Концептуальное проектирование автономного аппарата для полета в атмосфере Марса

МАИ, ЦАГИ

Марс обладает особыми условиями для обеспечения управляемого полёта в атмосфере для аппаратов самолётного и вертолётного типа. Сочетание низкой плотности атмосферы (в 6 раз меньше земной) большого диапазона температур и низкой гравитации (в 2.6 раз меньше земной) как упрощает, так и усложняет задачу по проектированию летательного аппарата. Записав выражения связи параметров динамики летательного аппарата, пренебрегая сжимаемостью потока при небольших дозвуковых скоростях и предполагая независимость коэффициентов сопротивления от числа Рейнольдса, можно считать ρV2/gL ≊ const, откуда следует, что следует, что для обеспечения той же подъёмной силы, необходимо лететь со скоростью в ~7.81 раз больше. Для обеспечения той же силы тяги, воздушному винту необходимо либо вращаться в ~7.81 раза, либо иметь диаметр больше в ~2.8 раза.

Создание БПЛА для Марса обусловлено рядом научных и практических задач, которые невозможно эффективно решить с помощью только наземных роверов или орбитальных аппаратов: проведение исследование труднодоступных районов. Автономный летательный аппарат в атмосфере Марса является удобным инструментом для расширения границ исследования планеты, повышения эффективности научных миссий и подготовки к будущим пилотируемым экспедициям. Для оптимизации параметров летательного аппарата и выбора режимов полета сформулирована система уравнений нелинейных связей технических параметров летательного аппарата с учетом особенностей свойств атмосферы. Низкое содержание кислорода в атмосфере Марса (~0.13% по объёму) накладывает серьёзные ограничения по виду силовых установок доступных к применению, как правило, вынуждает использовать только электродвигатели. 

Особую роль играют пылевые бури и сальтация частиц оксида железа, которые могут привести к эрозии обтекаемого тела и примести к значительному возрастанию тепловых потоков в результате аэротермодинамического нагревания и торможения частиц при столкновении. Для проведения летных экспериментов в настоящей работе создана модель летательного аппарата рамной схемы (рис. 1, б) Показаны формы, снижающие сопротивление тел в дисперсных средах с учетом свойств материала обтекаемого тела и частиц в атмосфере (рис. 1, в).

а) б) в)

Рис. 1.  а) - зависимости характерного размера от скорости летательного аппарата для обеспечения горизонтального полёта, для атмосфер Земли и Марса, б) - фотография модели самолета-носителя, предназначенного для запуска сверхзвуковых автономных летательных аппаратов, в) – пример зависимости коэффициента сопротивления степенного тела в двухфазном потоке в зависимости от показателя степени q и отношения максимальных продольного и поперечного размера

1. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М., 1981. 180 с.

2. Justh H. L., Suggs R. W. Mars Global Reference Atmospheric Model (Mars-GRAM) User Guide. NASA TM, 2021. 88 p.

3. Петров А. В. Энергетические методы увеличения подъёмной силы крыла : монография. Москва : Физматлит, 2011. 404 с.

Альберт Александрович Култашев

• Подробнее...

Расчетные и экспериментальные способы оптимизации тяги воздушных винтов в компоновке с летательным аппаратом

ФАУ "ЦАГИ"

Для изучения сложных особенностей взаимодействия винта с планером летательного аппарат в настоящее время используются экспериментальные методологии, базирующиеся на применении работающих имитаторов силовых установок. В первую очередь, это относится к ЛА нетрадиционных аэродинамических схем, отличающихся нестандартным расположением винтомоторной силовой установки. Расчетные методы также используются для определения взаимной интерференции винта и элементов планера, чаще всего снижающей эффективность всей системы. Однако следующим этапом необходимо проводить глубокую интеграцию и оптимизацию взаимного положения для получения уже положительного эффекта от интерференции.

Основной методической проблемой при испытаниях моделей в малоразмерных аэродинамических трубах (АДТ) является несоответствие чисел Рейнольдса в условиях АДТ и полета. Это влияет на выбор режимов работы имитатора и подбор величин скорости потока, при которых обеспечивается подобие аэродинамических характеристик винта. При этом необходимо обеспечить моделирование основных критериев подобия, таких как коэффициент нагрузки на ометаемую винтом площадь и относительная поступь винта. Для этой цели проводятся специальные методические испытания, которые призваны получить набор исходных данных для разделения сил и моментов на воздушном винте и планере ЛА. Отдельным вопросом стоит задача снижения вредного влияния температуры на показания весовых элементов. Более сложное взаимодействие элементов возникает при проведении испытаний моделей с выпущенной механизацией крыла, отклоненными органами управления, отказом двигателя, вблизи экрана [1]. В продолжении этой работы  рассмотрен способ снижения  вредной интерференции путем оптимизации силовой установки толкающего типа и фюзеляжа летательного аппарата [2].

В результате выполнения работы , показано что тяга толкающего винта при его размещении в заторможенном потоке за фюзеляжем может быть увеличена на 20-25%, а модификация формы кормовой части фюзеляжа уменьшает его сопротивление до 20%. Также показано что усовершенствованная  технология проведения испытаний моделей с воздушными винтами повышает точность измерений сил и моментов на воздушном винте на 13-15%, расширяет рабочий диапазон  испытаний по числам Маха и Рейнольдса и увеличивает допустимое время  непрерывного эксперимента на 30%.

Витали Валентинович Губски

• Подробнее...