CC BY
60
2009
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 138
УДК 533.6; 629.7
ИССЛЕДОВАНИЯ ВЛИЯНИЯ ФАКТОРОВ ПОЛЕТА НА БАЛАНСИРОВКУ ПОВРЕЖДЕННОГО САМОЛЕТА*
Ш.Ф. ГАНИЕВ, В.В. ГУЛЯЕВ Статья представлена доктором технических наук, профессором Желанниковым А.И.
В статье приводятся результаты исследований по влиянию угла крена, числа Маха, степени запаса продольной статической устойчивости, способа балансировки самолета на аэродинамические характеристики летательного аппарата с повреждениями.
Повышение безопасности полетов летательных аппаратов остается одной из важных задач авиации. Неотъемлемой частью этой задачи является разработка методов исследований аэродинамических характеристик летательного аппарата при повреждениях его несущих и рулевых поверхностей. Летные испытания по исследованию возможностей и способов балансировки самолета при таких повреждениях, кроме их высокой стоимости связаны с большим риском, а подчас и невыполнимы, поэтому методика, позволяющая решать подобные задачи на ЭВМ методом математического моделирования, является перспективной и актуальной. Путем математического моделирования процессов обтекания поврежденного самолета были рассчитаны его аэродинамические характеристики, определены законы адаптации, установлены наиболее значимые факторы полета, влияющие на эти законы, рассчитаны потребные углы отклонения органов управления и механизации крыла для балансировки поврежденного самолета и, тем самым, выявлены рациональные способы его балансировки.
Задача определения аэродинамических характеристик летательного аппарата с повреждениями, движущегося с постоянной дозвуковой скоростью в идеальной сжимаемой среде при малых изменениях кинематических параметров, решена в линейной постановке [1, 2]. Задача адаптации решалась как задача минимизации индуктивного сопротивления при выполнении дополнительных условий: условий реализации заданных значений подъемной и боковой сил; условий балансировки в каналах крена, рысканья и тангажа и, возможно, некоторых других [3, 4].
Исследования проводились на примере самолета близкого по аэродинамической компоновке и аэродинамическим характеристикам самолету Як-130. Для исследований были выбраны различные виды повреждений несущих поверхностей, рулевых органов и механизации крыла. Для компенсации появившихся вследствие получения повреждения сил и моментов координировано отклонялись имеющиеся рули и органы механизации по рациональному закону в зависимости от характера повреждения и режима полета.
Рассматривались четыре варианта способов балансировки и адаптации:
1) отклонялись руль направления, элероны и стабилизатор;
2) отклонялись стабилизатор в режиме "ножницы", руль направления и элероны;
3) отклонялись закрылки и стабилизатор в режиме "ножницы", руль направления и элероны;
4) отклонялись закрылки и стабилизатор в режиме "ножницы", руль направления, элероны и носки крыла.
В процессе исследований считалось, что самолет статически устойчив. Запас продольной статической устойчивости равен 5 % САХ, что соответствует центровке самолета
Работа выполнена при поддержке РФФИ, грант № 09-08-00924
xT = 0,24. Дополнительно предполагалось, что повреждения летательного аппарата на его центровку не влияют. Число M¥ принято равным 0,4, вес самолета G = 6000 кгс.
При этих условиях были рассчитаны углы отклонения рулей и органов механизации крыла, обеспечивающих балансировку самолета с различными повреждениями, для четырех указанных вариантов балансировки и адаптации, и проведены исследования по влиянию различных факторов на законы адаптации поврежденного самолета. На рис. 1 представлено влияние угла крена самолета с различными повреждениями при первом способе балансировки на максимальное аэродинамическое качество. Влияние угла крена при четвертом варианте балансировки показан на рис. 2.
Рис. 1 Рис. 2
Здесь и далее приняты обозначения:
----ЛА без повреждений _
----без конц. ч. консоли крыла = 0,027
- -л- - без конц. ч. консоли крыла ^п = 0,054 —п_ без конц. ч. консоли крыла $п = 0,084 —°— без пр. консоли стабилизатора —Д— без правого закрылка_________________
Анализ полученных результатов позволяет сделать вывод, что балансировать поврежденный самолет в прямолинейном горизонтальном полете с некоторым углом крена с целью уменьшения потерь аэродинамического качества нецелесообразно. Увеличение числа рулевых органов, используемых для балансировки и адаптации самолета, позволяет снизить потери аэродинамического качества на величины, достигающие 20 %. При полете с креном более
К
12
=о
□ □
Л X 1 1
1 ь т/ = -0,05
0,2 0,4 0,6 0,8 М¥
30° вид повреждения и способ балансировки практически не влияют на аэродинамическое качество.
Влияние числа Маха на законы адаптации в виде зависимостей Ктах(М¥) представлены на рис. 3 и 4 при первом и четвертом способах балансировки, соответственно. Результаты данного исследования выявили, что повреждения с большими относительными площадями ведут к значительным потерям аэродинамического качества. Эти потери можно уменьшить, максимально увеличивая число рулевых органов, участвующих в балансировке поврежденного самолета. Число М¥ полета на дозвуковых скоростях на величину максимального аэродинамического качества влияет незначительно.
Проведенные исследования по влиянию величины запаса продольной статической устойчивости на эффективность адаптации показали, что при центровке самолета, близкой к нейтральной, имеют место наименьшие потери аэродинамического качества на балансировку (рис. 5 и 6).
К
12
9
6
3
0
- 0,3
1 1
А г-
/ N = 0,4
гЛ к
- 0,2
Рис. 5
- 0,1 Рис. 6
0,1
т.
Данные исследования также выявили определяющую роль отдельных кинематических параметров движения поврежденного самолета в его балансировке. Такими кинематическими параметрами являются угол атаки и угол отклонения элеронов. На рис. 7 и 8 в виде лепестковых диаграмм представлено влияние повреждения консоли крыла и способа балансировки поврежденного самолета на производные кинематических параметров по коэффициенту подъемной силы.
Представленные диаграммы показывают, какие кинематические параметры и в какой степени участвуют в балансировке самолета при том или ином типе повреждения и каковы углы отклонения рулевых поверхностей на единицу коэффициента подъемной силы суа, при адаптации и балансировке самолета с минимальным индуктивным сопротивлением. (Знак на диаграммах указывает на отклонение органов управления в режиме "ножницы".)
Из диаграмм наглядно видно, какой "расход" рулей необходим на балансировку поврежденного самолета при первом и четвертом способах балансировки. Однако в реальных условиях полета существуют ограничения на величины допустимых углов отклонения органов управления, которые могут быть вызваны различными причинами. При проведении дальнейших исследований считалось, что на величины допустимых углов отклонения рулевых поверхностей установлено следующее ограничение - предельный угол отклонения того или иного руля при решении задач балансировки и адаптации по абсолютной величине не должен превышать 15°. Данное ограничение было выбрано с учетом необходимости обеспечения запаса "хода" рулей на управление поврежденным самолетом при маневрировании. С учетом выбранного ограничения были определены минимально возможные скорости полета самолета с повреждениями при четырех способах балансировки. Рис. 9 показывает влияние
вида повреждения и способа балансировки на минимально возможные скорости полета самолета с повреждениями при выбранном ограничении "расхода" рулей. Видно, что путем увеличения числа рулевых органов, участвующих в балансировке поврежденного самолета (третий и четвертый способ балансировки), можно существенно уменьшить минимально возможную скорость самолета. Участие в балансировке самолета отклоняемых двухсекционных носков (четвертый способ) значительно увеличивает величину аэродинамического качества (рис. 2 и 4), а на минимально возможную скорость полета (относительно третьего способа) практически не влияет.
По результатам исследований можно сделать вывод, что сильные потери аэродинамического качества происходят при повреждениях большой площади. При таких повреждениях целесообразно осуществлять балансировку и адаптацию самолета большим количеством рулей, так как при этом минимальны потери аэродинамического качества и потребные для балансировки "расходы" рулей.
ЛИТЕРАТУРА
1. Аэродинамические производные летательного аппарата и крыла при дозвуковых скоростях; Под ред. С.М. Белоцерковского. - М.: Наука, 1975.
2. Г аниев Ф.И. Метод расчета продольных, боковых и перекрестных аэродинамических производных летательного аппарата на дозвуковых скоростях / Изв. АН СССР. МЖГ, 1978. №2.
3. Особенности проектирования легких боевых и учебно-тренировочных самолетов; Под ред. Н.Н. Долженкова, В.А. Подобедова. - М.: Машиностроение, 2005.
Утт, км/ч 400
350
300
250
200
150
100
50
0
Рис. 9
4. Ганиев Ш.Ф., Гуляев В.В., Смелтер Ю.В. Метод синтеза законов адаптации самолета к режимам установившегося полета с дозвуковой скоростью / НММ ВВИА им. Н.Е. Жуковского. 2005.
RESEARCHES OF INFLUENCE OF FACTORS OF FLIGHT ON BALANCING OF THE
DAMAGED PLANE
Ganiev SH.F., Gulyaev V.V.
In article results of researches on influence of angle of bank, number of the Move, stock degree about-dolnoj static stability, a way of balancing of the plane on aerodynamic characteristics of a flying machine with damages are resulted.
Сведения об авторах
Ганиев Шамиль Фангалиевич, 1971 г.р., окончил Харьковское ВВАИУ (1993), начальник отделения учебной лаборатории кафедры аэродинамики ВВИА им. Н.Е. Жуковского, автор более 10 научных работ, область научных интересов - численные методы механики жидкости и газа, аэродинамика летательных аппаратов.
Гуляев Вячеслав Валерьевич, 1963 г.р., окончил Харьковское ВВАИУ (1986), кандидат
технических наук, преподаватель кафедры аэродинамики ВВИА им. Н.Е. Жуковского, автор более 160 научных работ, область научных интересов - численные методы механики жидкости и газа, аэродинамика летательных аппаратов.
