CC BY
67
Заключение
Отклонения от круглости через поиск прилегающих окружностей до сих пор определяют на машиностроительных предприятиях и в вузах РФ так, как это рекомендует ГОСТ 24642-81 (отмененный 1 января 2012 г.). Данная методика запатентована, реализована программно и аппаратно [3; 5]. Приводится новая, доработанная методика определения отклонения от круглости, ориентированная на ГОСТ Р 53442-2009, которая публикуется впервые. Материал может по-
мочь сотрудникам вузов и машиностроительных предприятий в переходе от одного метода к другому либо в понимании особенностей данного перехода, различий между методами. Также предлагается измерительная система для реализации любой из этих методик по определению отклонения от круглости и отклонения от соосности, перпендикулярности, радиального и торцового биений [3-8; 10].
Статья поступила 04.03.2014 г.
Библиографический список
1. ГОСТ 24642-81. Основные нормы взаимозаменяемости. Допуски формы и расположения поверхностей. Основные термины и определения. Введ. 01.07.1981. М.: Изд-во стандартов, 1981. 111 с.
2. ГОСТ Р 53442-2009 (ИСО 1101:2004). Основные нормы взаимозаменяемости. Характеристики изделий геометрические. Допуски формы, ориентации, месторасположения и биения. Введ. 01.01.2012. М.: Стандартинформ, 2010. 51 с.
3. Пат. № 2348006 ^ РФ, МПК51 G01В5/08, G01B5/12. Способ размерного контроля поверхностей деталей, имеющих круглые сечения / С.Г. Чиненов, С.П. Максимов, Я.В. Высо-горец. № 2007126311/28. Заявл. 10.07.2007; опубл. 27.02.2009. Бюл. № 6. 15 с.
4. Пат. № 2471145 С1 РФ, МПК51 G01B5/08. Способ контроля параметров точности торцевых поверхностей деталей типа «тело вращения» / С.Г. Чиненов, Я.В. Высогорец, С.П. Максимов. № 2011132698/28. Заявл. 03.08.2011; опубл. 27.12.2012. Бюл. № 36. 14 с.
5. Свид-во о гос. регистрации программы для ЭВМ № 2011614778. Программа для определения параметров точности цилиндрических поверхностей деталей типа «тело вращения» / Я.В. Высогорец, С.Г. Чиненов. Заявка
№ 2011613133 от 29.04.2011. 26 с.
6. Свид-во о гос. регистрации программы для ЭВМ № 2011617665. Программа для определения параметров точности торцевых поверхностей / Я.В. Высогорец, С.Г. Чиненов, Р.Р. Саитгалиев. Заявка № 2011615883 от 03.09.2011. 25 с.
7. Высогорец Я.В., Лопатин В.М., Чиненов С.Г. Автоматизированный контроль и прецизионная обработка цилиндрических и торцевых поверхностей // Прогрессивные технологии и системы машиностроения. 2011. С. 72-79.
8. Высогорец Я.В., Чемборисов Н.А. Методика контроля групп параметров точности цилиндрических и торцевых поверхностей деталей // Вестник Иркутского государственного технического университета. 2011. № 12 (59). С. 20-26.
9. Дунаев П.Ф., Леликов О.П. Конструирование узлов и деталей машин: учеб. пособие для техн. спец. вузов. 5-е изд., перераб. и доп. М.: Высшая школа, 1998. 447 с.
10. Чиненов С.Г., Высогорец Я.В., Максимов С.П. Математическое моделирование операций комплексного размерного контроля деталей машин // Вестник Иркутского государственного технического университета. 2011. № 8 (55). С. 172-176.
УДК 533.694.2+629.7.025.33
ЗАКОН ОТКЛОНЕНИЯ НОСКОВ КРЫЛА НА УЧЕБНО-БОЕВОМ САМОЛЕТЕ
© А.В. Головнев1, М.В. Кондалов2, М.Д. Теплицкий3
Военно-воздушная академия им. профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина, 394064, Россия, г. Воронеж, ул. Старых Большевиков, 54а.
Представлены основные результаты исследования по улучшению аэродинамического совершенства современного учебно-боевого самолета, имеющего электродистанционную систему управления. Для определения аэродинамических характеристик использовался метод дискретных вихрей с замкнутыми вихревыми рамками. Предложен закон отклонения носков крыла учебно-боевого самолета при изменении угла атаки 0 < а < 39°, при котором обеспечивается оптимальное соотношение подъемной силы и силы лобового сопротивления при числах Маха менее 0,6. Ил. 9. Табл.1. Библиогр. 6 назв.
Ключевые слова: механизации крыла; метод дискретных вихрей; аэродинамическое качество; закон отклонения носков крыла.
1Головнев Александр Викторович, кандидат технических наук, доцент, начальник кафедры аэродинамики и безопасности полета, тел.: 89803469351, e-mail: [email protected]
Golovnev Alexander, Candidate of technical sciences, Associate Professor, Head of the Department of Aerodynamics and Flight Safety, tel.: 89803469351, e-mail: [email protected]
2Кондалов Максим Владимирович, адъюнкт по кафедре аэродинамики и безопасности полета, тел.: 89103442996, e-mail: [email protected]
Kondalov Maxim, Advanced student of the Department of Aerodynamics and Flight Safety, tel.: 89103442996, e-mail: [email protected]
3Теплицкий Максим Дмитриевич, оператор научной роты, тел.: 89304049042, e-mail: [email protected] Teplitsky Maxim, Operator of Science Company, tel.: 89304049042, e-mail: [email protected]
LAW OF WING LEADING EDGE DEFLECTION ON A COMBAT TRAINER AIRCRAFT A.V. Golovnev, M.V. Kondalov, M.D. Teplitsky
Zhukovsky and Gagarin Air Force Engineering Academy, 54a Starykh Bolshevikov St., Voronezh, 394064, Russia.
The article presents the main study results on improving aerodynamic perfection of a modern combat trainer aircraft with fly-by-wire controls. A discrete vortex method with closed vortex frames has been used to determine aerodynamic characteristics. The article proposes the law of wing leading edge deflection under the change of the angle of attack 0 < a < 39° for optimum ratio of lift and drag forces for the case when Mach number is less than 0,6. 9 figures. 1 table. 6 sources.
Key words: wing flap system; discrete vortex method; aerodynamic quality; law of wing leading edge deflection.
Применение отклоняемой в полете механизации крыла является основным способом уменьшения потерь подсасывающей силы на передней кромке и увеличения аэродинамического качества на дозвуковых и околозвуковых скоростях полета.
Как показали исследования [1], для плоского крыла, обеспечивающего минимум сопротивления при нулевой подъемной силе, число фиксированных положений механизации должно быть не менее 3-4, а крыло с острой передней кромкой требует более тонкой настройки. При числах Маха более 0,9 отклонение механизации практически не приводит к увеличению максимального аэродинамического качества при больших значениях коэффициента подъемной силы.
Впервые следящая система механизации была применена на самолетах F-16 и Су-27. Автоматически отклоняющаяся механизация передней и задней кромок крыла самолета Су-27 на приборных скоростях до 860 км/ч позволила обеспечить полет по огибающей семейства поляр и существенно повысить его маневренные свойства. Положительный опыт применения таких систем реализован также на самолетах F-22, Су-33, МиГ-35 и других.
Самолеты, оснащенные электродистанционной системой управления (ЭДСУ), могут использовать острую кромку и следящую систему отклонения механизации. На рис. 1 показано семейство зависимостей аэродинамического качества от коэффициента подъемной силы К = для М = 0,6 [1]. Из представленных графиков видно, что, изменяя углы отклонения
механизации в зависимости от угла атаки, можно получить поляру, практически совпадающую с огибающей (справа показаны типовые программы отклонения механизации: вверху - следящая, внизу - обычная ступенчатая [1]).
Учебно-боевой самолет (УБС) нового поколения Як-130 создан для основной и повышенной подготовки курсантов летных училищ на самолеты 4-го и 5-го поколений, поддержания навыков летного состава строевых частей, а также выполнения боевых задач. На Як-130 возможно имитирование алгоритмов управления современных истребителей. Он оборудован комплексной ЭДСУ, выполняющей функции системы автоматического управления и активной системы безопасности полета [2].
Реализованные алгоритмы управления носками крыла обеспечивают автоматическое и ручное управление носками. Автоматическое управление носками крыла осуществляется по ступенчатому закону 5нОс = ^а,Н,м) (рис. 2). Графики поляры первого рода самолета и аэродинамического качества при реализации этого закона отклонения носков крыла изображены на рис. 3.
Для анализа влияния ступенчатого отклонения носков крыла на динамику движения самолета в программном комплексе Matlab-Simulink с набором библиотек FlightSim была разработана математическая модель движения летательного аппарата, верификация которой проведена по записям средств объективного контроля полета самолета Як-130.
К
М = 0,6 О гиб ающая
ш/ s Ш * о W а 1 V х 2 f о 2 А ЮС л 0 0° 10° 0° 10° 0° 20°
0,5
1,0
1,5
10' , 0
10"
с ^
° кос max1 .1 max
20 |
10°
о
М= 0,6 53
~7
/
М - 0,9
У
10° 0 0° а
0,7
1,0 M
Рис. 1. Программы отклонения механизации с семейством зависимостей К = f(cya)
Т йш^град,
Рис. 2. Закон отклонения носков крыла от угла атаки 5нос = %а) на современном УБС
а) б)
Рис. 3. Применение ступенчатого отклонения носков крыла на современном УБС при 5нос = 0°, -20°, -30°: а - поляра первого рода самолета сХа = сха(суа); б - аэродинамическое качество самолета
Моделирование показало, что ступенчатое отклонение носков крыла из положения «0» в положение «20°» приводит к забросу по перегрузке на величину Any« 0,4...0,5 и вызывает колебания в продольном
канале, то есть наблюдается переходный процесс, который обусловлен, очевидно, изменением характера обтекания крыла, перераспределением давления по хорде крыла и приращениями подъемной силы.
Наиболее опасным такой процесс будет на режимах полета с перегрузкой, близкой к пэу макс, так как в момент выпуска носков крыла возможен кратковременный не парируемый по темпу заброс самолета по перегрузке с превышением пэу макс на величину Any« 0,4. При интенсивном маневрировании с ростом скорости при полностью отклоненной ручке управления самолетом по тангажу «на себя» ограничитель предельных режимов не обеспечивает не превышение пэумакс до Any = 0,6 [2].
Анализ кривых К = /fa) и сха = сха(суа) при ступенчатом отклонении носков крыла (см. рис. 3) и особенностях пилотирования самолета Як-130 позволяет сделать вывод о необходимости разработки алгоритма
работы следящей системы отклонения механизации передней кромки крыла, обеспечивающей полет по огибающей поляр. Такой алгоритм позволит исключить забросы по перегрузке, увеличить аэродинамическое качество, а также улучшить устойчивость и управляемость самолета при полете на больших углах атаки.
Для проведения численных исследований влияния отклонения носков крыла на аэродинамические характеристики был выбран метод дискретных вихрей с замкнутыми вихревыми рамками [3-5]. Для численных экспериментов была выбрана расчетная модель УБС [6], вихревая схема которого изображена на рис. 4. Данное исследование проводилось для крейсерской конфигурации Як-130.
Для верификации данной модели были рассчитаны аэродинамические коэффициенты в диапазоне углов атаки а от -2° до 39° с отклонением носков на 5нос = -20° и 5нос = -30° и получены зависимости суа(а), сха(а), т2(а), которые сравнивались с данными, представленными в работе [2] (сравнение зависимостей суа(а) и т2(а) представлено на рис. 5 и 6). Верификация модели удовлетворяет требованиям достоверно-
сти, а несовпадение значений аэродинамических характеристик не превышает 5% [6].
На следующем этапе проведены расчеты при отклонении носков крыла с шагом й5нос = 5° в диапазоне углов атаки а от 0 до 39°. В результате расчетов полу-
чены зависимости аэродинамического качества К = /(а) при фиксированном отклонении носков крыла -5° < бнос < -45° с шагом А5нос = 5° (рис. 7).
Рис. 4. Схематизация самолета Як-130 тонкими незамкнутыми и замкнутыми поверхностями
Рис. 5. Зависимость суа(а), тг(а) при 5нос = -20°
Рис. 6. Зависимость суа(а), т1(а) при 5нос = -30
Рис. 7. Зависимости К = f(a) при -5° <5нос <-45°
Анализ семейства зависимостей К = Щ позволил на каждом угле атаки выбрать максимальное значение аэродинамического качества Кмакс, которому поставлено в соответствие значение угла отклонения носков крыла. Результаты выборки представлены в таблице.
По данным таблицы получен ряд зависимостей (рис. 8 и 9). На рис. 8 изображена зависимость
Результаты выборки из семейства зависимости К
Кмакс = 1а) и семейство кривых К = Щ при фиксированных значениях 5нос = -20° и 5нос = -30°. Как видно из графиков, при дифференцированном отклонении носков крыла полет самолета может выполняться по огибающей линии с максимальным аэродинамическим качеством для данного угла атаки.
: f(a)
а, град. 0 3 6 9 12 15 18 21 24 27 30 33 36 39
Кмакс 8,81 7,4 12,95 13,72 12,63 10,22 7,85 5,46 3,79 3,08 2,64 2,23 1,71 1,43
град. 0 -5 -5 -10 -15 -15 -20 -20 -25 -30 -30 -35 -35 -40
Рис. 8. Кривая Кмакс = f(a), огибающая семейство кривых К = f(a) при 0 <5нос <-40°
Рис. 9. Зависимость 5НОс = %а) при реализации Кмакс на всех углах а, следящая программа отклонения носков крыла УБС
На рис. 9 отмечены углы отклонения носка крыла с шагом й5нсс = 5° в зависимости от угла атаки при Кмакс и сглаживающая кривая (штриховая линия), заданная аппроксимирующей функцией в виде степенного ряда 3-го порядка:
б„ос = -а3 + 0,013а2 - 1,604а + 4,23.
В связи с конструктивными ограничениями по отклонению носков крыла 5нсс макс = -30° следящая программа отклонения носков крыла УБС может иметь вид линейных функций, представленных на рис. 9 сплошной линией. При такой следящей программе носки крыла начинают отклоняться вниз при угле атаки более 3° и достигают максимального отклонения -30° при истинном угле атаки 25° и более. То есть закон отклонения носков крыла может иметь вид:
0
-1,36(а- 3) -30°
при
при
при
а< 3° 4<а < 25°.
а > 25°
При этом производная угла отклонения носка крыла от угла атаки в диапазоне 4 < а < 25° будет равна 5ансс = -1,36.
Такой закон изменения положения носков крыла кроме предотвращения срыва потока с крыла обеспечивает более высокое аэродинамическое качество на небольших углах атаки по сравнению с фиксированным отклонением носков и не вызывает колебаний в продольном канале, так как отсутствует переходный процесс, обусловленный ступенчатым отклонением носков крыла.
Таким образом, на основе численного метода (МДВ) расчета аэродинамических характеристик и математического моделирования движения летательного аппарата исследованы аэродинамические характеристики учебно-боевого самолета на различных углах атаки при дифференцированном отклонении носков крыла и предложен закон отклонения носков крыла при изменении угла атаки 0 < а < 39°, при котором обеспечивается оптимальное соотношение подъемной силы и силы лобового сопротивления для крейсерской конфигурации учебно-боевого самолета.
Статья поступила 19.03.2014 г.
5
<
1. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / Г.С. Бюшгенс [и др.]; под ред. Г.С. Бюшгенса. М.: Наука; Физматлит, 1998. 816 с.
2. Особенности проектирования легких боевых и учебно-тренировочных самолетов / А.Н. Акимов, В.В. Воробьев, О.Ф. Демченко [и др.]; под ред. Н.Н. Долженкова и В.А. Под-обедова. М.: Машиностроение, 2005. 368 с.
3. Математическое моделирование при формировании облика летательного аппарата / В.В. Гуляев, О.Ф. Демченко, Н.Н. Долженков [и др.]; под ред. В.А. Подобедова. М.: Машиностроение, 2005. 496 с.
4. Нелинейная теория крыла и ее приложения / Т.О. Аубаки-ров, С.М. Белоцерковский, А.И. Желанников, М.И. Ништ.
ский список
Алматы: Гылым, 1997. 448 с.
5. Кондалов М.В., Головнев А.В. К вопросу о выборе численного метода при определении аэродинамических характеристик // Авиакосмические технологии (АКТ-2013): тр. XIV Все-рос. науч.-техн. конф. и школы молодых ученых, аспирантов и студентов (Воронеж, 9-11 октября 2013 г.). Воронеж: ООО «Фирма "Элист"»; 2013. С. 38-393.
6. Кондалов М.В. Тарасов А.В. Схематизация математической модели самолета для расчета методом дискретных вихрей (тезисы докл.) // XXXIX Гагаринские чтения: науч. тр. Междунар. молодежной науч. конф. В 9 т. (Москва, 9-13 апреля 2013 г.) М: Изд-во МАТИ, 2013. Т. 2. С. 166-167.
