CC BY
59
СИМВОЛ НАУКИ ISSN 2410-700X № 6 / 2018.
В данном расчете мы сэкономили19,5% от метала конструкции. Исходя из полученных результатов делается вывод о том, что балка с перфорированной стенкой эффективнее чем сплошных балок.
Список использованной литературы
1. СП 16.13330.2011. Стальные конструкции. Актуализированная редакция СНиП 11-23-81*. - М.: ЦНИИСК им. В. А. Кучеренко, 2011. 171 с.
2. СП 20.13330.2011 Нагрузки и воздействия. Актуализированная редакция СНиП 2.01.07-85*.
3. ГОСТ 26020 Двутавры стальные горячекатаные с параллельными гранями полок.
4. Проектирование металлических конструкции. В. В. Бирюлев, И. И. Кошин, И. И. Крылов, А. В. Сильвестров. Ленинградское издание 1990 г.
5. Элементы конструкции под редакцией заслуженного деятеля науки РФ, чл.-корр. РААСН, д-ра техн. наук, проф. В.В. Горева. Москва «Высшая школа» 2004г.
6. Балки с перфорированными стенками. Руководство по проектированию для студентов всех видов обучения специальности 1202 - Промышленное и гражданское строительство. Свердловск 1973 г.
7. Рекомендации по изготовлению сквозных развитых по высоте балочных профилей для строительных конструкций. Центральное бюро научно-технической информации Москва 1976г.
© Аль хетари А.А., 2018
УДК 629.7.01
Амплитов Павел Андреевич
канд. тех. наук «КнААЗ им. Ю.А.Гагарина» г.Комсомольск-на-Амуре, РФ E-mail: [email protected]
СПОСОБ ОЦЕНКИ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ КРЫЛА ПРОИЗВОЛЬНОЙ ФОРМЫ В ПЛАНЕ С
УЧЁТОМ ВЛИЯНИЯ БЛИЗОСТИ ЗЕМЛИ
Аннотация
В настоящее время отсутствуют инженерные методики определения параметров экранопланов на ранних этапах проектирования. Предлагается способ оценки подъёмной силы крыла произвольной формы в плане с учётом влияния близости земли. Способ построен на определении распределения циркуляции скорости вдоль размаха такого крыла и введении поправок, учитывающих рост подъёмной силы с приближением к подстилающей поверхности. Результаты расчёта по предлагаемой методике сравнивались с данными физических (Россия) и виртуальных (Китай, Россия) экспериментов по определению характеристик составного крыла и крыла Липпиша. Была выявлена высокая степень сходимости на высотах полёта от 20% корневой хорды крыла.
Ключевые слова
экраноплан, проектирование, параметры, составное крыло, крыло Липпиша
В настоящее время экранопланы остаются летательными аппаратами, не получившими широкого распространения, несмотря на период развития, сопоставимый с самолётами [1], [2]. Это связано, в том числе, со сложностью проектирования, так как отсутствуют достоверные методики определения различных характеристик экраноплана (несущих, массовых и др.) на начальных этапах разработки. Существует небольшое количество работ, в частности [3], рассматривающих различные аспекты проектирования экранопланов.
Наибольший интерес на ранних этапах проектирования представляет определение несущих
-( И )-
СИМВОЛ НАУКИ ISSN 2410-700X № 6 / 2018.
характеристик экраноплана, в частности подъёмной силы крыла. Эта проблема рассматривается многими исследователями, которые шли тремя путями: обработка экспериментальных данных ([1], [4], [5], [6]), теоретические исследования ([3], [7], [8], [9], [10]), моделирование с использованием метода конечных элементов и его производных ([11], [12], [13], [14], [15], [16]).
Эти разработки имеют большое значение с точки зрения описания экранного эффекта, однако для применения на начальных стадиях проектирования, при проведении поисковых исследований необходимы более простые в применении и быстрые расчётные методы, позволяющие определять несущие характеристики крыла произвольной формы, находящегося в зоне действия влияния подстилающей поверхности, с достаточной точностью.
В качестве такого метода для крыла произвольной формы, находящегося в неограниченном потоке, можно использовать метод определения коэффициента циркуляции скорости вдоль размаха методом трафареток ([17]).
Коэффициент подъёмной силы крыла и коэффициент циркуляции связны известным выражением [18]
1/2 рУ2
Y = рУ | т = су $.
—I/2 2
Этот метод позволяет значительно упростить расчёт путём формализации исходных данных: расчёт ведётся на основании данных (хорда, угол установки профиля, характеристики профиля) о 20 сечениях полукрыла с фиксированными координатами в долях полуразмаха.
Такой подход позволяет достаточно просто модифицировать его для учёта влияния экрана. Для этого необходимо добавить некоторые исходные данные по каждому сечению. Зная высоту каждого из 20 сечений над поверхностью экрана можно определить максимально возможный прирост коэффициента подъёмной
силы АСу пр по формуле Борста [19].
пр J
0
^21 h
dx.
Здесь Н - высота задней кромки над поверхностью экрана, h - высота точки на нижней дужке профиля над поверхностью экрана (с учётом угла атаки), X - безразмерная координата точки профиля в долях хорды профиля, отсчитанная от носка профиля. Предполагая полностью плоскую нижнюю поверхность профиля, получим выражение
_ " h
пр = 1 + —-
h + sin а
-1
н
где h - относительная высота задней кромки профиля над поверхностью экрана в долях хорды профиля, ан - угол между набегающим потоком и нижней дужкой профиля, который связан с углом атаки выражением
^н — ^пл,
где апл - угол на который необходимо повернуть профиль, чтобы большая часть нижней дужки стала горизонтально.
Пересчёт (уменьшение) прироста коэффициента подъёмной силы вблизи экрана с учётом реальной геометрии крыла производим по методике, предложенной в [20]
АСУ = ^Я^ирАСу пр,
kÄ = 100,12s(ca f + 23,72Cyf - 0,398 : knp = 0,5(1 + Х2 - Xi) ,
СИМВОЛ НАУКИ ISSN 2410-700X № 6 / 2018.
о^ _ _
где Су - производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки, 1/град; Хц, X2 - начало и конец
прямолинейного (близкого к прямолинейному) участка нижней дужки профиля в долях хорды.
Производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки определяется фактической геометрией крыла, близостью от поверхности экрана и наличием шайб, как на концах крыла, так и «внутри» размаха.
Величина С У не меняется по размаху, кроме случаев наличия шайб «внутри» размаха, вызывающего некоторый рост данной величины, и определяется по формуле
Са — СУ ~
0Д1Лз
кв
(0,5p / 1кр)Лэкв + 2,5 - (Язкв)
-0,5
где ^экв - эквивалентное удлинение крыла с учётом снижения индуктивного сопротивления крыла от наличия шайб и близости экрана, p, /кр - периметр и размах крыла. Эквивалентное удлинение крыла вычисляется на основе геометрического удлинения всего крыла X
Лэкв = Л/K (h*)
с учётом коэффициента снижения индуктивного сопротивления, определяемого по модифицированной формуле Баринова [9]
h* = (h - min{Нш;h})//,
K(h*)=
4h
Vi + 16(h*)2
C (H ш) - 0,5875-
(h*)3
-3
с(Hш ) = 1,5875 -1,52
kTTT H
шш
2,1785 -10 J + (h*)
^ ^kTTTHT1
/
11,2
шш
/
где h - высота над экраном конца корневой хорды, м; Нш - высота рассматриваемой шайбы, м; ^ -коэффициент эквивалентной шайбы, принимает значения от 0 до 1; I - размах участка крыла между рассматриваемыми шайбами, м.
Коэффициент эквивалентной шайбы зависит от наличия шайбы =1) и формы крыла на виде спереди. Для крыла отрицательной У-образности без шайб ^ = 0,75 [20].
После того, как для каждого сечения полукрыла определены АС у и Су , определяем суммарное значение коэффициента подъёмной силы в каждом сечении:
С у (И)
С (И) = С у + АС
У сечч"/ V сеч т у 5
У сеч с а
СУ ж
При этом производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки в неограниченном потоке С определяется на основании данных расчёта циркуляции
Су ^ = Су ( а) - Су (а -1°).
ж
ж
Значения коэффициентов подъёмной силы в сечении и всего крыла связаны выражением
1
//2
СУ = S i C S -//2
y сеч^сеч^1
где Ьсеч - хорда крыла в рассматриваемом сечении.
Сравним результаты расчёта по предлагаемой методике с экспериментальными данными,
\ - У
3
СИМВОЛ НАУКИ ISSN 2410-700X № 6 / 2018.
полученными на основе физического и виртуального экспериментов и опубликованными в [21], [22] и [23].
А В С D Е F G Н I J К L
1 2z Ii Ь|. м Ом. град «mi. град Су_тах На. град AHL м Нш. м
2 Конец 1 0,185 2 1.5 0
3 0,997 0,185 2 1.5 0
4 0,988 0.185 2 1.5 0
5 0,951 0.185 2 1.5 0
6 0,948 0.185 2 1.5 0
7 0,924 0.185 2 1,5 0
3 0,891 0.185 2 1,5 0
9 0,853 0.185 2 1,5 0
10 0,809 0.185 2 1,5 0
11 0,76 0.185 2 1,5 0
12 0,707 0.185 2 1,5 0
13 0,649 0.185 2 1,5 0
14 0,588 0.185 2 1,5 0
15 0,523 0.185 2 1,5 0
16 0.454 0.185 2 1,5 0
17 0,383 -2 1.5 0 0.045
18 0,309 -2 1,5 0
19 0,233 -2 1,5 0
20 0.156 -2 1,5 0
21 0.078 -2 1,5 0
22 Корень 0 -2 1,5 0
23
24
25 Рез /льтаты
26 Угол тангажа В град.
27 Высота над экраном Н 10 м
28 КПС в неограниченом потоке 0,250902
29 КПС у экрана 0,461108
30
31
32 Общие данные
33 я о (cfck./[to)(== 2,316224 1/рад
34 Ьэ 1 м
35 1 1.118 м
36 <Р 1 град.
37 8 град.
38 S 0,587534 мл2
39 X 2,127407
40 Ь CD 0,525523 м
41 Периметр крыла р 4,158554 м
42 Близость земли
43 Высота над экраном Н 10 м по задней кромке корневой хорды
44 Относительная высота И отн 10 в долях корневой хорщы
45 Относительная высота И* отн 8.344544 в долях размаха
Рис. 1 - Пример организации исходных данных и результатов расчёта
—*• -0.04S
—■ -0,05
—* 0,06 —-0,1
о 5а, град. 10
Рис. 2 — Наложение расчётных и экспериментальных данных [21] для составного крыла. Сплошными линиями показаны экспериментальные
данные,
штриховыми — расчётные. Данные приведены для относительных высот ЫЬ0 = 0,045; 0,05; 0,06; 0,1 и в неограниченном потоке.
{ " )
СИМВОЛ НАУКИ ISSN 2410-700X
№ 6 / 2018.
Расчёт по предлагаемой методике проводился в табличном процессоре с поддержкой формул и возможностью построения диаграмм. На рис. 1 показано рабочее пространство листа с исходными данными и отображением результатов расчёта.
Были проведены расчёты для составного крыла и двух вариантов крыла Липпиша. Для наглядного сравнения результатов были построены диаграммы с наложением расчётных данных на экспериментальные. Графическое изображение экспериментальных данных взято из соответствующих источников.
На рис. 2 приведено сравнение расчётных и экспериментальных данных для составного крыла, состоящего из центроплана малого удлинения с шайбами и консолей. Расчёт проводился без учёта расположения консолей относительно передней кромки центроплана, так как в работе [21] показано, что этот параметр не влияет на несущие свойства составного крыла.
На рис. 3 и 4 сравниваются данные для двух вариантов крыла Липпиша. Принципиальным отличием является то, что в работе [23] (рис. 4) рассматривается проект коммерческого экраноплана, а в работе [22] (см. рис. 3) - модель экраноплана с крылом без крутки и профилем плоской пластиной. Основным отличием графиков по крылу Липпиша является то, что относительная высота определяется в долях размаха крыла.
0,8
0 2 4 6 8 Q' ГРаД' 10
Рис. 3 - Наложение расчётных и экспериментальных данных [22] для крыла Липпиша. Сплошными линиями с маркерами показаны расчётные значения.
Данные приведены для относительных высот М = 0,1; 0,3; 0,5; 0,7 и в неограниченном потоке.
Сравнение экспериментальных данных и расчётных значений показало высокую сходимость со среднеквадратичной погрешностью менее 10% для относительных высот от 0,2 в долях корневой хорды. Полёт на этих высотах позволяет повысить безопасность полёта и увеличить мореходность.
Преимущество предлагаемого метода в его универсальности и простоте применения, но за счёт некоторого снижения точности. Он позволяет определять несущие характеристики крыльев различной, в том числе сложной, геометрии, используя ограниченные исходные данные, а также не требует предварительных операций (подготовка геометрической модели и расчётной области)
{ >» )
СИМВОЛ НАУКИ ISSN 2410-700X № 6 / 2018.
Рис. 4 - Наложение расчётных и экспериментальных данных [23] для крыла Липпиша. Сплошными линиями показаны экспериментальные данные, штриховыми - расчётные.
Заключение
Предлагаемый метод определения коэффициента подъёмной силы крыла в зоне действия экранного эффекта является достаточно простым, требующим минимального набора исходных данных по сравнению с использованием CDF-систем. Точность данного метода достаточна для применения его на стадии подготовки и анализа технического задания, а также технического предложения (аванпроекта).
Список использованной литературы:
1. Белавин, Н.И. Экранопланы / Н.И.Белавин. - 2-е изд. перераб. и доп. - Л.: Судостроение, 1977. - 232 с.
2. Halloran, M. Wing in Ground Effect Craft Review / M.Halloran, S.O'Meara. - Melbourne : DSTO Aeronautical and Maritime Research Laboratory, 1999. - 87 с.
3. Панченков, А.Н. Экспертиза экранопланов / А.Н.Панченков, П.Т.Драчев, В.И.Любимов - Н.Новгород: ООО «Типография «Поволжье», 2006
4. Захаров, Д.Н. Разработка методики определения влияния близости земли на продольные аэродинамические характеристики самолета // Электронный журнал «Труды МАИ», № 45.
5. Мусатов, Р.А. Особенности влияния удлинения прямоугольных крыльев на аэродинамические характеристики вблизи экрана / Р.А. Мусатов // Сборник докладов конференции Геленджик-2002. - М.: Типография ЦАГИ, 2002. - С. 273-280
6. Mostaccio, J.T. Experimental Investigation of the Aerodynamic Ground Effect of a Tailless Lambda-Shaped UCAV with Wing Flaps. Thesis / Jason T. Mostaccio - Air Force Institute of Technology, 2006
7. Жуков, В.И. Особенности аэродинамики, устойчивости и управляемости экраноплана / В.И.Жуков - М.: Типография ЦАГИ, 1997. 80 с.
8. Суржик, В.В. Методы структурно-параметрического синтеза математических моделей экранопланов: дис. ... док. тех. наук : 05.13.01 / Суржик Виталий Витальевич - Иркутск, 2010 - 278 с.
9. Баринов, В.А. О минимальном индуктивном сопротивлении крыла конечного размаха вблизи земли / В.А.Баринов // Сборник докладов конференции Геленджик-2002. - М.: Типография ЦАГИ, 2002. - С. 270272.
10. Баринов, В.А. Расчётные исследования вязкого обтекания профиля вблизи экрана / В.А. Баринов // Сборник докладов конференции Геленджик-2002. - М.: Типография ЦАГИ, 2002. - С. 281-283.
{ ,, }
СИМВОЛ НАУКИ ISSN 2410-700X № 6 / 2018.
11. Komev, N. Complex numerical modeling of dynamics and crashes of wing-in-ground vehicles / N.Komev, K.Matveev // 41st Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 2003
12. Wolf, W.B. de Aerodynamic investigations on a wing in ground effect. A summary of NLR activities in the Seabus-Hydaer programme - NLR-TP-2002-506 / W.B.Wolf. - National Aerospace Laboratory NLR, 2002 - 16 с.
13. Aerodynamics and Optimization of Airfoil Under Ground Effect [Электронный ресурс] / Kyoungwoo Park, Byeong Sam Kim, Juhee Lee, Kwang Soo Kim. // International Journal of Aerospace and Mechanical Engineering 4:3 . 2010 . Системные требования: Adobe Acrobat Reader . URL: www.waset.org/journals/ijame/v4/v4-3-24.pdf (дата обращения: 09.08.2013)
14. Lee, J. Influence of Wing Configurations on Aerodynamic Characteristics of Wings in Ground Effect / Juhee Lee, Chang-suk Han, Chang-Hwan Bae // Journal of Aircraft, Vol. 47, No. 3, 2010 - p. 1030-1040
15.Приходько, А.А. Математическое и экспериментальное моделирование в околоэкранной аэродинамике [Электронный ресурс] : Из доклада на конференции: «Современные проблемы прикладной математики и механики: теория, эксперимент и практика», 24-29 июня 2001 г., Новосибирск / А.А. Приходько, А.В. Сохацкий . Системные требования: Adobe Acrobat Reader . URL: http://www.ict.nsc.ru/ws/NikNik/1486/rep1486.pdf (дата обращения: 09.08.2013)
16. Moore, N. An investigation into wing in ground effect airfoil geometry [Электронный ресурс] / N.Moore, P A.Wilson, A J.Peters // University of Southampton Institutional Research Repository ePrints Soton . 2008 . URL: http://eprints.soton.ac.uk/51083/1/51083.pdf (дата обращения: 09.08.2013)
17. Рисберг, А.Б. Влияние формы крыла на распределение нагрузки по размаху и продольную устойчивость / А.Б.Рисберг. - Москва : ЦАГИ, 1937 - 80 с.
18. Сакорнсин, Р. Аэродинамические характеристики крыла с выступом при разных углах отклонения выступов и различных компоновках крыла гидросамолёта в местах соединения // Электронный журнал «Труды МАИ», № 70.
19. Borst, H.V. Analysis of vehicles with wing operating in ground effect. A collection of technical papers. AIAA/SNAMB Advanced Marine Vehicles Conf. 1979, p. 136-144. Bibl. 18 NN (AIAA Paper X 79-2034)
20.Амплитов, П.А. Влияние геометрических параметров экраноплана типа А на его весовые и экономические характеристики: дис. ... канд. тех. наук : 05.07.02 / Амплитов Павел Андреевич. -Комсомольск-на-Амуре., 2013 - 213 с.
21. Визель, Е.П. Исследование влияния дополнительных консолей на аэродинамические характеристики прямоугольного крыла малого удлинения, движущегося вблизи экрана // Техника воздушного флота №1, 2012 - С. 14-27
22.Антипин, М.А. Анализ несущих поверхностей экранопланов / М.А.Антипин, И.Н.Гусев // Вестник Сибирского государственного аэрокосмического университета им. академика М.Ф.Решетнева № 1 (18), 2008 - С. 101-105
23. Analysis of Two Configurations for a Commercial WIG Craft based on CFD, YANG Zhigang, YANG Wei, LI Yulong, A collection of technical papers 27th AIAA Applied Aerodynamics Conference 2009 (AIAA 2009-4112)
© Амплитов П.А., 2018
УДК 316.79
Douglas A. Suarez R.
Doctor of Science in Telecommunications Engineering, D.Sc.
E-mail: [email protected]
RESULT OF THE STUDY OF THE PHYSICAL - TECHNICAL PRINCIPLES, FOR THE CREATION OF VISUALIZATION DEVICES WITH ORGANIC ELECTRONIC MATERIALS.
Abstract
In this work were developed the physical and technical principles and basis for the creation of display devices
