Исследование влияния кинематических параметров движения поврежденного самолета на его балансировку

2009

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Эксплуатация воздушного транспорта

№ 147

УДК 533.6:629.7

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ КИНЕМАТИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ ПОВРЕЖДЕННОГО САМОЛЕТА НА ЕГО БАЛАНСИРОВКУ

Ш.Ф. ГАНИЕВ, В.В. ГУЛЯЕВ

Статья представлена доктором технических наук, профессором Желанниковым А.И.

Работа выполнена при поддержке РФФИ, грант № 09-08-00642.

В статье приводятся результаты исследования по вкладу отдельных кинематических параметров движения самолета с повреждением в процесс его балансировки. Рассматриваются различные варианты адаптации и балансировки поврежденного самолета.

Ключевые слова: балансировка самолета, параметры движения.

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. 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. Данные повреждения внезапно изменяют конфигурацию летательного аппарата, приводят к появлению дополнительных сил и моментов, которые необходимо парировать оставшимися органами управления.

Исследования, позволяющие выявить степень влияния кинематических параметров движения самолета с повреждением на его балансировку, проводились в три этапа. На первом этапе решалась задача определения аэродинамических характеристик (производных коэффициентов сил и моментов по кинематическим параметрам) ЛА с повреждениями, движущегося с постоянной дозвуковой скоростью в идеальной сжимаемой среде при малых изменениях кинематических параметров в линейной постановке [1, 2]. На этом этапе достоверность полученных результатов проверена сопоставлением расчетных и экспериментальных данных суммарных и распределенных аэродинамических характеристик крыльев и различных самолетов. На втором этапе решалась задача адаптации, как задача синтеза законов отклонения органов управления и механизации, обеспечивающих минимизацию 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]. И на третьем этапе определялся вклад каждого кинематического параметра движения поврежденного самолета в процесс его балансировки, т.е. определялись те приращения коэффициентов сил и моментов, которые обусловлены влиянием каждого из кинематических параметров.

Исследования проводились на примере самолета близкого по аэродинамической компоновке и аэродинамическим характеристикам к самолету Як-130. В качестве характерного повреждения было выбрано разрушение концевой части консоли крыла с относительной площадью 8,4 %. Для компенсации появившихся вследствие получения повреждения сил и моментов в зависимости от режима полета координировано отклонялись имеющиеся рули и органы механизации по оптимальному с точки зрения минимума сопротивления закону.

Рассматривались два варианта способов балансировки и адаптации. В первом варианте отклонялись руль направления, стабилизатор и оставшийся элерон, а во втором варианте к ним добавлялись закрылки и стабилизатор в режиме "ножницы" и носки крыла.

Исследования проводились при значениях запаса продольной статической устойчивости от -0,4 до 0,2. Число М¥ было принято равным 0,4, вес самолета О = 6000 кгс.

При этих условиях были рассчитаны углы отклонения рулей и органов механизации крыла, обеспечивающие балансировку самолета с повреждением консоли крыла для двух указанных вариантов балансировки и адаптации.

На рис. 1 в зависимости от величины запаса продольной статической устойчивости показаны составляющие полетного значения коэффициента суа самолета Як-130 с разрушенной правой консолью крыла, обусловленные углом атаки и углами отклонения стабилизатора и оставшегося элерона.

Рис. 1 Рис. 2

Здесь и далее приняты следующие обозначения:

-------- относительный вклад а в балансировку;

---о---- относительный вклад фст в балансировку;

---• относительный вклад фст в режиме "ножниц" в балансировку;

---*---- относительный вклад 8эл в балансировку;

---а---- относительный вклад 8з в балансировку;

---*---- относительный вклад 8з в режиме "ножниц" в балансировку;

---о---- относительный вклад 8рн в балансировку;

--------относительный вклад Ь в балансировку;

........ относительный вклад 8внутр н в балансировку;

........ относительный вклад 8внеш н в балансировку.

С уменьшением статической устойчивости самолета доля подъемной силы, связанная с углом атаки, падает. Доля суа, связанная с отклонением стабилизатора, возрастает. При этом вклад элерона в величину суа отрицательный и почти не зависит от статической устойчивости самолета.

Аналогичные зависимости для случая балансировки самолета большим количеством рулей (вариант 2) показаны на рис. 2. Видно, что вклад в создание подъемной силы каждым из органов управления при таком способе балансировки меньше, но в целом их роль в создании подъемной силы возрастает.

Изменения вклада органов управления в балансировку по моменту тангажа самолета Як-130 с разрушенной консолью крыла при различных ш^у приведены на рис. 3 и 4, для первого и второго варианта балансировки, соответственно. Приращение момента тангажа, обусловленное углом атаки, в обоих случаях велико и существенно увеличивается по абсолютной величине с увеличением статической устойчивости самолета.

Так же существенную роль играет отклонение стабилизатора, и его доля в балансировке по тангажу растет с увеличением статической устойчивости. Положительная доля участия элерона

в балансировке тоже растет с увеличением ш^у, но незначительно.

Рис. 3

Рис. 4

Приращение момента рыскания, обусловленное отклонениями рулевых органов, участвующих при первом и втором способах балансировки поврежденного самолета в зависимости от статической устойчивости, представлены на рис. 5 и 6.

у д

Суа

0,02

0,01

0

- 0,01 - 0,02

- 0,03

- 0,04

- 0,4 - 0,3 - 0,2 - 0,1 0

Рис. 5

0,1 т:

Рис. 6

При балансировке по рысканию самолета с разрушенной консолью крыла вклад подъемной силы крыла и уцелевшего элерона доминирует. В этом случае эффект от отклонения стабилизатора, руля направления и угла скольжения очень мал и слабо зависит от продольной статической устойчивости (рис. 5).

В случае балансировки по рысканию самолета всеми оставшимися после данного повреждения органами управления доля их участия в процессе балансировки момента рыскания меняется (рис. 6). Кроме угла атаки, элерона, закрылка и стабилизатора в режиме "ножницы", большой вклад вносит руль направления. В рассмотренных вариантах балансировки эффект от изменения угла

атаки наибольший, и он по абсолютной величине растет с ростом ш^у.

Обобщая результаты исследования вариантов балансировки и законов адаптации самолета Як-130 при разрушении концевой части консоли крыла с относительной площадью 8,4%, можно сделать следующие выводы.

1. При балансировке самолета большим числом рулевых органов (второй вариант балансировки) относительный "вклад" каждого из органов управления в создание балансировочных приращений сил и моментов в целом уменьшается.

2. Наименьшие балансировочные приращения сил и моментов, обеспечиваемые отклонением органов управления, реализуются при продольной статической устойчивости, близкой к нейтральной.

3. В процессе балансировки самолета с повреждением концевой части консоли крыла наиболее существенную роль играют элерон и стабилизатор.

ЛИТЕРАТУРА

1. Аэродинамические производные летательного аппарата и крыла при дозвуковых скоростях; Под ред. С.М. Белоцерковского. - М.: Наука, 1975.

2. Ганиев 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.

RESEARCH OF INFLUENCE OF KINEMATIC PARAMETERS OF MOVEMENT OF THE DAMAGED PLANE ON ITS BALANCING

Ganiev Sh.F., Gulyaev V.V.

In article results of research under the contribution of separate kinematic paramétrés of movement of the plane with damage to process of its balancing are resulted. Various variants of adaptation and balancing of the damaged plane are considered.

Сведения об авторах

Ганиев Шамиль Фангалиевич, 1971 г.р., окончил Харьковское ВВАИУ (1993), кандидат технических наук, преподаватель кафедры аэромеханики, систем безопасности и динамики полета ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина, 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, начальник кафедры аэромеханики, систем безопасности и динамики полета ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина, автор более 160 научных работ, область научных интересов - численные методы механики жидкости и газа, аэродинамика ЛА.