Боковая статическая устойчивость при взлете самолета под действием перенаправленных реактивных струй

Международный научно-исследовательский журнал •№ 7(38)  Август

- активная деструкция структуры угля начинается при 285° С;

- разложение минеральной части с выпадением частиц золы.

Перечисленные факторы указывают на целесообразность сухого обогащения угля и необходимости термообработки до стадии полукоксования. При заданных температурных режимах нагрева и после экстремального охлаждения происходят характерные структурные изменения, а также отделение углерода от золы. Это дает возможность произвести последующие стадии обогащения для снижения зольности до 5-10%.

Литература

1. Долгосрочная программа развития угольной промышленности России на период до 2030 года. Распоряжение Правительства Российской Федерации от 7 ноября 2014г.

2. Бедрань Н.К. Обогащение углей. Учебник для ВУЗов. - 2 изд. М.: Недра, 1988. - 206 с.

3. Лазаров Л. Структура и реакции углей / Л. Лазаров , Г. Ангелова // - София: изд. БАН, 1990.

4. Иванов В.П., Школлер М.Б., Станкевич А.С. Изменение структурных характеристик и свойств кузнецких углей разной степени метаморфизма и восстановленности в процессе их окисления // Химия твёрдого топлива. -

2002. - № 5. - С. 4-11.

References

1. Dolgosrochnaja programma razvitija ugol'noj promyshlennosti Rossii na period do 2030 goda. Rasporjazhenie Pravitel'stva Rossijskoj Federacii ot 7 nojabrja 2014g.

2. Bedran' N.K. Obogashhenie uglej. Uchebnik dlja VUZov. - 2 izd. M.: Nedra, 1988. - 206 s.

3. Lazarov L. Struktura i reakcii uglej / L. Lazarov , G. Angelova // - Sofija: izd. BAN, 1990.

4. Ivanov V.P., Shkoller M.B., Stankevich A.S. Izmenenie strukturnyh harakteristik i svojstv kuzneckih uglej raznoj stepeni metamorfizma i vosstanovlennosti v processe ih okislenija // Himija tvjordogo topliva. - 2002. - № 5. - S. 4-11.

Базухаир М.А.

Бакалавр

Казанский национальный исследовательский технический университет им. А. Н. Туполева - КАИ, Казань БОКОВАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПРИ ВЗЛЕТЕ САМОЛЕТА ПОД ДЕЙСТВИЕМ ПЕРЕНАПРАВЛЕННЫХ РЕАКТИВНЫХ СТРУЙ

Аннотация

Рассмотрены уравнения боковой статической устойчивости самолета при укороченном взлете над воздушной подушкой, созданной применением метода перенаправления реактивных струй.

Ключевые слова: метод перенаправления реактивных струй, короткий взлет, сокращение разбега, улучшение ВПХ самолета

Bazuhair M. A.

Undergraduate,

Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev - KAI, Kazan AIRCRAFT LATERAL STATIC STABILITY DURING SHORT TAKEOFF BASED ON REACTION JET

REDIRECTION METHOD

Abstract

In this paper, basic equations of lateral static stability of takeoff rolling over an air-cushion generated by reaction jet redirection method are proposed. As result of said method, undercarriage friction with runway surface is eliminated, providing a short takeoff capability.

Keywords: reaction jet redirection method, short takeoff stability, takeoff roll shortening, STOL stability,

Боковые аэродинамические силы и моменты самолета возникают при несимметричном обтекании его воздушным потоком [1]. В случае разбега самолета нормальной схемы с взлетной симметричной конфигурацией над воздушной подушкой, созданной применением метода перенаправления реактивных струй при так называемом экранном взлете [2] симметрия потока относительно плоскости OXY может быть нарушена, если угол скольжения . К такому результату также приводят отклонение органов управления углами крена и рыскания ^й, и несимметричное перенаправление реактивных струй при применении соответствующего метода (см. рис.1), изложенного в работе [3].

В данной статье мы рассматриваем вопрос боковой устойчивости самолета только при изменении перенаправленных сил, т.е. предполагая, что углы /?, гра и боковые ветровые возмущения Ив равны нулю.

Таким образом, на основе изображенного на рис.1 двухсоплового комплекса перенаправления реактивных струй к главным факторам нарушения боковой статической устойчивости можно отнести несимметричное перенаправление реактивных струй на полуразмах крыла l/2. Такое явление при исключении влияния боковых возмущений воздушной среды может происходить из-за изменения скоростного набора qf на каждом полуразмахе крыла.

15

Международный научно-исследовательский журнал '№ 7(38) ' Август

Рис. 1 - изменение аэродинамической и перенаправленной нагрузок на размах крыла при экранном взлете: 1 - газоотбойник реактивных струй; 2 - ВПП; 3 - опора балансировки; 4 - канал перенаправления; 5 - опоры

перенаправляющей установки; 6 - сопло обдувки (а) при воздушной скорости V=0; (б) при V<<M, где М число Маха

Согласно рис.1, при Чп > Чй, увеличивается аэродинамическая нагрузка Д Fny на правом полуразмахе крыла, а при <?п < Чй на левом. Изменение перенаправленной силы ДFny в данном случае описывается следующим соотношением, зависящим от угла перенаправления струй ф при нулевой воздушной скорости и Ру * 0 [2]:

Д^У = СПу <?П- _ 2 спу <?п

где спу - коэффициент перенаправленной силы, зависящий от ф; S - уменьшенная площадь крыла, которая равна разн ости между площадью несущей поверхности и миделью фюзеляжа Fm (см. рис. 1). Следовательно, пара перенаправленных нагрузок сил приводит к возникновению накреняющего момента , записываемого при так:

ДМпХ = - 2 ДFпуZд

Очевидно, что суммарный момент ДМХ при Мх < 0 = уа > 0 (см. рис.2), или Мх > 0 = уа < 0, где гд -

координата точки приложения вектора перенаправленной силы к полуразмаху крыла.

Поделив (2) на выражение получим коэффициент бокового статического момента при

Шпх = Спу

Несимметричность обдувки при постоянных значениях S, гд, I и Fu связана с изменением ф, что показано на рис.1. Техническим подходом обеспечения балансировки самолета при экранном взлете является дифференциальное управление углом в каждом сопле обдувки. Такое решение использует только преимущество двухсоплового комплекса перенаправления для балансировки без участия самолетных органов управления, т.е. элеронов. 16

16

Международный научно-исследовательский журнал № 7(38)  Август

Рис.2 - Положительный момент крена

Возникновение крена самолета сопровождается его рысканием из-за изменения продольных сил по полуразмахам крыльев. В зоне, обладающей относительно большим значением qn, увеличивается лобовое сопротивление Fxn, а в зоне малого qn значение Fxn уменьшается. При экранном взлете такое приводит к уходу самолета из зоны перенаправления реактивных струй, что недопустимо. Аналогичным подходом к выражению (3) был определен коэффициент рыскания

т

пу

= с"х(!-т)7

Вследствие влияния накреняющих моментов относительно осей OX и OY появляются угловые скорости сопх и соп которые в безразмерном виде записываются так:

n

— Amiur кр и>пх

ших

"Lnx кр

где

2V„

— _ Дтпу кр 0)пх

ШПХ тЫпх

"1пу кр

Таким образом, изучение уравнений статической боковой устойчивости самолета, взлетающего над созданной перенаправлением собственных реактивных струй воздушной подушкой, показывает возможность выполнения устойчивого экранного взлета в случае учета соответствующих требований к процессу перенаправления. К числу таких требований относятся равномерность перенаправления потоков на полуразмахи крыла, обеспечение экранного взлета с малой высоты от земли для использования запаса кинетической энергии перенаправленных струй и обеспечение регулируемых сопел обдувки.

Балансировка самолета при боковых ветровых порывах изменяет аэродинамическую нагрузку на полуразмахи крыла, что нужно учитывать при более точных расчетах. Данному вопросу будет посвящены другие работы.

Литература

1. Динамика полета: учебник / А.В. Ефремов, В.Ф. Захарченко, В.Н. Овчаренко и др.; под ред. Г.С. Бюшгенса.-М.: Машиностроение, 2011. - 776 с.

2. Базухаир М. А. Динамика укороченного взлета самолета под действием перенаправленных реактивных струй// Вестник КГТУ-КАИ, 2015. - №2. - С.5 - 12.

3. Базухаир М. А. Метод создания воздушной подушки под летательным аппаратом перенаправлением реактивных струй для сокращения разбега // Вестник КГТУ-КАИ, 2014. - №4. - С.5 - 8.

4. Аэромеханика самолета: учебник/ А. Ф. Бочкарев, В. В. Андреевский, В. М. Белоконов и др.; Под ред. А. Ф. Бочкарева. - М.: Машиностроение, 1985. - 360 с.

References

1. Dinamika poleta: uchebnik / A.V. Efremov, V.F. Zaharchenko, V.N. Ovcharenko i dr.; pod red. G.S. Bjushgensa. -M.: Mashinostroenie, 2011. - 776 s.

2. Bazuhair M. A. Dinamika ukorochennogo vzleta samoleta pod dejstviem perenapravlennyh reaktivnyh struj// Vestnik KGTU-KAI, 2015.- №2.- S.5.- 12.

3. Bazuhair M. A. Metod sozdanija vozdushnoj podushki pod letatel'nym apparatom perenapravleniem reaktivnyh struj dlja sokrashhenija razbega // Vestnik KGTU-KAI, 2014. - №4. - S.5 - 8.

4. Ajeromehanika samoleta: uchebnik/ A. F. Bochkarev, V. V. Andreevskij, V. M. Belokonov i dr.; Pod red. A. F. Bochkareva. - M.: Mashinostroenie, 1985. - 360 s. 17

17