Modeling and Verification

25. Методика моделирования и верификации

Проект R4X опирается на современные методы цифрового моделирования. Чтобы гарантировать реализуемость концепта и точность прогнозов, планируется следующая цепочка работ:

CAD-параметризация: геометрическая модель аппарата создана в системе 3D CAD (напр. CATIA) с полным набором параметров (размах, хорды, профили, углы). Это позволяет легко изменять отдельные величины и получать новую конфигурацию. Например, мы можем быстро варьировать ширину корпуса или угол стреловидности и генерировать новую модель для анализа. Такая параметризация нужна, поскольку проект исследовательский - возможно, придётся корректировать форму по результатам испытаний. На данный момент CAD-модель включает ~200 параметров, из них ~50 ключевых (основные размеры).
CFD-уровни расчётов: аэродинамика оценивается поэтапно:
Быстрые оценки: на ранней стадии использованы упрощённые методы - линейная теория крыла, панельные методы (VLM - Vortex Lattice Method), эмпирические формулы по индуктивному сопротивлению[102]. Это дало прикидки C_L, C_D, влияния поддува. Мы их использовали выше.
Уточнённый CFD: сейчас ведётся расчёт в программных комплексах, решающих уравнения Навье-Стокса для стационарных режимов (крейсер, посадка с отклонённым ТВС). Используются высокопроизводительные кластеры. Цель - получить более точные аэродин. коэффициенты и проверить участки обтекания (нет ли срыва раньше времени, как струя взаимодействует). Особенно важен CFD на режимах взлёта/посадки: мы моделируем двигатель как граничное условие (впрыск потока) и смотрим, насколько возрастает CL[27], насколько растёт сопротивление. По плану, первые CFD-результаты ожидаются через ~2 месяца. Они позволят скорректировать проектные численные данные (особенно Delta C_{L,jet}, e- фактор эффективности крыла).
Неустановившиеся CFD и CSD: позже, ближе к испытаниям, мы будем моделировать нестационарные явления - отрыв потока на сваливании, бафтинг, гибро-газодинамические колебания (Fluid-Structure Interaction, FSI). Это сложнее и, возможно, потребует упрощённых моделей (например, сосредоточенная упругость планера).
Второй уровень аэродинамики - продувки: параллельно CFD мы изготовим уменьшенную модель (масштаб ~1:100, размах ~0.7 м) и проведём продувку в аэродинамической трубе на малых скоростях. Цель - проверить распределение давлений по крылу, поведение на больших AoA, влияние отклонения струи (для этого вероятно придётся имитировать струю воздухом через встроенный канал). Труба - низкоскоростная <0.2 M, поэтому пригодна только для взлётных режимов, но это важно (STOL же). Результаты продувки скоррелируем с CFD и поправим модели.
Высокоскоростная продувка: возможно, потребуется испытать на трансзвуковых режимах (M ~0.85) - но BWB обычно без сюрпризов, у него нет выступающих элементов. Если бюджет позволит, продуем в трубе 3м трансзвуковой (исследование ударных волн на носу, и т.д.).
Модель динамики полёта (6DOF): разработана программная модель в среде MATLAB/Simulink, учитывающая 6 степеней свободы движения ЛА, аэродинамические силы (на базе расчетных характеристик) и двигатели/приводы. Эта модель - основа для разработки системы управления (контроллеров). Она включает нелинейные уравнения Эйлера, таблицы C_L, C_D, C_m. от углов и режимов (будут уточняться по CFD). Также смоделированы двигатели (в т.ч. задержки раскрутки ~3 сек на полный режим), инерции, и сенсоры с погрешностями. На модели уже отрабатываются алгоритмы автопилота: например, имитировали взлёт с TVC, убедились, что правильные углы сопел (25-35°) приводят к отрыву на ~140-150 км/ч. Провели симуляции отказов - модель показывает, что при отказе 1 двигателя контроллер успешно выдерживает курс (в пределах 2° отклонения)[35]. Это вселяет уверенность. Ещё предстоит настроить более тонко регуляторы - сейчас демпфирование стоит с запасом, но лучше проверить на реальном ЛА. В дальнейшем, эту модель загрузят в пилотажный стенд (тренажёр), чтобы испытатели могли “полетать” виртуально и дать обратную связь по адекватности управления.
Модель двигателя/сопла: помимо аэродинамики, у нас серьёзный вопрос - газодинамика сопла. Используется 1D термогазодинамическая модель проточной части (на базе уравнений из термодинамики и характеристик компрессоров/турбин). Отдельно, модель сопла Лаваля: реализована формула истечения (чокированное течение, расчёт числа Маха и давления на выходе)[80][103]. Также учтены условия срыва (если p_back слишком велико, вводим искусственный скачок, уменьшаем эффективность). Эти данные (диаметр горла, углы дивергента) брались из базовых примеров[104]и адаптированы под наши размеры. Результат - мы можем предсказать, какой расход массы и тягу даст двигатель при разных высотах и настройках. Это, правда, пока идеализированно (без учёта погранслоя). Проводится отдельное CFD внутреннего тракта (сжатый воздух модель, как идёт поток через сопло). Она позволит лучше оценить внутренние волновые процессы - где появляются скачки уплотнения, стабильна ли струя. Если обнаружится, например, что при определённых режимах возможна пульсация сопла (flap oscillation), то внесём конструктивные изменения (увеличим длину дивергента или добавим управление геометрией, как рассматривали). Пока, по расчётам, наш профиль (конфузор 0.5м, горло 0.03м, диффузор 0.45м, углы 22/6°[105]) обеспечивает расширение до M~2 при давлении входа 4 бар и выходе 0.2 бар - это как раз режим на взлёте, и всё стабильно (M=1 в горле)[106]. Если давление на выходе будет выше 0.528p0 - тогда скачок, но у нас p0 обычно >4бар, atm 1бар, нормально.
План корреляции моделей: важно, чтобы после получения лётных данных скорректировать модели. Предусмотрено:
- Сравнение результатов свободного моделирования (субсCALE flights) с основной моделью,
- Обновление таблиц аэродинамики по результатам продувок,
- Настройка модели двигателя по bench-test данных (когда протестируем двигатель на режиме с нашим соплом).
- После начала лётных испытаний - каждая запись телеметрии (углы, перегрузки, траектория) будет сравниваться с прогнозом. Будем подгонять параметры (например, выяснится реальный e коэффициент или C_L,max, впишем). Это итерационный процесс: модель → испытание → обновить модель → следующий этап.
- К концу программы надеемся иметь высокоточную цифровую модель (цифровой двойник), которая пригодится для дальнейших оптимизаций.

В ходе проекта задействованы различные ПО:

- Аэродинамика: XFLR5 (VLM), ANSYS Fluent (RANS), OpenFOAM (критические случаи),

- Структура: NASTRAN/Patran для статпрочки (выдержит ли лонжерон), LS-DYNA для оценки аварийной посадки (трение корпуса по ВПП - делали грубый анализ).

- Система управления: Matlab/Simulink, программирование контроллеров - C code generation на целевую платформу.

- Аппаратный стенд (HIL): создадим макет системы - один FCC и несколько эмулирующих плат приводов, подключённых к симуляции. На этом HIL (Hardware-in-the-loop) прогонятся все аварийные сценарии, прежде чем пустить самолёт в небо. Это позволит половить баги ПО, увидеть задержки реальных устройств.

ВерIFICATION plan: - После сборки прототипа - наземные отработки: включение двигателей, проверка ТВС на земле (в подвешенном состоянии, чтоб увидеть реакцию). - Отдельные тесты: нагружение крыла статикой (до расчетной +% запаса), виброиспытания (шуметь двигателем на разных режимах и измерять отклик конструкции, сверять с моделью). - Затем короткие пробежки: проверить рулёжку, устойчивость на полосе, подъем носа (high-speed taxi). - Только после этого - первый полёт.

Вышеописанная методика - залог того, что мы не идём вслепую. Несмотря на отсутствие исторического опыта с такими ЛА, мы максимально моделируем и проверяем на земле. Это отвечает принципам современных программ - цифровой прототип сначала, лётный потом. Так мы снижает риски и убеждаем руководство/инвесторов, что контролируем процесс.