Проект по разработке комплекса с дистанционно пилотируемым летательным аппаратом самолётного типа для российского заказчика.

Проект по разработке комплекса с дистанционно пилотируемым летательным аппаратом (ДПЛА) самолётного типа по заданию российского заказчика выполнялся в 2014 г.

Проект состоял из 2-х частей.

Задача №1  

В рамках первой задачи были выполнены работы по определению функционального и физического состава систем комплекса с ДПЛА в соответствие с выполняемыми комплексом задачами, предполагаемыми заказчиком лётно-техническими и весовыми характеристиками ДПЛА.

Для решения поставленной задачи был проведён анализ функциональных систем зарубежных аналогов – БЛА самолетного типа с максимальным взлетным весом в диапазоне 900 – 2000 кг.

По результатам анализа был составлен список рассмотренных БЛА-аналогов, перечислены системы, присутствующие на анализируемых БЛА, было дано краткое описание функционала каждой из указанных систем, отмечены особенности.

Всего на данном этапе было проанализировано 9 БЛА, среди которых присутствовали таки беспилотники, как RQ-1A/MQ-1A «PREDATOR» и MQ-1С «GREY EAGLE» компании General Atomics (США), «HERON-1» и «SUPER HERON» IAI (Израиль), «ANKA А» Turkish Aerospace Industries (Турция) и др.

pred-grey_eagle
Пример рассмотренных самолётов прототипов.
В выводах были приведены установленные в ходе анализа важные закономерности по удельным характеристикам, позволяющим спроектировать ЛА, таким как удельная масса, отнесённая к единице мощности двигателя, относительная масса полезной нагрузки, удельная нагрузка на крыло и другим.

На основе анализа комплексов-аналогов был сформированы предложения ИЦ ИКАР по функциональному облику перспективного комплекса с ДПЛА, имеющему лётно-технические характеристики, заданные заказчиком.

Были сформированы предложения, как по списку функциональных систем летательного аппарата, так и по наземной части комплекса. Были даны предложения по отдельным агрегатам или системам в целом, потенциально пригодным для установки на ДПЛА или наземный комплекс, с указанием критичных характеристик (габариты, масса, крутящие моменты для приводов, величина и тип напряжения питания и др.).

По каждой системе или агрегату заказчику была предоставлена информация об их назначении, применительно к проектируемому ДПЛА, были даны предложения по составу систем, описание режимов работы, а также все имеющаяся информация по предполагаемым к применению готовым изделиям и материалам.

Значительно меньше информации удалось обнаружить по наземному комплексу управления ДПЛА. Тем не менее, были представлены предложения по наземной контрольной станции, которая является  основным элементом наземного комплекса управления ДПЛА, антенному терминалу прямой воздушной связи и антенному терминалу спутниковой связи, комплексу обеспечения взлёта и посадки ДПЛА в ручном и автоматическом режимах и комплексу наземного обслуживания.

Задача №2  

В рамках второй задачи на основании анализа функционального и физического состава систем комплекса с ДПЛА, были выполнены работы по определению оптимального облика ДПЛА.

Заказчиком была поставлена задача на основании предварительных ТТХ проработать концепцию однодвигательного и двухдвигательного вариантов ДПЛА. Двухдвигательный вариант рассматривался как запасной вариант, поскольку имел аналогичное назначение, предусматривал туже полезную нагрузку и время барражирования, и, соответственно, проигрывая однодвигательному варианту по всем стоимостным показателям, но выигрывал в том, что потенциально мог не иметь тех серьёзных ограничений по эксплуатации, которые имеет любой однодвигательный летательный аппарат.  

Результатом данной работы должны были быть концептуальные положения, положенные в основу создания обоих вариантов и расчёты, которые бы обосновывали основные геометрические, весовые и центровочные характеристики обоих вариантов ДПЛА. После этого необходимо было разработать и по одному варианту общего вида и компоновки для каждого варианта.

В связи с тем, что полезная нагрузка и задачи, указанные в ТЗ, были одинаковы для однодвигательного и двухдвигательного вариантов ДПЛА, было принято решение, что в процессе разработки необходимо обеспечить максимально возможную унификацию по компоновке отсеков оборудования между однодвигательным и двухдвигательным вариантами ДПЛА. За базовый вариант был принят однодвигательный БЛА.

С учётом необходимости размещения длинномерной антенны РЛС бокового обзора (БРЛК), как основного элемента полезной нагрузки, для которого необходимо было создать максимально эффективные условия работы, в первом приближение была выбрана схема с толкающим винтом и расположением БРЛК в носовой части фюзеляжа.

Была предложена следующая концепция:

 

Определяющим фактором, влияющим на форму поперечного сечения фюзеляжа, являлась носовая зона фюзеляжа, где должны быть размещены одновременно БРЛК, антенна системы спутниковой связи, блоки самолётного оборудования и передняя стойка шасси.

sechenie
Сечение фюзеляжа в зоне установки БРЛК, системы спутниковой связи и колеса передней стойки шасси.
Геометрия обводов фюзеляжа должна была быть такой, чтобы в зоне излучающих элементов антенн РЛС бокового обзора и антенны спутниковой связи внешние панели, по-возможности, были эквидистантны к рабочим поверхностям этих антенн, обеспечивая тем самым минимальные потери при передаче и приёме сигнала. При этом должны были быть исключены плоские участки поверхности и участки переходов от одной к другой поверхности с малыми радиусами, как вероятные зоны возникновения аэродинамических срывов.  

При выборе аэродинамической компоновки БЛА сознательно было решено отказаться от каких-либо экзотических аэродинамических схем, тем не менее, работа так «захватила» участников проекта, что они в инициативном порядке предлагали многочисленные альтернативы.

alternative
Альтернативные варианты аэродинамической компоновки.
При выборе параметров крыла основным фактором было требование по продолжительному времени полёта на минимальной скорости. Кроме этого были приняты во внимание и параметры крыла самолётов-прототипов.

В соответствие с этим было выбрано крыло большого удлинения с высоконесущими профилями. Толкающие винты позволяют реализовать на таком крыле высокие значения аэродинамического качества и, соответственно, большое время полёта с минимальными затратами топлива.

Было рассмотрено несколько вариантов аэродинамической компоновки БЛА, связанных, в основном, с вариантами хвостового оперения, условиями его крепления на планере, а также вариантами с тянущими и толкающими винтами.

Было отмечено, что, несмотря на распространённость (Predator, Grey Eagle, Anka A), все варианты с оперением на фюзеляже имеют органический недостаток – малое эффективное плечо оперения. Увеличить его проблематично из-за того, что удлинение хвостовой части фюзеляжа со смещением двигателя назад приводит к необходимости удлинения и носовой части фюзеляжа, необходимое для сохранения центровки, а без смещения двигателя назад появляется необходимость введения в состав винтомоторной группы вала большой длины, что значительно усложняет конструкцию. Были отмечены и другие недостатки, присущие этой схеме.

Для двухдвигательного варианта также были рассмотрены несколько аэродинамических схем с двигателями, установленными на крыле с тянущими и толкающими винтами.

Было отмечено, что все схемы с тянущими винтами и расположением РЛС бокового обзора в носовой части имеют тот недостаток, что носовую часть фюзеляжа приходиться делать длинее, чтобы избежать влияния винтов на работу БРЛК.

Вариант с размещением БРЛК за крылом серьёзно осложняет силовую схему, т.к. требуется организовать большой по длине вырез в высоко нагруженной хвостовой части фюзеляжа.

Кроме анализа схем для каждого рассматриваемого варианта были просчитаны массовые, лётно-технические характеристики, центровка самолёта. При этом анализ некоторых вариантов уже на этом этапе показал, что полученная максимальная взлётная масса самолёта превышает расчётную массу у других вариантом, а иногда и заданную массу.

На основе вышеописанных компоновочных проработок и вычислений была составлена таблица оценок вариантов по различным критериям, согласно которой для последующей детальной проработки совместно с заказчиком выбор был сделан в пользу для однодвигательного варианта —  оперения Н-образной схемы, вынесенного на хвостовых балках, а для двухдвигательного варианта — вариант с толкающими винтами.

После выбора наиболее рациональных схем однодвигательного и 2-х двигательного ДПЛА были проведены следующие модификации конструкции:

 

Аэродинамическая схемы крыла определялась основным режимом полёта ДПЛА – барражирование с минимально допустимой скоростью. Такому полёту в наибольшей степени соответствует прямое крыло трапециевидной формы большого удлинения. В качестве материала крыла предполагалось использовать композиты на основе угле- и стеклоткани. Механизация крыла была предложена в виде нескольких секций простых однощелевых закрылков, одного элерона и одного зависающего элерона. В процессе работы были рассмотрены 4 конструктивно-силовых схем крыла и схем его крепления на фюзеляже.

Аналогично были проработаны конструктивно-силовые схемы оперения, схема установки силовой установки, предварительная конструкция шасси и схема уборки стоек, схема членения и размещения агрегатов в стандартном 40-футовом морском контейнере.  

Кроме этого, отдельно по требованию заказчика была проработана и представлена на компоновке схема обдува воздухом БРЛК и блоков аппаратуры в носовом отсеке фюзеляжа.  

При работе по 2-х двигательному варианту были использованы многие наработки, полученные при работе по однодвигательному варианту.  

Также как и для однодвигательного варианта, носовая часть двухдвигательного варианта самолёта имеет балочно-лонжеронную конструкцию с неработающей внешней обшивкой. Центральная часть, где размещен топливный бак, имеет конструкцию типа «полумонокок» с работающей обшивкой,  подкрепляющими продольными бимсами и шпангоутами. Хвостовая часть имеет конструкцию типа «монокок» с несколькими продольными бимсами и шпангоутами в зоне крепления оперения и предназначена, в первую очередь, для крепления оперения и передачи нагрузок от него на центральную часть фюзеляжа.  

Балочно-лонжеронная конструктивно-силовая схема фюзеляжа позволяет максимально полно использовать внутренние объёмы фюзеляжа, а также обеспечивает лёгкий доступ к оборудованию.  

Аэродинамическая схемы крыла 2-х двигательного варианта во многом схожа со схемой для однодвигательного, что определяется одинаковыми задачами и эксплуатационными требованиями. Для данного варианта также были рассмотрены 3 конструктивно-силовые схемы крыла и схемы крепления крыла на фюзеляже.  

Кроме Т-образного оперения, по требованию Заказчика, на данном этапе исследования были дополнительно рассмотрены также иные варианты оперения: традиционной схемы и V-образного оперения. Однако анализ указанных схем не показал существенного преимущества по сравнению с Т-образным оперением, которое было принято, как основной вариант.  

Отчёт о проделанной работе содержал детальный перечень оборудования обоих вариантов ДПЛА, расчёты масс и центровок.

equip_mass
Перечни оборудования и расчёт масс.
Для расчёта лётно-технических характеристик вариантов ДПЛА заказчику была предоставлена подробно описанная методология. Расчёт скорости и потребной мощности проводился для условий горизонтального полёта на максимальной рабочей высоте при выполнении задания, в ходе которого работает максимальное количество элементов полезной нагрузки. Недостающие данные искались по всевозможным источникам, экстраполировались, базируясь на имеющихся исходных данных. Потребное количество топлива определялось на базе предыдущих вычислений мощности, требуемого времени полёта на рабочем режиме и представленного разработчиком двигателя графика удельных расходов. Было доказано, что для обоих вариантов ДПЛА заданное время барражирования обеспечивается при максимальной высоте полёта, а при меньшей высоте полёта или при её ступенчатом изменении может быть даже превышено.
raschet
Страницы расчётов.
При этом было показано, что 2-х двигательный вариант имеет существенный запас между располагаемой и потребной мощностью, по сравнению с однодвигательным вариантом, у которого потребная мощность оказалась близкой к пределу возможностей двигателя. Исходя из этого, для 2-х двигательного варианта были проведены оценочные расчёты для варианта с увеличенным временем полёта (УВП-вариант).

Все материалы были переданы заказчику и получили положительную оценку, а однодвигательный вариант проектируемого ДПЛА был выставлен заказчиком в виде модели на авиасалоне МАКС-2015.

kayra
Стендовая модель ДПЛА на МАКС-2015.