беспилотные летательные аппараты, получившие широкое распространение в настоящее время, способны выполнять обширный спектр задач. Невоенные беспилотные летательные аппараты,
применяемые в таких сферах, как дистанционное зондирование земли, контроль
коммуникаций и границ, ретрансляция сигналов, снижают себестоимость услуг на
порядок по сравнению с традиционными космическими или авиационными системами. Для взлета малоразмерных беспилотных летательных аппаратов чаще всего
используются пусковые устройства в виде катапульты, позволяющие обеспечить
быстрый и эффективный взлет указанных аппаратов с силовой установкой сравнительно небольшой мощности. При этом запуск летательного аппарата должен исключать влияние человеческого фактора и возможность получения травм оператором.
Как правило, современные стартовые устройства являются механизмами с
внешними входами, имеющими одну степень свободы. Теории и методам проектирования подобных механизмов в настоящее время посвящены многочисленные публикации. Между тем, методам проектирования механизмов старта летательных аппаратов в научно-технической литературе уделено незначительное внимание.
Большая длина разгона, присущая большинству современных пусковых устройств,
приводит к увеличению массы и габаритов стартового устройства, а также трудоемкости его изготовления. Необходим поиск и обоснование структурных схем и параметров механизмов старта с уменьшенной массой и габаритами, исключающих
ударные нагрузки во время старта, что должно привести к увеличению ресурса летательного аппарата и снижению требований к жесткости и прочности его узлов, воспринимающих нагрузку при запуске.
Существующая проблема определила цель исследования.
Цель исследования: улучшение массо-габаритных характеристик стартовых
устройств беспилотных летательных аппаратов путем разработки методов структурного и параметрического синтеза механизмов старта с внутренними входами. имеющих несколько степеней свободы.
Из цели следуют задачи исследования:
1. Исследование структурных и функциональных связей стартовых устройств и
механизмов старта беспилотных летательных аппаратов, создание их классификации и функционально-структурной модели.
2. Разработка методики структурного синтеза механизмов старта на основе созданных классификации и функционально-структурной модели.
3. Разработка методики параметрического синтеза механизмов старта на основе
математического моделирования динамики их работы.
4. Параметрический синтез механизмов старта, отвечающих основному и дополнительным условиям синтеза.
5. Проведение экспериментов с целью проверки адекватности разработанной
математической модели и уточнения основных параметров механизмов старта.
Объект исследования – механизмы старта беспилотных летательных аппаратов массой до 50 кг.
Предмет исследования – методы проектирования механизмов старта с внут3
ренними входами, имеющих несколько степеней свободы.
Методы исследования – методы математического анализа, теоретической механики, теории механизмов и машин, теории колебаний и теории удара.
Достоверность результатов основывается на применении известных теоретических положений фундаментальных наук, апробированных аналитических методов, подтверждается сравнением результатов теоретических и экспериментальных
исследований, а также сравнением полученных результатов с исследованиями других авторов.
Научная новизна результатов исследования:
1. Разработана функционально-структурная модель стартовых устройств беспилотных летательных аппаратов, основанная на классификации механизмов старта по
виду входа, виду звеньев, виду кинематических пар, соединяющих звенья со стойкой.
2. На основе функционально-структурной модели стартовых устройств и их
классификации создана методика структурного синтеза механизмов старта беспилотных летательных аппаратов.
3. Синтезирован ряд новых структурных схем механизмов старта с вращательной и поступательной кинематическими парами, соединяющими звенья со стойкой,
имеющих несколько степеней свободы и внутренние входы, с двумя и тремя дополнительными инерционными звеньями, позволяющими снизить динамические нагрузки на летательный аппарат в процессе запуска.
4. Разработана методика параметрического синтеза механизмов, звенья которых
соединены со стойкой вращательной и поступательной кинематическими парами,
имеющих несколько степеней свободы и внутренние входы, на основе созданных
динамических моделей работы механизмов старта, с учетом основного и дополнительных условий синтеза – ограничений по динамическим нагрузкам и габаритам
стартового устройства.
Практическая ценность работы:
– разработанные методики использованы при проектировании механизмов
старта с вертикальной осью вращения и с дополнительными инерционными звеньями и при выборе их параметров;
– предложенные механизмы старта с дополнительными инерционными звеньями и механизмы старта с вертикальной осью вращения обладают меньшими массой
и габаритами, чем существующие;
– экспериментальная модель позволила выбрать параметры механизма старта и
служит макетом для серийного изготовления пусковой установки;
– результаты исследования использованы на ООО «Ижмаш – Беспилотные системы» при разработке катапульты зля запуска беспилотного летательного аппарата
малой массы.
На защиту выносятся:
1. Классификация и функционально-структурная модель стартовых устройств
беспилотных летательных аппаратов, позволяющие вести синтез наиболее рациональных схем механизмов старта.
2. Методика синтеза схем механизмов старта, основанная на классификации и
функционально-структурной модели механизмов старта.
3. Ряд новых структурных схем механизмов старта, имеющих несколько степе4
ней свободы и внутренние входы с вращательной и поступательной кинематическими парами, соединяющими звенья со стойкой.
4. Методика параметрического синтеза механизмов старта, имеющих несколько
степеней свободы и внутренние входы, на основе созданных динамических моделей
работы механизмов старта, звенья которых соединены со стойкой вращательной и
поступательной кинематической парами.
Апробация результатов исследования.
Основные положения диссертации обсуждались и докладывались на конференциях: IX Всероссийской научно-технической конференции студентов, магистрантов,
аспирантов и молодых ученых «Техника XXI века глазами молодых ученых и специалистов» (Тула, 2010 г.); Всероссийской научно-практической конференции «Научное обеспечение инновационного развития АПК» (Ижевск, 2010 г.); Международном молодежном научном форуме «Ломоносов-2010» (Москва, 2010 г);
Всероссийской научной конференции молодых ученых «Наука. Технологии. Инновации» (Новосибирск, 2010 г.); IV Международной научно-технической конференции «Проблемы исследования и проектирования машин» (Пенза, 2010 г.); Second forum of young researchers in the framework of International forum «Education quality –
2010» (Izhevsk, 2010); Международной научно-практической конференции «Современные проблемы и пути их решения в науке, транспорте, производстве и образовании» (Одесса, 2009 г.); III Всероссийской конференции молодых ученых и специалистов «Будущее машиностроения России» (Москва, 2209 и 2010 гг.);
Международной научно-практической конференции «Современное машиностроение. Наука и образование» (Санкт-Петербург, 2011 г.); Всероссийской научной конференции студентов, аспирантов и молодых ученых «Наука и молодежь: проблемы,
поиски, решения» (Новокузнецк, 2011 г.).
Результаты исследования использованы на ООО «Ижмаш – Беспилотные
системы» при разработке катапульты с дополнительными инерционными звеньями.
Публикации. Результаты исследования опубликованы в 1 патенте на полезную
модель и в 13 статьях, из них 3 статьи в журналах, рекомендованных ВАК.
Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из четырех глав, содержит список литературы из 121 наименования, из них 19 на иностранных языках,
изложена на 138 страницах, содержит 78 рисунков, 8 таблиц.
Содержание работы
Во введении обосновывается актуальность исследования, приведена научная
новизна работы, сформулированы цель и задачи исследования.
В первой главе проведен анализ современного состояния проблемы проектирования стартовых устройств, а также методов синтеза механизмов старта беспилотных летательных аппаратов.
Проектирование механизмов старта основывается на методах синтеза теории
механизмов и машин, основа которых заложена в трудах П. Л. Чебышева. Методы
синтеза механизмов с внутренними входами рассматривались в трудах Ю. А. Семенова, А. Ф. Крайнева, В. А. Глазунова. Проектирование механизмов с несколькими
степенями свободы проводилось в работах С. Ф. Бурдакова, К. В. Фролова, Ю. И.
Подгорного, Ю. А. Афанасьева А.П. Бессонова. Выбор структуры целесообразно
вести с применением методов функционально-стоимостного анализа (Н. К. Моисее5
ва, М. Г. Карпунин, В. Н. Гринберг).
Одним из первых, кто предпринял попытку разработать авиационную катапульту, был С. Лэнгли. Первую работающую стартовую установку создали братья
Райт. Во время Второй мировой войны успешно применялись стартовые установки
для запуска ФАУ-1. На сегодняшний день вопросами разработки и применения
стартовых устройств для беспилотных летательных аппаратов занимаются как российские, так и зарубежные фирмы-производители беспилотных летательных аппаратов: ООО «Ижмаш-«Беспилотные системы»; группа компаний «Zala aero»; ОАО
«Корпорация "Иркут"»; ЗАО «Научно-производственный центр Фирма "НЕЛК"»;
Israel Aerospace Industries; Elbit Systems и т.д.
Вопросами разработки катапульт с применением гидроприводов занимаются А.
Ф Кирпикин, Corizzi Christophe. А. В. Мамырин, С. К. Баранов, А. А. Моишеев, И.
И. Доулетов и Pentti Lipponen сосредоточили свое внимание на проектировании
стартовых устройств малогабаритных летательных аппаратов. Г. К. Пиранишвили,
Eric Anthony Lewis рассмотрели некоторые вопросы применения линейных и электромагнитных двигателей для катапульт.
Многочисленные механизмы старта анализируются в литературе, прежде всего,
по основным качественным показателям – длине разгона летательного аппарата и
типу двигателя. Известные методы проектирования механизмов старта ориентированы, в основном, на механизмы с поступательными кинематическими парами для
летательных аппаратов массой более 100 кг. Установкам малой мощности уделено
значительно меньше внимания, исследования посвящены отдельным образцам стартовых устройств.
Также не освещен вопрос выбора структуры механизмов старта, обеспечивающей минимальную ударную нагрузку на летательный аппарат; связь структуры с назначением механизма старта и его основными функциями. Для выбора наиболее рациональной схемы механизма старта необходим подробный анализ его структуры и
функций, выполняемых структурными элементами, формулирование основного и
дополнительных условий синтеза.
Во второй главе приводится классификация механизмов старта по виду входа
(внешний, внутренний), виду звеньев (жесткие, упругие), типу двигателя, виду кинематических пар, соединяющих звенья со стойкой (вращательная, поступательная).
В классификацию (табл. 1) вошли как известные механизмы, так и новые. Синтез
механизмов старта проводился с помощью классификационной таблицы и методов
функционально-структурного анализа. Состав функций представлен в табл. 2, функционально-структурная модель – на рис. 1.
На основе разработанной классификации и функционально-структурной модели создана методика структурного синтеза механизмов старта, которая состоит из
следующих этапов.
1. Выбираются виды структурных элементов, соответствующие классификационной ячейке.
2. Анализируются варианты интеграции структурных элементов механизма
старта с идентичными функциями.
3. Выбираются структурные схемы по наибольшему вкладу в выполняемую
ими функцию.
3.1. Производится исключение заведомо неподходящих структурных схем на
6
основании особенностей летательного аппарата и технического задания на комплекс
с беспилотным летательным аппаратом.
Таблица 1
Классификация механизмов старта
Механизм с Механизм с жеупругими сткими звеньями
звеньями
Механизм с жесткими
звеньями
1
2
22
12
13
3
23
4
14
5
24
6
25
15
Механизм с
Меха- Механизм с жесткими Механизм с
жесткими
низм с
звеньями
упругими
звеньями упругими
звеньями
звеньями
7
Механизм с
упругими
звеньями
несколько звеньев
С одним внутренним входом
С несколькими внутренними
входами
С внутренними входами
С внешними входами
одно звено
Кинематические пары (КП), соединяющие механизм со стойкой
(П – поступательные В – вращательные)
ВКП с горизонтальной осью ВКП с вертикальной осью и ее произПКП и ее производные
и ее производные
водные
16
8
26
27
17
9
18
28
29
19
10
11
20
30
21
7
31
Таблица 2
Состав функций механизмов старта
Уровень Индекс
Наименование функции
модели функции
I
ГФ
Пуск летательного аппарата
ОФ1
Ускорение летательного аппарата
II
ОФ2
Придание направления движения
ОФ3
Крепление и удержание летательного аппарата во время ускорения
Ф11
Передача энергии
Ф12
Аккумуляция энергии
III
Ф31
Расцепка в конце разгона
Ф32
Торможение каретки
ВФ1
Удержание каретки
ВФ2
Амортизатор ударных нагрузок
ВФ3
Эргономика
IV
ВФ4
Возврат каретки в предстартовое положение
ВФ5
Сборка, предстартовая подготовка
ВФ11
Предохранение, контроль
Рис. 1. Функционально-структурная модель механизма старта
3.2. Производится оценка альтернативных вариантов структурных схем. Каждому материальному элементу и выполняемой им функции соответствует свой
вклад (табл. 3). Так, вклад всего стартового устройства в выполнение главной функции (ГФ1) определяется вероятностью его отказа; вклад двигателя в выполнение основной функции (ОФ1) определяется механическим КПД; вклад передаточного механизма (Ф11) – характером воздействия на летательный аппарат в процессе
запуска.
3.3. Выбирается структурная схема с наибольшей оценкой A j k i ij , где ki –
значение весового коэффициента для соответствующей функции, aij – оценка вклада
материального элемента механизма в выполнение функции.
В результате функционально-структурного анализа синтезированы новые
структурные схемы (табл. 1, №№ 8 – 11, 14, 16, 17 – 21, 23 – 31). Наиболее перспек8
тивными структурными схемами механизмов старта являются схемы с кинематическими
Таблица 3
Уровень
I
II
Индекс
функции
ГФ
ОФ1
ОФ2
ОФ3
Ф11
Ф12
III
Ф31
Ф32
ВФ1
ВФ11
ВФ2
ВФ3
IV
ВФ4
ВФ5
Вклад материальных элементов в исполнение функций
Материальный
Вклад материального элемента
элемент
Пусковая уста- Вероятность отказа p,%
новка
Двигатель
КПД,%
Направляющие Отклонение от теоретического направления Δφ, Δθ,
Δψ, Δβ
Каретка
Жесткость конструкции, упругие деформации, IE, δ
Передаточный Закон f= F(t)
механизм
Аккумулятор
Emax, диапазон рабочей температуры T, закон передачи
энергии
энергии от изменения емкости E(t)
Выключатель
Усилие срабатывания P (чувствительность)
замка
Тормоз каретки Отрицательное ускорение a/g(t)
Замок каретки
Жесткость замка, упругие деформации, IE, δ
Динамометр
Точность (чувствительность) прибора, ΔF
Амортизатор
Коэффициент поглощения энергии, Eп/E
Стартовое уст- Масса m, габариты HхBхL, время подготовки к старту
ройство
t, необходимое число операторов N
Механизм воз- КПД, мощность, время цикла
врата
Узлы стыковВремя сборки/настройки t, жесткость узлов, IE
ки, настройки
парами, соединяющими звенья со стойкой: вращательной с вертикальной осью вращения и поступательной с дополнительными инерционными звеньями (табл. 1, №№
8, 10, 20, 24, 27):
№№ 20, 24, 27 – с вращательными кинематическими парами, соединяющими
стойку с подвижными звеньями;
№№ 8, 10 – с поступательными кинематическими парами;
№ 24 – кривошипный с вертикальной осью (патент РФ № 98 396 РФ);
№ 27 – кривошипный с вертикальной осью и внутренним входом;
№ 8 – ползунный механизм с внутренним входом и дополнительным инерционным звеном;
№ 20 – двухкривошипный с горизонтальной осью и внутренними входами;
№ 10 – ползунный механизм с двумя внутренними входами и двумя дополнительными инерционными звеньями.
Преимущество механизмов старта с вращательной кинематической парой с вертикальной осью вращения заключается в отсутствии ограничения по длине разгона.
Преимущество механизма старта с дополнительным инерционным звеном состоит в
уменьшении ударных нагрузок на летательный аппарат при использовании механизмов с внутренними входами, использующими простые двигатели (резиновый
трос, пороховой заряд и т.д.) без передаточных механизмов.
Третья глава посвящена разработке методики параметрического синтеза меха9
низмов старта. На этом этапе синтеза определяются параметры выбранных механизмов по заданным динамическим свойствам.
Выходными параметрами синтеза механизмов старта с вращательными кинематическими парами с вертикальной осью вращения являются: крутящий момент двигателя М, длина рычага R, максимальная достижимая скорость летательного аппарата, массовые и геометрические характеристики подвижных частей механизма
старта.
Выходными параметрами синтеза механизмов старта с несколькими степенями
свободы с дополнительными инерционными звеньями и с внутренними входами в
виде упругих звеньев, являются: длина направляющих, массы дополнительных
инерционных звеньев, жесткость упругого звена и дополнительного упругого звена.
Для механизмов старта с вращательной кинематической парой с вертикальной
осью вращения в качестве целевой функции выбрано отношение максимально достижимой скорости старта Vmax к требуемой скорости старта:
V
ζ max .
(1)
Vст
В качестве целевой функции однотипных механизмов старта с поступательной
кинематической парой выбран коэффициент ресурса летательного аппарата, являющийся отношением идеальной длины направляющих Sи к реальной длине разгона
летательного аппарата во время запуска:
Vтр2
Sи
,
(1*)
S (T ) 2S (T )[a]
где T – время разгона; S(Т) – перемещение каретки с летательным аппаратом; [а] –
допустимое ускорение летательного аппарата; Vтр – требуемая скорость запуска.
Дополнительные условия синтеза обоих типов механизмов старта связаны с допустимыми перегрузками:
rmin Vтр2 / [an ] , M mаx ( J пр [aτ ]/r ) Fr ;
(2)
f(T0)=0±Δf; Vy(Т0)=Vст±ΔV; max y(t ) = [a ] a , t [0, T0 ] ; y(T0 ) 0 y , (2*)
где rmin – минимальное значение длины плеча механизма; Mmax – максимальный крутящего момента от двигателя механизма; функция f(t) определяет зависимость растяжения-сжатия пружины между кареткой с летательным аппаратом и дополнительным инерционным звеном; λ – величина начальной деформации троса; Т0 – время
запуска; L – длина направляющих катапульты; Δf, ΔV, y , Δa – допустимые расчетные отклонения.
Найти максимальное значение отношения (1) или коэффициента (1*) при определенных параметрах механизмов старта можно, проведя их динамический анализ.
Методика синтеза параметров механизмов старта с вращательной кинематической парой с учетом основного условия синтеза (1) основана на динамической модели, расчетная схема которой представлена на рис. 2, а. При составлении модели приняты следующие допущения: звенья механизма абсолютно твердые; учитывается
движение тележки, летательного аппарата и рычага механизма старта; силы трения,
колебания стойки и механизма, ударные воздействия не учитываются.
Дифференциальное уравнение движения получено из теоремы об изменении
10
кинетического момента:
d r ( F (t ) M (t ) / r с x0 V 2 S 0 / 2 с x1V 2 S1 / 2 с x ( ) 2 hr 3 / 8)
.
dt
J пр
Таким образом, максимально достижимая скорость:
F M /r
Vmax 2
.
(3)
(с x 0 S 0 с x1 S1 с x hr / 4)
В формулах приняты следующие обозначения: F – сила тяги винта; r – длина
плеча катапульты; Jпр – приведенный момент инерции вращающихся частей и летательного аппарата относительно главной оси механизма старта; φ – угол поворота
плеча катапульты; R – лобовое сопротивление; Y – подъемная сила; V – скорость летательного аппарата; N – реакции опор; Мпр – приведенный вращающий момент двигателя катапульты; S0 – характерная площадь летательного аппарата; S1 – характерная площадь каретки; ρ – плотность среды; сх0 – безразмерный аэродинамический
коэффициент сопротивления для летательного аппарата; сх1 – безразмерный аэродинамический коэффициент сопротивления для каретки; h – высота характерного сечения плеча катапульты; сх – безразмерный аэродинамический коэффициент сопротивления для плеча катапульты.
а
б
Рис. 2. Расчетная схема:
а – процесса запуска; б – движения по криволинейным направляющим
Характер изменения скорости и ускорения летательного аппарата в процессе
запуска показан на рис. 3 и рис. 4.
Методика параметрического синтеза механизма старта с вертикальной осью
вращения состоит из следующих этапов.
1. Задаемся входными параметрами синтеза: m, Vтр, F, [aτ] ,[an], S0, сx0
2. Определяем пределы изменения параметров r и Mпр, используя дополнительное условие синтеза (2); находим приведенный момент инерции подвижных частей
механизма J пр mr 2 J пл .
3. Принимаем значения параметров механизма r; M; сx1; S1; сx; h для первого
приближения, учитывая дополнительные условия синтеза.
4. Рассчитываем максимально достижимую скорость по формуле (3).
5. Рассчитываем целевую функцию ζ= Vmax /Vтр .
6. Изменяем параметры п.3, приближаясь к значению целевой функции ζ →1
при условии an =[an], Мпр =Мmax.
11
7. Получаем выходные параметры синтеза: r; сx1; Mпр; S1; сx; h; J пл .
Следующей задачей являлся расчет динамических нагрузок во время движения
по криволинейным направляющим, выполняющим функцию предохранения от соударения летательного аппарата с кареткой (рис. 2, б).
Изменение реакции в кинематической паре в момент начала движения по криV2
волинейным направляющим: N m
, где V – скорость относительного движеr
ния летательного аппарата по направляющим каретки, r – радиус кривизны направляющих; m – масса летательного аппарата.
Рис. 3. Скорость летательного
аппарата
Рис. 4. Нормальное (а) и тангенциальное (б) ускорения летательного аппарата
Рис. 5. Реакция в кинематической паре
В результате параметрического синтеза получены параметры механизма старта
с вращательной кинематической парой, соединяющей начальной звено со стойкой, с
входными параметрами: m = 50 кг, Vтр = 15 м/с, F = 300 Н, [an] = 10g; сx0 = 0,32. Требуемая скорость старта Vтр достигается за 7 с, значение целевой функции 1,07 . r
= 2,5 м; сx1 = 1,05;
S1 = 0,05 м2;
сx = 1,05; h = 0,08 м;
2
Jпр = 120 кгм .
Методика синтеза параметров механизмов старта с нескольким степенями свободы с внутренними входами с дополнительными инерционными звеньями основана на динамической модели этих механизмов с учетом следующих допущений: учитываются степени свободы, связанные с движением летательного аппарата, тележек
и дополнительных инерционных звеньев; звенья в системе абсолютно твердые, кроме упругих; упругие звенья невесомы, при растяжении подчиняются закону Гука;
учитывается сопротивление движению воздуха; силы трения, колебания стойки и
механизма, ударные воздействия не учитываются. Расчетная схема приведена на
рис. 6 а.
а
б
Рис. 6. Расчетная схема механизма старта с внутренними входами, с одним (а)
и двумя (б) дополнительными инерционными звеньями
12
Дифференциальные уравнения движения механизма составлены с помощью
уравнений Лагранжа второго рода:
m пр1 x c1 x c 2 ( x y ) ;
m пр2 y c 2 ( y x ) R F ,
(4)
где x – перемещение инерционного элемента, отсчитываемое от положения равновесия; y – перемещение каретки с летательным аппаратом от положения равновесия;
mпр1 – приведенная масса дополнительного инерционного элемента и упругого звена; mпр2 – приведенная масса летательного аппарата и тележки; c1 – жесткость резинового троса; c2 – жесткость пружины инерционного элемента; F – сила тяги; R –
лобовое сопротивление; N1 и N2 – реакции опор.
В ходе динамического анализа выявлено, что сумма сил сопротивления движению и силы тяги аппарата не превышают 5 % от движущей силы (натяжения упругого звена), что позволяет получить следующие аналитические зависимости:
x Q1 (c2 k12 mпр2 ) sin(k1t 1 ) Q2 (c2 ) sin(k2 t 2 ) ;
y Q1 (c2 ) sin(k1t 1 ) Q2 (c1 c2 k22mпр1 ) sin(k2t 2 ) ,
с1 k 22 m пр1
где 1 2 ; Q1 ;
2
c1 k12 m пр 2 c1c 2 c 2 k12 m пр 2 c 2 k 22 m пр1 k12 k 22 m пр1 m пр 2
Q2 k12 m пр 2
c1k12 m пр 2
c1c 2 c 2 k12 m пр 2
c 2 k 22 m пр1
k12 k 22 m пр1 m пр 2
.
На основе динамической модели работы механизма разработана методика параметрического синтеза, состоящая из следующих этапов.
1. Задаемся входными параметрами синтеза: mпр2, Vтр, [a], F, сx.
2. Принимаем следующие параметры механизма в первом приближении:
Vтр2 (mпр1 mпр2 ) / (mпр2 [a]) ; с1 [1,4...1,6]m пр 2 [a ] / ;
mпр1 [0 ,7...0,9] mпр 2 ;
с 2 [4...5]c1 .
3. Находим наибольшее значение целевой функции (ψ→max) по следующему
циклу:
– по дифференциальным уравнениям (4) находим параметры механизма;
– оцениваем результаты расчета по основным (ψ→max) и дополнительным условиям синтеза (2*);
– корректируем параметры mпр1, c1, c2, λ.
4. Получаем выходные параметры синтеза: mпр1, c1, c2, λ.
В качестве примера на рис. 7 и 8. приведены результаты параметрического синтеза со следующими входными параметрами: mпр2=40 кг, Vтр=15 м/с,
[a] =100 м/с2. Выходные параметры: mпр1=20 кг, c1=1200 н/м, c2=4000 н/м, λ=3 м.
Аналогичным способом проведен параметрический синтез механизма без дополнительного инерционного звена, но с упругим звеном-демпфером и для системы
с двумя дополнительными инерционными звеньями (рис. 9).
13
Рис. 7. Перемещения:
Рис. 8. Ускорение:
а – летательного аппарата; б – дополнительного инерционного звена
а – летательного аппарата; б – дополнительного инерционного звена
Рис. 9. Ускорение летательного аппарата в процессе запуска:
1 – механизм с двумя дополнительными инерционными звеньями; 2 – механизм с одним инерционным звеном; 3 – механизм с упругим звеном
С помощью динамической модели оценены динамические нагрузки при работе
механизма с двумя дополнительными инерционными звеньями (механизм с тремя
степенями свободы, рис.6, б). Запишем систему уравнений, используя уравнения Лагранжа второго рода:
m пр1 x x( c1 c 2 ) c 2 y 0 ;
m пр 2 y c 2 x y( c 2 c 3 ) c 3 z 0 ;
m пр 3 z c 3 ( z y ) F R 0 .
Из решения дифференциальных уравнений движения, приведенных на
рис. 9, следует, что ускорение летательного аппарата изменяется аналогично ускорению в механизме с одним дополнительным инерционным звеном (механизм с
двумя степенями свободы).
В табл. 4 приведены результаты синтеза механизма старта летательного аппарата массой 40 кг с учетом дополнительных условий синтеза: перегрузка, действующая на летательный аппарат, не превышает 10 g. Требуемая расчетная скорость
старта 15 м/с.
Таким образом, можно сделать вывод, что наличие в механизме двух и более
дополнительных инерционных звеньев не дает преимуществ по сравнению с механизмом с одним дополнительным инерционным звеном. Из расчетов следует, что
предлагаемый механизм старта обладает лучшими характеристиками по сравнению
с аналогами. Учитывая целевую функцию (1*), дополнительное инерционное звено
позволяет уменьшить длину направляющих на 30-40%, при этом нагрузка на летательный аппарат при старте не возрастает.
14
Таблица 4
Результаты синтеза механизма старта
Тип механизма
старта
Катапульта с демпфером
Катапульта с инерционным звеном
Катапульта с двумя
инерционными звеньями
Требуемая
длина разгона ЛА, м
3,00
Время
разгона, с
Значение целевой функции ψ
Вид нагрузки на летательный аппарат
0,35
0,375
2,00
0,27
0,625
1,80
0,33
0,625
Циклическая, знакопеременная
Синусоидальная, знак
постоянный
Синусоидальная, знак
постоянный
Таким образом, методика параметрического синтеза, основанная на динамической модели, позволила осуществить синтез механизма старта с внутренними входами с несколькими степенями свободы с дополнительным упругим звеном, обеспечивающим плавное ускорение летательного аппарата и, следовательно, безударный
запуск.
В четвертой главе приведены результаты экспериментальной работы. Определены критерии подобия, соблюдение которых необходимо для проектирования экспериментальной установки и проведения экспериментов: геометрический, Фруда и
число Ньютона. Рассчитаны размеры модели, удовлетворяющие критериям подобия,
кратность уменьшения равна 7. Общий вид экспериментального стенда стартового
устройства с дополнительным инерционным элементом представлен на рис. 10 и
рис.11, результаты экспериментов – на рис. 12 и рис. 13.
Были спроектированы и изготовлены две экспериментальные модели: с дополнительным инерционным звеном и без дополнительного инерционного звена.
Модель (рис. 10) состоит из линейных направляющих 1, передней и задней
опор 2, 3. На направляющие 1 установлены две каретки 4 и 5, соединенные со стойкой поступательными кинематическими парами. На каретке 4 устанавливается летательный аппарат 15. Каретка 5 фиксируется на стартовой позиции посредством замка 6. На передней части механизма расположен тормоз механизма 7. Упругое звено
9, выполняющее роль двигателя, через систему блоков 8 крепится к стойке 2 и к каретке 5. Взаимодействие между каретками 4 и 5 осуществляется через упругие звенья 13, дополнительное упругое звено 10 и вспомогательные блоки 14. Натяжение
упругого звена 9 осуществляется с помощью лебедки 11. Лебедка 11 после подготовки двигателя к пуску и в момент пуска фиксируется специальным замком лебедки 12. На направляющие 1 для определения положения кареток нанесена шкала делений линейных перемещений.
15
Рис. 10. Модель пусковой установки:
1 – направляющие; 2 – опора передняя; 3 – опора задняя; 4 – каретка с летательным аппаратом; 5 –
каретка с дополнительным инерционным элементом; 6 – замок катерки с дополнительным инерционным элементом; 7 – тормоз; 8 – блок; 9 – двигатель (упругое звено); 10 – упругое звено; 11 –
лебедка; 12 – замок лебедки; 13 – тяги; 14 – блоки вспомогательные; 15 – летательный аппарат
Рис. 11. Общий вид экспериментальной модели:
1 – указатели положения кареток; 2– линейка; 3 – летательный аппарат (ЛА); 4 – каретка для ЛА; 5
– каретка с дополнительным инерционным звеном; 6 – упругое звено; 7 – двигатель
Расстояние между каретками 4 и 5 обеспечивает ход между каретками до 18 см.
Длина направляющих 68 см. Эксперименты фиксировались на скоростную видеокамеру, обработка данных проводилась на ЭВМ.
Значение целевой функции механизма старта с дополнительным инерционным
звеном:
4,32
Vст2
0,587 ,
2[a ]S (T ) 0,35 2 45
механизма-аналога без дополнительного инерционного звена:
4,3 2
Vст2
0,302 .
2[a ]S (T ) 0,68 2 45
16
Рис. 13. Зависимость перемещений от времени для стартовой установки-аналога
Рис. 12. Перемещения:
летательного аппарата (1 – расчет; 2 –
эксперимент); дополнительного инерционного
звена (3 – расчет; 4 – эксперимент)
В табл. 5 представлены параметры сравниваемых стартовых устройств.
Таблица 5
Параметры механизмов старта
Параметр
Масса каретки с летательным аппаратом, г
Скорость старта, м/с
Максимальная величина ускорения, м/с2
Перемещение каретки с летательным аппаратом, см
Перемещение каретки с дополнительным
инерционным звеном, см
Требуемая длина направляющих, см
Значение целевой функции ψ
Механизм с дополнительным
инерционным
звеном
94
4,3
45
Механизм без
дополнительного
инерционного
звена
82
4,3
45
35
68
17
–
35
0,59
68
0,30
В результате экспериментов подтверждено функционирование механизма старта с дополнительным инерционным элементом и выявлено, что требуемая длина
разгона летательного аппарата на 40% ниже, чем длина разгона стартовой установке-аналоге. Замеры перемещения кареток показали хорошую сходимость эксперимента и расчета: расхождение не превышает 8 %.
Таким образом, экспериментально подтверждена методика синтеза параметров
механизма старта с внутренними входами с несколькими степенями свободы с дополнительным инерционным звеном и упругими звеньями в качестве внутренних
двигателей.
17
Заключение
В заключении подводятся итоги диссертации, приводятся основные результаты
и формулируются следующие выводы.
1. Показана эффективность методов функционально-структурного анализа в
создании методики структурного синтеза механизмов старта беспилотных летательных аппаратов. Установлены основания классификации структурных схем механизмов старта: вид входа (внешний, внутренний); вид кинематической пары, соединяющей звенья со стойкой (вращательная или поступательная), вид звеньев
(жесткие и упругие); число степеней свободы механизма. Предложена классификация и функционально-структурная модель механизмов старта. Выявлены наиболее
рациональные структурные схемы механизмов старта: с несколькими степенями
свободы, с внутренними входами и дополнительными инерционными звеньями.
2. Предложена методика структурного синтеза механизмов старта, основанная
на их классификации и функционально-структурной модели. Синтезирован ряд новых структурных схем механизмов старта с дополнительными инерционными
звеньями. Показано, что новые структурные схемы удовлетворяют требованиям по
габаритам устройства.
3. Предложена методика параметрического синтеза двух схем механизмов старта: с вращательной кинематической парой с вертикальной осью вращения и с несколькими степенями свободы и внутренними входами с дополнительным инерционным звеном, основанные на динамической модели процесса запуска. Показано,
что методика позволяет выбрать параметры механизмов старта, удовлетворяющие
основному и дополнительным условиям синтеза: наименьшим габаритам при допустимых нагрузках на летательный аппарат. Установлено, что синтезированная схема
механизма старта с несколькими степенями свободы более эффективно использует
длину направляющих: значение целевой функции (отношение идеальной длины направляющих к реальной длине разгона летательного аппарата) ψ = 0,59, что на 48%
выше механизма-аналога.
4. Установлено, что дополнительные инерционные звенья в механизмах старта
с внутренними входами, использующих в качестве двигателя упругие звенья, позволяют исключить передаточные механизмы и уменьшить ударные нагрузки на летательный аппарат во время запуска. Выявлено, что наличие в механизме двух и более
дополнительных инерционных звеньев не дает преимуществ по сравнению с механизмом с одним дополнительным инерционным звеном.
5. В ходе динамического анализа выявлено, что сумма сил сопротивления движению и силы тяги аппарата в схеме с дополнительными инерционными звеньями
не превышают 5 % от движущей силы (натяжения упругого звена), что позволило
получить аналитические зависимости перемещений летательного аппарата и инерционного звена от геометрических и массовых параметров механизма старта.
6. Экспериментально установлена работоспособность синтезированной схемы
механизма. Расхождение расчетных и экспериментальных данных не превышает 8%,
что позволяет рекомендовать выбранный и обоснованный вариант механизма старта
с дополнительным инерционным звеном для изготовления опытного образца.
7. На синтезированную схему механизма старта получен патент РФ. Результаты
исследования использованы на ООО «Ижмаш – Беспилотные системы» при разра18
ботке катапульты с дополнительными инерционными звеньями.
Таким образом, на основе рассмотрения функциональных и динамических связей в стартовом устройстве разработана методика структурно-параметрического
синтеза механизмов старта, обладающих улучшенными массовыми и габаритными
характеристиками.
Результаты исследования отражены в следующих публикациях.
Патент
1. Патент на полезную модель 98 396 РФ, МПК B64F 1/06. Катапульта /
Г.С. Аленченков, А.Э. Пушкарев. – № 2010119280/11; Заявлено 13.05.2010. – Опубл.
20.10.2010. – Бюл. № 29. – 7 с.
Статьи в изданиях, рекомендованных ВАК
2. Аленченков Г.С. Функционально-структурная модель стартового устройства летательного аппарата малой массы / Г.С. Аленченков, А.Э. Пушкарев // Вестник
ИжГТУ, 2011. – № 2. – С. 3 – 7.
3. Аленченков Г.С. Структурный синтез механизмов стартовых устройств беспилотных летательных аппаратов малой массы / Г.С. Аленченков, А.Э. Пушкарев //
Интеллектуальные системы в производстве. – 2012. – № 1. – С. 5–11.
4. Аленченков Г.С. Параметрический анализ и синтез механизмов стартовых
устройств беспилотных летательных аппаратов малой массы / Г.С. Аленченков, А.Э.
Пушкарев // Вестник Ижевского государственного технического университета. –
2012. – № 2. – С. 4–7.
Статьи в сборниках материалов конференций
5. Аленченков Г.С. Структурная и функциональная модели стартового устройства летательного аппарата малой массы // Современные проблемы и пути их решения в науке, транспорте, производстве и образовании 2009: сб. науч. трудов по матер. междунар. науч.-практич. конф. (21–28 декабря 2009г., Одесса). Том 3.
Технические науки. – Одесса: Черноморье, 2009. – С. 23–26.
6. Аленченков Г.С. Стартовые устройства беспилотных летательных аппаратов, применяемых для мониторинга земельных ресурсов // Научное обеспечение инновационного развития АПК: матер. всеросс. науч.-практич. конф. (16–19 февраля
2010 г., Ижевск). В 4 т., Т. 3. – Ижевск: ФГОУ ВПО Ижевская ГСХА, 2010. – С. 139
– 144.
7. Аленченков Г.С. Импульсная катапульта с дополнительными упругими
элементами // Техника XXI века глазами молодых ученых и специалистов: матер. IX
всерос. науч.-технич. конф. студентов, магистрантов, аспирантов и молодых ученых
(16 апреля 2010 г., Тула). – Тула: Изд-во ТулГУ, 2010. – С. 196 – 201.
8. Аленченков Г.С. Конструкции пусковых установок летательных аппаратов//
Ломоносов-2010: матер. междунар. молод. науч. форума (12–15 апреля 2010 г, Москва). [Электронный ресурс] – М.: МАКС Пресс, 2010. – 1 электрон. опт. диск (CDROM) ISBN 978-5-317-03197-8.
9. Аленченков Г.С. Моделирование старта беспилотных летательных аппаратов, запускаемых с катапульты // Будущее машиностроения России: матер. III всеросс. конф. молодых ученых и специалистов (22–25 сентября 2010 г., Москва). – М.:
Изд-во МГТУ, 2010. – С. 218, 219.
10. Аленченков Г.С. Моделирование старта беспилотного летательного аппара19
та // Проблемы исследования и проектирования машин: сб. статей IV междунар. науч.-технич. конф. (20–22 ноября 2010 г., Пенза). – Пенза: Приволжский Дом знаний,
2010. – С. 63–65.
11. Аленченков Г.С. Моделирование двухмассовой системы с дополнительными упругими элементами // Наука. Технологии. Инновации: матер. всеросс. науч.
конф. молодых ученых в 4-х частях (3–5 декабря 2010 г., Новосибирск). – Новосибирск: Изд-во НГТУ, 2010. Часть 2. – С. 246–247.
12. Аленченков Г.С. Механизмы пусковых устройств беспилотных летательных
аппаратов // Наука и молодежь: проблемы, поиски, решения: труды всеросс. науч.
конф. студентов, аспирантов и молодых ученых (май 2011 г., Новокузнецк). – Новокузнецк: СибГИУ, 2011. – С. 257–261.
13. Аленченков Г.С. Стартовые устройства. Моделирование процесса запуска
беспилотного летательного аппарата // Современное машиностроение. Наука и образование: матер. междунар. науч.-практич. конф. (14–15 июня 2011 г., СанктПетербург). – С.-Пб.: Изд-во Политехн. ун-та, 2011. – С. 112–119.
14. Alenchenkov G.S. Unmanned aerial vehicles launchers // Second forum of young
researchers. In the framework of international forum "Education quality –2010" (April 22,
2010, Izhevsk). – Izhevsk: Publishing House of ISTU, 2010. – p.p. 174–179.
20
Документ
Категория
Технические науки
Просмотров
122
Размер файла
1 145 Кб
Теги
кандидатская
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа