![](/user_photo/_userpic.png)
книги из ГПНТБ / Дракин, И. И. Основы проектирования беспилотных летательных аппаратов с учетом экономической эффективности
.pdfАналогично формуле (2. 46)
Следовательно, |
|
O s l= (/ x -l)Ö 2 . |
|
|||||||
|
Оэі |
( / p i - |
1) |
AG |
2 |
’ |
||||
|
|
|
|
|
( / - |
|
||||
поэтому |
|
|
доэ1 |
|
1 |
1)G2 |
|
до2 |
||
|
|
|
|
|
|
|||||
г |
/ р і - і |
|
G 2 |
&Ч |
11 1т |
/ p i - 1 |
||||
• <?2 |
_ . |
/ 1 - 1 |
G 2 |
|
|
/ 1 - 1 |
||||
Д<?і |
|
|
д |
|
|
|
|
|
G2 |
|
при этом полное изменение2 |
|
|
|
|
|
(2.47) |
||||
стоимости будет |
||||||||||
|
|
|
|
AQi |
|
AQi |
I |
AQ |
(2.48) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Q |
2 |
|
|
|
|
|
Q2 |
|
Q2 |
|
|
||
|
|
|
|
|
|
2 |
|
|
Величина AQ2/Q2 определяется по формуле (2.40), заменяя в ней индекс 0 на 2. Значения qi и Цг — соответственно средние первоначальные удельные стоимости энергоблока 1-й ступени и 2-й ступени без полезной нагрузки, т. е.
Ог. С2 ’
причем в значение Q2 полезная нагрузка не входит, а в значе ние G2 — входит.
7.1. Пример экономического сравнения Ж Р Д с РДТТ для ракеты-носителя
В статье [117] производится сравнение ускорителей с Ж РД и с РДТТ для космических ракет-носителей класса 1000 тонн. Используя приводимые в статье относительные веса и относи тельные удельные стоимости, определяем разницу в затратах на ЛА с РДТТ и Ж РД . В качестве исходного варианта принимаем РДТТ. В приведенной статье для Ж РД в качестветоплива ис пользуется водород и кислород. Принимаем, как в статье [77],
для случая применения РДТТ f0T = 4,05. |
|
|||
Принимая £==—0,075, см. разд. |
6.1, /р = 3,77. В статье [117] |
|||
приводятся следующие характеристики РДТТ: |
||||
Н-т |
0,88 |
-0,1365, |
2,2 |
=0,0837, |
0,12 |
26,3 |
|||
|
при ЭТОМ Цк—Рд-
100
Так как по формуле (1.6)
Го
1— (Ик + Нт)
то
^ + + = 0 ,7 5 3 ,
следовательно,
И*= 0,0905, [а]= 0,6625. Для Ж РД приводятся следующие данные:
+ |
_ |
0,06 |
- 0 |
064 |
9 ? |
|
0,45 |
_ |
- 0 001365 |
0,94 |
т |
|
330 |
|
|||||
и? Ж |
|
|
аж |
|
|
|
|||
4а |
л |
330 |
|
|
Яг |
|
0,45 |
|
|
ѵд |
26,3 |
— 1° 55 |
|
|
— 0 205 |
||||
|
г |
Чт |
- |
2,2 |
|
||||
Принимаем |
согласно |
|
Т |
|
|
РДТТ /т = 247 с. Для |
|||
работе [77] для |
Ж РД с водородно-кислородным топливом, согласно работе [79], максимальное значение /тах = 433 с, уменьшаем это значение на 15% за счет влияния противодавления на выхлопе в низких сло ях атмосферы и за счет потерь горючего и окислителя вследствие испарения.
Тогда получим |
/ж = 368с, |
-у -= 0 ,4 9 . |
|
По фор,муле (2.21) находим |
|
|
|
Д^т= (1 - |
0,6625) [ 1- (1 - 0,6625)-0'329] = — 0,1445, |
||
следовательно, |
|хж =0,6625-0,1445 = 0,518, |
||
|
|х«= 0,064-0,518 = |
0,0332, |
|
Д[Ад= -0,0573, |
ДіхІ = |
-0,1445. |
|
По формуле (2. 15) |
|
|
8О0= - 3,77 (0,0573 + 0,1445)= - 0,76,
по формуле (2. 16)
ДОо 0,76 0,432.*!
1,76
101
Принимая Рта = 0,05, находим по формуле (2. 42)
ц |
_ |
1 |
4,05-0,05 |
: - 0,0453, |
|
_ |
3 |
1,49 |
|||
по формуле (2. 37) |
Д^ТМ |
|
0,0453 |
0,432 |
0,0048. |
|
|
||||
|
|
4,05 |
Второй и третий члены в квадратных скобках формулы (2. 40) не учитываем, так как они учтены в условиях определения Ард и Л<7д. По формуле (2. 36)
Рт1 = 0,518 + 0,0048 = 0,5228.
Определяем удельные стоимости. По формуле (2. 39)
ТТ
— = Рд + — рт= 0,0905 + 0,0837 •0,6625 = 0,1459.
|
|
ЧІ |
|
- ч\ |
|
|
Следовательно, |
|
|
+=0,0837-6,86 — 0,575, |
|||
|
|
|
q\= |
|
|
|
|
|
|
-— -— = 6,86, |
|||
|
|
|
|
0,1459 |
|
v |
Д , д = ^ — |
1 j ^д=79,2, |
д<7т= (0,205—-1) - 0,575= — 0,458. |
||||
|
По формуле |
(2.39') |
ѵо=0,814, |
|||
д^0 |
по формуле (2. 38) |
|
|
|||
|
= -^ 2 -= (1 -0,814). 0 ,4 3 2 + — ( 1 - 0 ,814)(2-0,814)-0,4322 = |
|||||
|
|
4о |
|
|
= |
2 |
|
-По формуле (2. 40) |
|
0,1008. |
|||
|
0,0573 • 6,86 - (0,1445 - 0,0048) • 0,575 + |
|||||
|
Ä |
= |
_ 0,432 + [ - |
|
|
|
|
<?о |
+ |
0,0332 • 79,2 — 0,5228 • 0,458 + 0,1008] (1 - 0,432), |
|||
или |
|
|
|
|
* |
-^ 2 - = 0,713.
Qo
Следовательно, переход с РДТТ на Ж РД в 1-й ступени рассмат риваемой ракеты приводит к увеличению стоимости энергетиче ского блока 1-й ступени на 71,3%, несмотря на то, что вес его уменьшается при этом на 43,2%.
Проанализируем теперь переход с РДТТ на Ж РД во 2-й сту пени того же ДА, оставляя в 1-й ступени РДТТ. Исходные дан ные берем те же самые.
102
Так как для 2-й ступени £даО, то |
|
|
|
|||
Поэтому по формулам |
/ р2=:/2 = 4,05. |
|
|
|
||
(2. 15) и (2. 16) |
|
|
|
|||
|
SGa= |
— 0,816, - ^ = - 0 , 4 5 . |
|
|
||
По формуле (2. 38) |
|
G 2 |
|
|
|
|
Применяя формулу |
|
Д0а = _^і-=О,1О59. |
|
|
|
|
|
42 |
|
|
|
||
(2. 40) и учитывая, что в ней по сравнению |
||||||
с предыдущим расчетом изменятся только |
величины Д |
G 0/G0 |
и |
|||
Д<7о, найдем |
AQ2 |
-0 ,4 5 + 2,024(1-0,451 |
,0,662. |
|
|
|
|
|
|
||||
|
и q2, |
|
|
|||
Значения |
QI |
входящие в формулу (2.47), соответствуют |
||||
|
в данном случае РДТТ в 1-й и 2-й ступенях (исходный вариант),
поэтому |
qi = q2. |
Учитывая это, по формуле (2.47), |
||
2 |
^ •0,45+ 0,1008 (і - ^ 0 , 4 5 3,05= - 1,р65. |
|||
О |
3,05 |
\ |
3,05 |
|
Полное |
изменение относительной стоимости по формуле (2. 48) |
|||
будет |
|
-——1-2-= - |
1,065 + 0,662= -0 ,4 0 3 , |
|
|
|
Q2 |
|
|
т. е. получается снижение стоимости на 40,3%.
Таким образом, если в 1-й ступени применение Ж РД.было не рационально, то во 2-й ступени Ж РД позволяет существенно снизить стоимость энергоблоков обоих ступеней. Заметим, что снижение стоимости в данном случае происходит за счет энер гоблока 1-й ступени, который уменьшается в весе На 40,9%.
Необходимо заметить, что полученный выше результат — не рациональность Ж РД в 1-й ступени не является общей законо мерностью. Этот результат относится к Ж РД с водородным го рючим.
Г л а в а III
ОП ТИ М И ЗАЦ И Я П АРАМ ЕТРОВ КО Н СТРУКЦ И Й
1. УРАВНЕНИЯ ОПТИМИЗАЦИИ ПАРАМЕТРА КОНСТРУКЦИИ
»
Под параметром конструкции понимается характерная вели чина, определяющая геометрические, весовые или энергетические свойства конструкции. Во многих случаях в качестве параметров применяются относительные или удельные величины (удлинение, относительная толщина, удельное давление и т. д.).
При оптимизации параметров конструкций могут быть при менены как экономические, так и весовые критерии. В данной главе рассматриваются такие параметры, которые практически не влияют на вероятность поражения цели. Поэтому в качестве экономического критерия для одноразового ЛА может быть при нята стоимость вылета. Учитывая слабое влияние геометриче ских и энергетических параметров на экономику стартовой пози ции и эксплуатации, вполне допустимо ограничиться производ ственными затратами (себестоимостью) на ЛА.
Следует заметить, что зависимость критериальной величины от геометрических параметров имеет вблизи минимума доволь но слабое изменение (пологая кривая критериальной величины в области минимума). Поэтому неучет второстепенных по влия нию на оптимум затрат не поведет к заметному увеличению за трат на вылет.
В качестве весового критерия целесообразно применить стар товый вес, который отражает в некоторой степени не только про изводственные затраты, но и затраты на элементы стартовой по зиции.
Ниже приводится методика оптимизации по экономическому критерию. По этой же методике можно оптимизировать и по ве совому критерию.
Вопросам оптимизации параметров конструкций ЛА посвя щены работы Н. А. Фомина [64], Б. Д. Фрид [29], Ж. Ванденкеркхове [3], И. И. Дракина [122], Раш, Брэкен, Маккормик [52] и др. Во всех указанных работах, кроме последней, принимается весо вой критерий. В работе [52] оптимизация проводится на базе экономического критерия.
Н. А. Фомин оптимизирует только удлинение и относитель ную толщину крыла, Ж. Ванденкеркхове рассматривает только
104
РДТТ, Б. Д. Фрид ограничивается общей постановкой задачи, в работе [52] оптимизируются в основном веса топлива и тяги многоступенчатых ракет-носителей, а также длины блоков сту пеней.
Излагаемая ниже методика в принципе аналогична приведен ной в работе [22], но является более широкой по критериям и объектам оптимизации и более глубокой по учету различных факторов.
Остановимся вначале на физической стороне вопроса. Изме нение какого-либо параметра конструкции, очень слабо влияю щего на вероятность выполнения задачи, может влиять на сле дующие выходные параметры ЛА: на вес конструкции или на аэродинамическое сопротивление, а следовательно, на вес топ лива. То и другое ведет к изменению полетного веса, а также к изменению стоимости ЛА. Предполагается, что при изменении параметра летно-тактические свойства ЛА не меняются, точнее их возможное изменение компенсируется соответствующим коли чеством топлива, обеспечивающем сохранение летно-тактических свойств — закона скоростей или характерных скоростей (началь ной, средней, конечной),траектории полета.
В общем случае при оптимизации параметров конструкции и топлива следует оптимизировать и траекторию полета. Особен но это относится к параметрам двигателей. Однако на параметры ракетных двигателей траектория полета влияет слабо, поэтому вполне возможна независимая оптимизация параметров ракет ных двигателей и траектории. На параметры воздушно-реактив ных двигателей возможно существенное влияние траектории. В этом случае вполне допустима последовательная пораздельная оптимизация конструктивных и баллистических параметров.
Излагаемая ниже методика оптимизации конструктивных * параметров предполагает баллистические характеристики задан ными. Однако, выражая траекторию полета в параметрической форме (см. гл. IV), вполне возможно вести одновременную опти мизацию конструктивных и баллистических параметров. Такая оптимизация практически возможна только с помощью ЭЦВМ .
В отношении методов оптимизации существуют два направ ления: методы последовательной оптимизации и методы «гло бальной» оптимизации.
При последовательной оптимизации критериальная величина (стоимость БЛА или стартовый вес) устанавливаются вначале на основе статистических значений параметров. Затем оптими зируется один или два параметра при сохранении остальных не изменными. После этого уточняются весовые и экономические зависимости и оптимизируются последовательно следующие параметры. Для уточнения оптимизации можно цикл повторить снова. При такой оптимизации можно последовательно оптими зировать как конструктивные, так и баллистические параметры и траектории.
105
Последовательная оптимизация позволяет не только находить оптимальные значения параметров, но и проводить их анализ в отношении остроты критериальной функции, выбирать те значе ния параметров, которые близки к оптимальным и более удовле творительны по критериям, оцениваемым качественно. Последо вательная оптимизация позволяет группировать параметры по сильной взаимозависимости (например, удлинение носовой части и диаметр корпуса). В связи с малым объемом расчетной работы по оптимизации отдельных параметров легко и быстро, выявля ются ошибки программирования (при счете на ЭЦВМ) и ручно го счета. Последовательная оптимизация позволяет оптимизи ровать большинство конструктивных параметров с помощью ручного счета: это дает возможность оптимизировать параметры непосредственно проектировщику того или иного агрегата.
При «глобальной» оптимизации оптимизируются одновремен но все основные параметры, а также траектория.. См., например, работу [61]. Эта оптимизация внешне выглядит привлекательно, однако, она имеет ряд недостатков, снижающих ее практическую ценность. К числу основных недостатков можно отнести следу ющие.
1.Большое время, необходимое для отработки программы алгоритма.
2.Наличие отработанной трудоемкой программы счета сдер
живает прогрессивное изменение алгоритма.
3.Невозможно определение «остроты» критериальной функ ции; для этого необходимо иметь отдельную программу для каж дого параметра.
4.«Глобальная» оптимизация в ряде случаев ведет к частным оптимумам. Для установления глобальных оптимумов приходит ся проводить повторные расчеты, что увеличивает трудоемкость.
5.«Глобальная» оптимизация, будучи оторвана от конструк- тора-разработчика отдельных агрегатов, лишает его возможно сти творческого маневрирования и сужает его инициативу.
«Глобальная» оптимизация более целесообразна на этапе эскизного проектирования, когда выявлены различные требова ния и ограничения как к параметрам, так и к траекториям, когда разработан метод наведения, уточнены аэродинамические, весо вые и энергетические характеристики. На этапе предэскизного проектирования предпочтительна последовательная оптими зация.
Ниже излагается метод оптимизации отдельных параметров, который может быть использованЦля последовательной оптими зации. Полученные расчетные формулы и уравнения могут быть использованы также для составления алгоритма «глобальной» оптимизации.
Рассмотрим вначале одноступенчатый ЛА. Примем в каче стве критерия производственную стоимость ЛА без полезной на грузки Qo и обозначим величину исследуемого параметра через
106
Очевидно, что при оптимальном значении параметра должно удовлетворяться уравнение
|
|
|
|
- ^ - = 0 . |
(3.1) |
|
|
Представляем значение |
d i |
как сумму следующих затрат: |
|||
Q^ |
Qo |
|||||
|
—q^G^ |
— затраты |
на агрегаты конструкции, непосредствен |
|||
но зависящие от величины параметра |
QT= <7TGT'— затраты на |
|||||
топливо; |
Qa=aqaGx |
— затраты на элементы конструкции дви |
||||
|
гательной установки, вес которых пропорционален весу топлива
(емкости топлива, |
рабочие тела системы подачи топлива и их |
||||||||||||
емкости); |
G Qo>— |
qwG m |
— затраты на остальные элементы конст |
||||||||||
рукции. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
q |
|
Здесь |
— веса соответствующихх агрегатов; |
— удельные |
|||||||||||
затраты на кгс веса. |
|
|
|
|
(2. 1), те же значения затрат мож |
||||||||
Пользуясь зависимостью |
|||||||||||||
но представить в видеQ, = |
a |
^ |
, |
QT= arG^, |
|
|
|||||||
Следовательно, |
|
Qa=ßa(aGT)vа, Q ^ a M Ü 01. |
|
(3.2) |
|||||||||
|
|
|
|
2 |
T |
TT |
-j- |
ux |
(aGT) * -)- |
|
|||
|
Qo— az,G^ |
|
|
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
|
-f- < G |
|
|
|
|||||
причем общий вес конструкции |
|
|
|
|
(3.3) |
||||||||
|
|
|
|
GK= |
G£-(-G<0-|-aG1. |
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Дифференцируя выражение (3. 2) и учитывая значения
находим при а = const:
Так как с учетом формул (1. 1), (1.6) и (2. 4)
|
|
|
|
|
|
dGo |
■ |
|
di |
~ |
ді ~^dG0 |
d i |
’ |
||
|
d i |
__ ф.тdi |
, |
ö[xT |
dGo |
||
|
di |
|
|||||
|
___ |
|
|
|
ÖG Q |
|
|
dG 0 |
ÖGQ |
[L |
|
ÖdGQ0 d\Xj[xT |
|||
d i |
d]xK |
dfiK I I ф т |
di |
|
|||
|
d[i |
didi |
|
|
|
|
107
|
öG„ .... |
|
G„.H |
|
Фк |
[1 — (н-к + |
|
|
Ф к ___ Фк |
Фк |
|
|
di |
|
dG0 |
|
|
|
Фк |
öG0 _ |
/oGo |
|
öGn |
|
яс |
||
öS |
1+ Рф—c |
то
н012 |
|
- |
öü0 1 a |
; |
|
öG0 j-a фт |
|||||
di |
öG0 |
|
di |
öS |
|
Ф к'1 |
|
|
|
||
дОп |
/оОо |
|
|
/о |
|
|
|
|
|
||
11 1 |
' |
|
|
1+ Рф — С |
|
; ' / р >
|
|
öS |
|
ö$ |
|
avaqa.)~^r |
|
||
|
+ |
^ |
G 0-\-{\\.qrJr |
|
|
ді ö 0 + |
|||
|
{ф г |
|
+ М т + а v^«) ф |
+ 'ѵ^с ^ |
I -у |
||||
|
|
Ц |
ÖG0 |
|
ÖGQ |
OGQ |
|||
+ |
+ |
li T + |
v »?®!1®] ~ ] |
|
f " ~ |
+ (^ + |
ct) _T7L /p G o 2- |
||
|
|
|
|
|
G0 ] L d i |
|
Ф |
В случае учета эксплуатационных затрат в форме
Qa =<?8*-'0 = й:э^о'’э> уравнение оптимизации будет
|
dQo |
I |
|
|
dQo |
, |
|
dGo _ |
Q |
|
|
|
öS |
dQ3 __ |
di |
|
di |
|
|
|
|||
Обозначим |
|
ÖS |
|
|
ѴЭбГЭ |
|
|
|
(3.4) |
||
Ф е , |
|
|
|
^ |
ф т |
, |
Ф,с |
|
|||
е еди0 |
|
(v,qT |
|
|
ф - |
|
OGQ /рОо, |
||||
|
a\aqa) dö0 |
|
|||||||||
Ѵ^ — + |
|
+ |
|
|
|
+ ѵт^ш—- |
j |
(3.5) |
|||
и= |
+ |
|
7 |
оѵ«?.) |хт ■-j- |
ѵюдти.ю |
|
|||||
|
(ѵт<т + |
|
+ |
ѵэ?э] / р, |
тогда уравнение оптимизации можно представить в форме
Ф + Ф = (vt f е+ г + di
обозначая
Yi=
и ) — ■+ [ѵфт + а^а<?а + (1 + а) (г + и)] |
ді = °» |
öS |
|
ѵт?т + avaqa+ (1 + а) (г + и)
(3.6)
іЧ
уравнение оптимизации будет |
, |
|
|
|
|
, |
Фе |
У г ~ |
= °- |
(3.7) |
|
|
öS |
|
öS |
|
108
Это основное исходное уравнение для определения оптималь ного значения параметра £. Значение уь выражаемое формулой (3.6), соответствует одноступенчатому ЛА, или первой ступени многоступенчатого ЛА.
Для БЛА, стартующих с носителя (транспортер, самолет, ко рабль), специально проектируемого для БЛА
где |
Qn |
'— стоимость носителя без конструкции и оборудования |
|
для экипажа и управления с учетом соответствующего топлива на
все время эксплуатации; |
пс |
— общее количество БЛА, запускае |
||||||||||
мых с носителя за время его эксплуатации. |
|
|
||||||||||
|
Если БЛА проектируется под готовый носитель, то <7Э~0- |
|||||||||||
|
Это выражение для уі может также применяться для 1-й сту |
|||||||||||
пени многоступенчатого ЛА. |
|
|
|
|
|
ѵ£= ѵа— v^, |
||||||
7 |
В ряде случаев приближенно можно принять |
|||||||||||
а также |
qc = |
qa= q K. |
Тогда выражения (3.4) и (3.5) |
можно при |
||||||||
<п= 0 представитьr =в fвидеvvKqK |
( О0 |
ф к |
1 |
vTqr |
Ф т |
(3. 4') |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
1 vT9T Go |
dG0 |
||||
|
|
|
|
|
|
|
да0 |
I1 |
ѴкЧк |
(3.5') |
||
|
|
|
|
|
|
|
К |
VГ К |
ѵ к9к |
)■ |
||
|
|
|
|
|
|
|
Г |
1fu |
J |
Pr |
\ |
|
Необходимо заметить, что в выражение рк также как и в ее про-
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
âuT |
|
|
|
изводную входят соответственно значения арт и а —— . Выраже- |
|||||||||||||||||
ние (3. 6) в этом случае будет |
|
|
|
|
|
|
dG0 |
|
|
|
|||||||
|
Ѵк4к |
1 |
г |
+ |
и |
|
|
|
|||||||||
|
|
|
|
Ѵт9г I |
|
|
|
|
|
|
|
|
(3.6') |
||||
|
|
Yl= |
|
|
qT/q |
— |
/ |
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
ѵк4к |
|
|
|
|
|
J/ |
|
ѵк4к |
|
|
|
||
Эти формулы позволяют определять у4, зная только соотно |
|||||||||||||||||
шение удельных стоимостей |
|
к. |
|
|
qT/qK |
|
|
|
|||||||||
Следует заметить, что нередко значение |
очень |
мало. |
|||||||||||||||
Например, в |
В |
случае применения |
Ж РД |
обычно |
величина |
||||||||||||
(<7т/<7к) <0,05. |
этих |
случаях |
|
выражение для |
|
у4 можно |
упро |
||||||||||
стить, |
полагая |
|
(qT/qK) |
=0. Тогда из выражений |
(3.4'), |
(3. 5') и |
|||||||||||
(3.6') |
находим |
/ |
р (ак + |
G0 |
|
[ 1+ |
/р |
( |
■ О, |
|
Фк |
|
|
(3.6" |
|||
|
Yr- |
« + |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
’ |
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
dGn |
|
|
|
В случае оптимизации параметра 2-й ступени, необходимо учитывать соответствующее изменение затрат на энергетический блок 1-й ступени. Затраты на энергоблок (вся ступень за исклю
109