Результаты исследований возможностей адаптации и балансировки самолета при наличии повреждений

2008

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность

№ 125

УДК 533.6; 629.7

РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ ВОЗМОЖНОСТЕЙ АДАПТАЦИИ И БАЛАНСИРОВКИ САМОЛЕТА ПРИ НАЛИЧИИ ПОВРЕЖДЕНИЙ

Ш.Ф. ГАНИЕВ, В.В. ГУЛЯЕВ Статья представлена доктором технических наук, профессором Желанниковым А.И.

В статье приводятся результаты исследований аэродинамических характеристик летательных аппаратов с повреждениями. Делается сопоставление экспериментальных данных с результатами расчетных исследований.

Повышение безопасности полетов летательных аппаратов (ЛА) остается одной из важных задач авиации. Неотъемлемой частью этой задачи является разработка методов исследования аэродинамических характеристик ЛА при повреждениях его несущих и рулевых поверхностей.

Развитие и модернизация методов расчета аэродинамических характеристик самолета путем математического моделирования процессов его обтекания открывает большие возможности для всесторонних и серьезных исследований летно-технических характеристик ЛА с повреждениями. Повреждения внезапно изменяют конфигурацию летательного аппарата, приводят к появлению дополнительных сил и моментов, которые необходимо парировать оставшимися органами управления.

Задача определения аэродинамических характеристик ЛА с повреждениями, движущегося с постоянной скоростью в идеальной сжимаемой среде с малыми кинематическими параметрами решена в линейной постановке. Учет сжимаемости среды выполнен преобразованием Прандтля-Глауэрта. Обтекание схематизированного тонкими пластинами ЛА модели-

Достоверность полученных результатов проверена сопоставлением расчетных и экспериментальных данных суммарных и распределенных аэродинамических характеристик крыльев различных самолетов.

На рис. 1 показано хорошее согласование результатов расчета коэффициентов давлений с опытными данными, полученными в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей Т-1 ВВИА им. Н.Е. Жуковского. Модель дренированного прямоугольного крыла (1 = 4, ^ = 1) под углом атаки а = 4° имела имитацию повреждения с относительной площадью Sn = 0,04, продувалась потоком воздуха при числе M¥ = 0,15. Хорошо просматриваются характерные изменения коэффициентов давления вдоль хорды и по размаху крыла при наличии его повреждения.

Рис. 1

ровалось системой дискретных вихрей [1, 2].

Экспериментальные данные, полученные в той же аэродинамической трубе в 1983 г. В.В. Газаевым при исследовании аэродинамических характеристик самолета Су-27 с имитацией различных разрушений несущих и рулевых поверхностей вполне удовлетворительно согласуются с результатами, полученными математическим моделированием. На рис. 2 показана зависимость коэффициента момента крена по углу атаки, а на рис. 3 зависимость коэффициента момента тангажа по углу атаки для самолета с повреждениями консоли стабилизатора.

Рис. 2 Рис. 3

На самолете типа Як-130 были проведены исследования аэродинамических характеристик при различных повреждениях несущих поверхностей, рулевых органов и механизации крыла. Для компенсации появившихся вследствие получения повреждения сил и моментов координированно отклоняются имеющиеся рули и органы механизации по рациональному закону в зависимости от характера повреждения и режима полета. Задача адаптации решается как задача минимизации индуктивного сопротивления при выполнении дополнительных условий: реализации заданных значений подъемной и боковой сил; балансировки в каналах крена, рысканья и тангажа и, возможно, некоторых других [3, 4].

Рассматривались четыре варианта способа балансировки и адаптации. В первом варианте отклоняются руль направления, элероны и стабилизатор; во втором варианте - стабилизатор в режиме "ножницы", руль направления и элероны; в третьем варианте отклоняются закрылки и стабилизатор в режиме "ножницы", руль направления и элероны; в четвертом варианте - 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 хт = 0,24. Дополнительно предполагалось, что повреждения летательного аппарата на его центровку не влияют. Число М¥ принято равным 0,4, вес самолета О = 6000 кгс. Высоты полета 0 м; 2000 м; 4500 м.

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.

На рис. 4 и 5 показаны зависимости угла а и угла отклонения элеронов от скорости для самолета с повреждениями с использованием первого варианта балансировки, с наименьшим количеством органов управления (отклоняются элероны, стабилизатор и руль направления). На этих рисунках и далее приняты следующие обозначения:

----ЁА аа?! 1 абажаш ее _

без конц. ч. консоли крыла = 0,027

без конц. ч. консоли крыла $п = 0,054

—без конц. ч. консоли крыла $п = 0,084

—°— аа?! б. ёТ 1 П1 ёе п6ааёёё5ао1 ба

—Д— без правого закрылка___________________

20

10

> к \] \ \

Ч \ N

£эл. дОп *» ч *—. ^

' Ск.

180

230

Рис. 4

280 330

Рис. 5

380 V, км/ч

На рис. 6 и 7 те же зависимости даны для четвертого варианта балансировки (отклоняются закрылки и стабилизатор в режиме "ножниц", руль направления, элероны и носки крыла).

20

10

адоп

180

200

220 Рис. 6

240

V, км/ ч

Рис.7

Из графиков видно, что с увеличением числа отклоняемых поверхностей уменьшается предельно допустимая (по максимальному углу отклонения элеронов) скорость самолета, что позволяет летчику работать элеронами не на предельно допустимых углах, а с запасом для дальнейшего управления самолетом.

Проведено исследование зависимостей минимальных скоростей полета поврежденного самолета по различным высотам при четырех способах балансировки самолета. На рис. 8 показано изменение скорости самолета с различными повреждениями по высоте полета от 0 м до 4500 м при первом варианте балансировки, где отклоняются руль направления, элероны (элерон или оставшаяся часть элерона) и стабилизатор. На рис. 9 можно наблюдать существенное изменение в сторону уменьшения минимальной скорости полета вследствие того, что при адаптации самолета к режиму полета работало наибольшее количество органов управления (вариант четвертый).

£

эл

0

0

Рис. 8.

Рис. 9.

Построены зависимости аэродинамического качества К(суа) с учетом принятых нами допущений при различных повреждениях самолета при полете без крена при двух способах балансировки. На рис. 10 показаны зависимости при первом способе балансировки, на рис. 11 те же зависимости при четвертом варианте.

К

12

10

8

6

4

2

0

хт = 0,24 О = 6000кг Н = 0 м 7 = 0°

£

/ * і V > к 1 ^ -

*43^^ ""-о

0

0,4

Рис. 10.

0,8 Рис. 11.

1,2

~ук

По результатам исследований можно сделать вывод, что в зависимости от места расположения повреждения несущих и рулевых поверхностей большинство повреждений с малой относительной площадью повреждения не приводят к значительным изменениям аэродинамических сил, однако могут привести к существенным изменениям аэродинамических моментов. 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. Дол-женкова и В. А. Подобедова. - М.: Машиностроение, 2005.

4. Ганиев Ш.Ф., Гуляев В.В., Смелтер Ю.В. Метод синтеза законов адаптации самолета к режимам установившегося полета с дозвуковой скоростью // НММ. М., ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2005.

RESULTS OF RESEARCHES OF OPPORTUNITIES OF ADAPTATION AND BALANCING OF

THE PLANE AT PRESENCE OF DAMAGES

Ganiev Sh.F., Gulyaev V.V.

In clause results of some researches of aerodynamic characteristics of flying devices with damages are resulted. Comparison of experimental data to results of settlement researches is done.

Сведения об авторах

Ганиев Шамиль Фангалиевич, 1971 г.р., окончил Харьковское ВВАИУ (1993), начальник отделения учебной лаборатории кафедры аэродинамики ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, автор более 10 научных работ, область научных интересов - численные методы механики жидкости и газа, аэродинамика ЛА.

Гуляев Вячеслав Валерьевич, 1963 г.р., окончил Харьковское ВВАИУ (1986), кандидат технических наук, старший научный сотрудник, преподаватель кафедры аэродинамики ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, автор более 100 научных работ, область научных интересов - численные методы механики жидкости и газа, аэродинамика ЛА.