В современной ракетной технике разработка комплексов класса «воздух-воздух» представляет собой сложный инженерный процесс, где одним из важнейших параметров выступает дальность пуска ракеты. Этот показатель напрямую влияет на эффективность боевого применения вооружения и определяет тактические возможности воздушного носителя.
Стремление к улучшению характеристик ракет путем механического усиления двигателя или увеличения емкости топливных баков сталкивается с серьезными ограничениями. Ведь увеличение массы ракеты негативно влияет на маневренность самолета-носителя, сокращает количество боекомплекта и создает дополнительную нагрузку на пусковое оборудование.
В этих условиях особое значение имеет применение передовых методов проектирования, а современные технологии параметрической 3D-оптимизации открывают новые перспективы совершенствования вооружения. Такой подход позволяет существенно улучшить аэродинамические характеристики без изменения габаритных размеров и внутренней компоновки изделия. Это особенно актуально при проведении программ модернизации уже принятых на вооружение систем, когда необходимо сохранить совместимость с имеющимся оборудованием при одновременном улучшении тактико-технических характеристик.
Есть проблема – есть решение!
Параметрическая 3D-оптимизация подразумевает разработку и тестирование объектов с различной комбинацией параметров еще до создания физического прототипа, что позволяет получить изделие с прицельным улучшением нужных характеристик.
Несмотря на очевидные преимущества такой технологии, процесс ее реализации сопряжен со значительными сложностями. Современные системы автоматизированного проектирования (САПР) демонстрируют существенные ограничения при работе с параметрическими моделями. Для точного описания геометрии ракетного комплекса требуется задействовать обширный набор параметров, и не все программы способны корректно обрабатывать такой массив данных, что порождает дополнительные проблемы. Даже незначительные изменения в значениях этих параметров могут привести к появлению осцилляций и образованию зазоров на поверхности модели. Подобные искажения требуют обязательной корректировки специалистами, что превращает процесс проектирования в трудоемкую задачу, а оптимизацию – в сложную итеративную процедуру, где каждый шаг требует тщательной проверки, что значительно увеличивает сроки разработки новых образцов вооружения.
И здесь на помощь приходит программный комплекс Flypoint Parametrica, который решает проблемы САПР. Комплекс базируется на собственном геометрическом ядре и позволяет гибко изменять геометрию модели в режиме реального времени и в широком диапазоне параметров, при этом модель получается гладкой и согласованной за счет использования сплайнов высоких порядков и NURBS-поверхностей. Кроме того, Flypoint Parametrica предоставляет большую свободу в выборе управляемых параметров и легкость их настройки.
В данной статье мы расскажем, как проводилась аэродинамическая 3D-оптимизация формы ракеты типа AIM-120D, которая состояла из фюзеляжа и двух рядов стабилизаторов. Перейдем сразу к практике.
Численное моделирование нескольких режимов полета ракеты
Течение воздуха вокруг ракеты моделировалось с помощью системы уравнений Навье-Стокса. Для их решения использовался численный метод RANS в сочетании с моделью турбулентности k-ω SST. Вычислительная область была существенно больше самой модели. При этом были заданы следующие граничные условия: вдоль корпуса ракеты — симметрия, на ее поверхности — условие прилипания, а на внешних границах расчетной области — условие pressure far-field.
В CFD-решателе построена неструктурированная полиэдральная расчетная сетка размерностью 1,77 млн. ячеек с призматическими слоями для корректного разрешения пограничного слоя.
Для установления независимости получаемого решения от параметров расчетной сетки, дополнительно было построено еще несколько неструктурированных полиэдральных расчетных сеток различных размерностей.
В результате измельчения размеров ячеек на поверхности модели и корректирования настроек призматических слоев, была построена сетка размерностью 12,9 млн. ячеек, которая обеспечивает выполнение условия y+≤1.
Особенностью этой задачи является расчет ракеты на двух различных режимах: “αα” и “δ0”. Для каждого из них в таблице ниже представлены условия обтекания.
По результатам расчетов выполнен анализ аэродинамических характеристик с построением графиков зависимости коэффициентов от числа Маха.
Оптимизация ракеты AIM-120D
Теперь можно приступить к настройке оптимизатора и составлению оптимизационной цепочки. Целевая функция в данной задаче – максимизация дальности пуска, а ограничением является сохранение площади миделевого сечения.
Сама оптимизационная цепочка, построенная в LS-TECH Framework, состоит из четырех этапов:
- Набор управляемых параметров поступает во Flypoint Parametrica, которая строит сшитую трехмерную геометрию.
- Далее модель автоматически передается в CFD-пакет, где проводится расчет АДХ ракеты.
- Полученные характеристики передаются в решатель внешней баллистики BallisticParametrica, где вычисляется предельная дальность пуска.
- Характеристики обновленной модели поступают в оптимизатор для поиска экстремума целевой функции.
Перед самой оптимизацией был проведен анализ чувствительности, который потребовал 600 итераций. В результате удалось сократить число управляемых параметров, оставив на оптимизацию только 5 самых значимых для целевой функции.
Результаты оптимизации
Оптимизация на метамодели по методу NLPQL с последующей валидацией достигла сходимости за 105 итераций. Итогом стала модель ракеты, со следующими геометрическими параметрами.
Внешний облик ракеты существенно преобразился: форма фюзеляжа приобрела более выраженные прямоугольные черты, а носовое сечение стало значительно острее. Эти конструктивные изменения способствовали улучшению баллистических характеристик ракеты, что хорошо видно по таблице 3.
В результате работы оптимизационного цикла получена форма носовой части ракеты, обеспечивающая увеличение не только максимальной дальности пуска на 12,8%, но и дальность поражения на 17,14%, а также дальность отлета от носителя на 26,23%. Особенно важным представляется тот факт, что при столь значительном увеличении всех показателей, время полета изменилось минимально — всего на 0,48%. Это свидетельствует о повышении скорости движения ракеты, что служит дополнительным подтверждением эффективности проведенной оптимизации.
Достигнутые показатели наглядно демонстрируют значительный потенциал усовершенствованной конструкции для повышения боевых характеристик всего ракетного комплекса.
Заключение
Итогом работы стала трехмерная параметрическая модель ракеты, построенная во Flypoint Parametrica, которая позволяет работать с формой в реальном времени как в интерактивном режиме, так и в оптимизационном цикле.
Благодаря применению программного комплекса LS-TECH Framework удалось организовать эффективную интеграцию всех компонентов автоматизированной оптимизации. Обеспечено бесперебойное взаимодействие между различными этапами процесса: от импорта параметрической модели в вычислительный модуль до последующей передачи результатов в модуль оптимизации.
По результатам оптимизации была получена такая геометрия ракеты, которая обеспечивает увеличение дальности полета на 12,8%, при соблюдении заданных ограничений.
Таким образом, представленная технология трехмерной параметрической оптимизации на базе LS-TECH Framework демонстрирует свою эффективность в задачах совершенствования вооружения. Такой подход позволяет существенно улучшать аэродинамические характеристики без изменения габаритных размеров и внутренней компоновки изделия.
Спасибо, что прочитали статью до конца! Если у вас остались вопросы — мы с удовольствием ответим на них в комментариях, а также будем благодарны за лайки и подписку на канал. До скорых встреч!