Моделирование режимов штопора в аэродинамической трубе с горизонтальной рабочей частью тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, кандидат технических наук Сохи, Николай Павлович

• Сохи, Николай Павлович
• кандидат технических наук
• 2004

Оглавление диссертации кандидат технических наук Сохи, Николай Павлович

ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ УСЛОВИЙ ЭКСПЕРИМЕНТА.

1.1. Движение в свободном штопоре.

1.2. Движение в штопоре с нулевым радиусом.

1.3. Границы применимости метода.

Выводы к главе 1.

ГЛАВА 2. МЕТОДИКА И ТЕХНОЛОГИЯ ЭКСПЕРИМЕНТА.

2.1. Исследованные компоновки.

2.2. Система управления экспериментом.

2.3. Экспериментальные стенды.

2.4. Информационно-измерительная система.

2.5. Анализ погрешностей измерений.

2.6. Технология и методика проведения испытаний.

Выводы к главе 2.

ГЛАВА 3. РЕЗУЛЬТАТЫ МЕТОДИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ.

3.1. Режимы установившегося штопора.

3.2. Скорость снижения в штопоре.

3.3. Оценка радиуса штопора.

3.4. Методы вывода из штопора.

3.5. Влияние числа Рейнольдса на параметры движения в установившемся штопоре.

Выводы к главе 3.

ГЛАВА 4. ВЛИЯНИЕ КОНСТРУКТИВНЫХ ПАРАМЕТРОВ НА

ХАРАКТЕРИСТИКИ ШТОПОРА.

4.1. Влияние смещения центра масс.

4.2. Влияние отклонения механизации крыла.

4.3. Влияние изменения моментов инерции.

4.4. Влияние скорости отклонения рулей.

Выводы к главе 4.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Моделирование режимов штопора в аэродинамической трубе с горизонтальной рабочей частью»

Почти с самого начала зарождения и развития авиации конструкторы и пилоты первых самолётов столкнулись с необычными и опасными режимами полёта, попадание в которые приводило к внезапной потере управляемости, скорости и высоты. Как правило, происходило это при выходе на большие углы атаки и сопровождалось самопроизвольным вращением с движением по винтообразной траектории, быстро переходящей в отвесную спираль. Такое характерное движение самолёта стали называть штопором. Из-за плохой управляемости и быстрой потери высоты заканчивался этот режим полёта почти всегда трагически. Положение усугублялось ещё и тем, что в то время отсутствовало научное объяснение обнаруженного феномена, вследствие чего не было и понимания, как с ним бороться. В итоге, очень скоро сложилось мнение, что из штопора выйти невозможно [1; 69].

Вместе с тем, многочисленные аварии и катастрофы послужили толчком к началу теоретических и экспериментальных исследований штопора, направленных на выяснение физической сущности этого явления, разработки способов предупреждения и предотвращения непреднамеренного входа в него, а также методов вывода. Одно из первых убедительных и наглядных доказательств возможности выхода из штопора было продемонстрировано в России 24 сентября 1916 г. К.К.Арцеуловым путём преднамеренного ввода самолёта "Ньюпор-ХХГ' в штопор и последующего выхода из него [1; 2; 3]. Месяцем раньше, в августе 1916 г. вход и выход из штопора по заданию выполнил майор Ф.В.Гудден в Великобритании [5].

Первые систематические результаты исследований штопора были получены в Великобритании X. Глауэртом путём испытаний моделей в аэродинамических трубах на первых прототипах устройств, названных впоследствии "вращающимися весами" [70]. В США феномен штопора изучался в лётных испытаниях самолётов. В этих работах были определены некоторые факторы, влияющие на штопор, такие как центровка и распределение масс, выяснены практические методы управления самолётом в штопоре. Основные результаты были обобщены и опубликованы Гейтсом и Брайентом в работе [71], в которой впервые указаны следующие важнейшие аспекты движения в штопоре:

1. Влияние внешнего скольжения, состоящее в усилении интенсивности вращения.

2. Важная роль вертикального оперения в штопоре.

3. Сильное влияние даже небольших моментов рысканья и затенения вертикального оперения.

Следует подчеркнуть, что, несмотря на обнаруженную важную роль скольжения в штопоре, влияние внутреннего скольжения, способного прекратить вращение, не рассматривалось.

В России первые основополагающие работы по штопору были выполнены B.C. Пышновым в 1927 г. [7]. С помощью созданной им теории штопора впервые удалось объяснить влияние угла скольжения на интенсивность вращения через проекцию момента тангажа Mz на ось штопора. К сожалению, этот и многие другие выводы из своей теории B.C. Пышнов проверить не смог из-за отсутствия подходящего оборудования, хотя впоследствии все его прогнозы блестяще подтвердились.

Начатые В.С.Пышновым исследования были продолжены в ЭАО ЦАГИ А.Н. Журавченко [4; 5; 6]. В то время в ЦАГИ для исследования штопора разрабатывался прибор Ш-1, который являлся более совершенным, по сравнению с английскими, вариантом установки типа "вращающиеся весы". При этом очень остро встал вопрос о необходимости моделирования в таком приборе радиуса штопора. Вращение с ненулевым радиусом чрезвычайно усложняло конструкцию прибора, а достоверных данных о влиянии радиуса штопора на аэродинамические характеристики ещё не существовало. А.Н. Журавченко не только дал теоретическое обоснование возможности проведения испытаний на установке Ш-1 с нулевым радиусом, показав, что его влияние можно учесть расчётным путём, но и довёл свою теорию до практического применения. В результате удалось существенно упростить конструкцию прибора и разработать методику проведения эксперимента, практически не более сложную, чем в случае нулевого радиуса. По результатам испытаний на приборе Ш-1 режимы установившегося штопора определялись из условия равенства нулю суммы аэродинамических и инерционных моментов относительно заданного положения центра масс (ЦМ), причём значительная часть расчётов могла быть выполнена ещё до проведения эксперимента.

Правильность принятого решения подтвердилась вскоре после публикации результатов, полученных на построенной в США установке типа "вращающиеся весы" [69; 72-74], в конструкции которой была предусмотрена возможность моделирования радиуса штопора. Как и ожидалось, все опубликованные материалы указывали на слабую зависимость аэродинамических характеристик исследованных компоновок от радиуса.

Таким образом, лётные испытания самолётов и изучение аэродинамических характеристик моделей в аэродинамических трубах на вращающихся весах стали исторически первыми методами исследования, позволившими раскрыть физическую сущность штопора дозвуковых самолётов, разработать практические рекомендации по предотвращению и выходу из него. В России методы лётных испытаний самолётов на штопор развивались под руководством В.С.Ведрова при участии лётчика-испытателя Ю.К.Станкевича [8]. Большой вклад в исследования штопора современных компоновок внесли лётчики-испытатели А.А.Щербаков, А.В.Федотов, С.Н.Анохин, В.В.Расторгуев, Э.В.Елян [9].

Главным преимуществом лётных испытаний на штопор является достоверность результатов. Но каковы бы ни были достоинства этого метода, его основными недостатками остаются большая степень риска для жизни лётчика и невозможность прогнозирования характеристик штопора новой компоновки до постройки лётного экземпляра самолёта. Напротив, данные, получаемые на вращающихся весах, позволяли оценить характеристики установившегося штопора заметно раньше, не подвергая опасности жизнь лётчика, но надёжность прогноза всё же была под вопросом. К тому же исследования неустановившихся режимов при таком подходе оказались невозможны, а поиск наиболее эффективных методов вывода из штопора внушал определённые сомнения, поскольку не учитывал нестационарных эффектов при энергичных действиях рулями.

Поэтому возникла идея о воспроизведении движения штопора на модели в вертикальном потоке специально для этих целей построенной аэродинамической трубы. В своих работах А.Н. Журавченко упоминал о такой трубе, строившейся в Великобритании в 30-х годах 20-го века [4; 5]. По результатам испытаний моделей в ней можно было судить о характеристиках штопора самолёта, если при этом выполнялись условия динамического подобия. Аналогичные трубы были построены вскоре в США, а затем и в России [10; 11; 75]. Достоверность получаемых в них результатов объективно выше, чем на установках типа "вращающиеся весы", поскольку, в отличие от последних, модель в данном случае не вращается принудительно, а совершает свободный полёт подобно самолёту в вертикальном штопоре. При этом все нагрузки, действующие на натурный аппарат, в том числе и нестационарные, воспроизводятся на модели. Специальная конструкция аэродинамической трубы предохраняет модель от поломок, параметры полёта регистрируются с помощью скоростной кино- или видеосъёмки, а лабораторные условия эксперимента обеспечивают высокую повторяемость и воспроизводимость результатов при вполне умеренных требованиях к исследуемой модели. Хорошая сходимость с данными лётных испытаний самолётов способствовала тому, что данный вид исследований стал обязательным перед принятием решения о первом вылете на штопор [10; 11; 69; 76]. В нашей стране методы экспериментальных исследований штопора в вертикальной аэродинамической трубе разработаны Е.А.Покровским, А.И.Никитюком, Я.И.Тетерюковым, М.М.Михайловым и др. [12-14].

Главным препятствием на пути широкого применения исследований в вертикальных аэродинамических трубах является необходимость значительных капитальных затрат на их строительство. Не будет лишним заметить, что в мире насчитывается не более пяти стран, обладающих подобными сооружениями. Кроме того, при данном методе испытаний становятся невозможными исследования сваливания, неустановившегося штопора и перехода в горизонтальный полёт при выходе, технология эксперимента требует высокой квалификации экспериментаторов, очень трудоёмка обработка отснятых материалов. В результате, стоимость единичного испытания оказывается довольно высокой [10; 69].

Следующий значительный успех в изучении штопора связан с развитием методов, основанных на применении свободнолетающих динамически подобных моделей. В этих методах удалось объединить многие положительные качества лётных испытаний самолётов и экспериментов в вертикальных аэродинамических трубах. Например, так же как и в лётных испытаниях, воспроизводятся все этапы штопора, начиная со сваливания и заканчивая переходом в горизонтальный полёт, но жизнь лётчика при этом не подвергается опасности. Таким образом, обеспечивается максимальное приближение к действительности и безопасность испытаний [69].

С другой стороны, развитие методов исследования штопора с помощью свободнолетающих моделей было бы невозможным без значительного прогресса в теории автоматических систем, метрологии, технологии материалов. Требования к моделям оказались настолько жёсткими, что могли быть удовлетворены только при условии использования самых последних достижений в науке и технике. Необходимость оснащения модели бортовым измерительным комплексом, системой автоматического или дистанционного управления, системой спасения при соблюдении условий динамического подобия потребовали применения в их конструкции нетрадиционных решений, новейших материалов и сплавов. Для измерения параметров траектории были разработаны наземные комплексы наблюдения и регистрации, а подъём на высоту осуществлялся с помощью самолётов, вертолётов и других видов летательных аппаратов (JIA).

Основной недостаток испытаний свободнолетающих моделей заключается в их сильной зависимости от погодных условий. Как следствие, трудно добиться высокой повторяемости и воспроизводимости результатов. Кроме того, необходимость доставки модели на высоту в каждом опыте и обеспечение надёжной регистрации параметров полёта существенно увеличивают стоимость единичного испытания, а сложность самого объекта исследований не способствует снижению финансовых затрат. Тем не менее, несмотря на сложную технологию проведения эксперимента, высокая достоверность получаемых результатов, а также ненужность капитальных вложений в строительство вертикальной аэродинамической трубы сделали данный метод довольно привлекательным в глазах исследователей и обеспечили ему широкое распространение [69; 77; 78].

С развитием вычислительной техники всё более сложные задачи становится возможным решать методами численного моделирования, не прибегая к постановке физического эксперимента. В отношении штопора этот подход мог бы реализоваться путём совместного решения задачи отрывного обтекания по полной системе уравнений Навье-Стокса и уравнений пространственного движения твёрдого тела. Но современный уровень развития вычислительной техники и её прогнозируемое состояние, при сохранении текущих темпов развития, не позволяют надеяться на быстрый прогресс в этом направлении в ближайшее время. Другими словами, для применения расчётных методов исследования штопора всё ещё необходимы экспериментальные данные. Поэтому в настоящее время широко применяются более простые подходы [10; 14; 15-23; 73; 79-82], а стремление к повышению достоверности расчётных оценок возродило интерес к вращающимся весам как к средству определения некоторых аэродинамических характеристик компоновки в штопоре [83-92]. Дополнительная информация, получаемая путём испытаний моделей на обычных весах в широком диапазоне углов атаки и скольжения, а также методами свободных и вынужденных колебаний на специальных динамических стендах [93-95], позволяет замкнуть систему уравнений пространственного движения JIA и, таким образом, определить характеристики штопора численными методами [15; 73; 93]. Следует напомнить, что в основе экспериментов на вращающихся весах лежит высказанное А.Н. Журавченко предположение о слабом влиянии радиуса штопора на аэродинамические характеристики. Многочисленные сопоставления результатов численного моделирования с материалами лётных испытаний подтвердили правомерность такого подхода, поэтому подавляющее большинство исходных данных для расчётов в настоящее время получают при нулевом радиусе [10; 15-22; 72-74; 83-89; 96; 97].

Необходимость проведения большого количества предварительных экспериментальных исследований сдерживает распространение расчётных методов для определения характеристик штопора. Простые оценки показывают, что только на вращающихся весах потребный объём испытаний может в несколько раз превышать объём обычных весовых испытаний, выполняемых в период разработки новой компоновки. Кроме того, чрезвычайная сложность отрывных течений, приводящая к неоднозначности аэродинамических характеристик на закритических углах атаки, не позволяет использовать экспериментальные данные непосредственно в расчётах. Необходимо сначала построить адекватную математическую модель нестационарных аэродинамических нагрузок, что само по себе является сложнейшей идентификационной задачей [24-28; 82; 91; 94; 98-100].

Таким образом, среди современных методов исследования штопора можно выделить следующие четыре группы:

- испытания динамически подобных моделей в свободном полёте;

- испытания динамически подобных моделей в вертикальных аэродинамических трубах;

- расчётные методы исследования штопора;

- лётные испытания самолётов.

Последний вид экспериментальных исследований, как правило, недоступен на ранних этапах создания нового аппарата, но является решающим в вопросе определения характеристик штопора и их соответствия предъявляемым тактико-техническим требованиям [11; 12; 30; 31]. Поэтому необходимо, чтобы применяемые при проектировании компоновки другие методы исследований позволяли прогнозировать поведение самолёта в штопоре с достаточно высокой достоверностью. На рис.1 показана схема, поясняющая возможности и потребные ресурсы современных методов исследования штопора, пригодных для решения задач формирования облика нового самолёта и повышения безопасности полётов на ранних этапах разработки, т.е. до постройки лётного экземпляра машины.

Как видно, традиционные методы изучения штопора требуют значительных материальных, финансовых или временных ресурсов, что препятствует их широкому использованию на этапе предварительного проектирования. Обычных же исследований в аэродинамических трубах, выполняемых в этот период, оказывается недостаточно для надёжного прогнозирования характеристик штопора и разработки эффективных методов вывода из него. Не секрет, что в большинстве случаев формирование облика нового J1A происходит в условиях отсутствия данных о его поведении на критических режимах полёта, а целенаправленное воздействие на штопорные характеристики становится возможным лишь на стадии лётных испытаний, когда любая доработка компоновки уже сильно ограничена высокой стоимостью даже незначительных переделок конструкции. Поэтому часто вынужденным решением является введение дополнительных ограничений на допустимые режимы полёта, что сокращает область применения JIA и снижает его эффективность [29; 32; 33].

Необходимо также заметить, что, несмотря на значительный прогресс в области исследований штопора, для большинства типов JIA он остаётся нештатным, критическим режимом полёта, попадание в который чрезвычайно опасно и происходит, как правило, непреднамеренно [34; 35; 101-103]. Не случайно в нормативных документах, описывающих требования к гражданским самолётам, существуют специальные разделы, посвященные штопору [30; 31]. Поэтому прогнозирование характеристик штопора и разработка эффективных методов предупреждения, предотвращения и выхода из него являются актуальными задачами повышения безопасности полётов.

Особенно остро проблема штопора стоит в отношении спортивных самолётов, поскольку для них, в отличие от других типов JIA, он является обязательной фигурой пилотажа, а современные комплексы упражнений чрезвычайно насыщены различными штопорными вращениями, исполняемыми не только на нисходящих траекториях, но и на горизонтальных, и даже восходящих участках полёта. Кроме того, на соревнованиях по высшему пилотажу арбитры оценивают фигуры визуально с земли, а в этих условиях особое значение приобретают такие факторы как, лёгкая распознаваемость, зрелищность, эффектность исполнения. Тем не менее, требования нормативных документов, например, по выходу из штопора с запаздыванием не более 1,5 витка сохраняются [30]. Поэтому поиск способов воздействия на параметры движения в штопоре и формирование облика спортивного самолёта с учётом таких специфических требований могут существенно повысить его конкурентоспособность и снизить общую стоимость разработки.

Несколько отличные, хотя и в чём-то схожие, требования по характеристикам штопора предъявляются к учебно-тренировочным самолётам [30; 36]. Здесь не имеют большого значения эстетические качества фигуры, но сохраняется обязательность её исполнения, что необходимо для практического обучения пилотов действиям в критических ситуациях. Поэтому самолёт не должен иметь склонности к непреднамеренному сваливанию, опасным режимам плоского штопора; вход и выход из фигуры должны быть контролируемыми, не требующими выполнения сложных действий, а запаздывание на выходе не должно превышать одного витка.

Нельзя не отметить важность решения этой проблемы для перспективных боевых высокоманевренных самолётов в связи с активным освоением новых режимов полёта на закритических углах атаки, где риск развития сваливания и попадания в штопор очень велик [37; 38; 104; 105].

Как видно, задача своевременного прогнозирования характеристик штопора чрезвычайно актуальна, но её решение затруднено высокой стоимостью исследований традиционными методами. В связи с этим становится привлекательной идея постановки в аэродинамической трубе с горизонтальной рабочей частью такого эксперимента, в котором модель имела бы возможность свободно вращаться вокруг неподвижного ЦМ с тремя угловыми степенями свободы. Очевидно, что реализация такого движения на закритических углах атаки эквивалентна вращению в штопоре с нулевым радиусом. Обоснованием допустимости подобных испытаний могут служить уже упоминавшиеся выводы А.Н. Журавченко, подтверждённые результатами, полученными рядом авторов на вращающихся весах [72-74; 92; 96]. Слабая зависимость аэродинамических характеристик от радиуса позволяет предположить, что характер движения модели с неподвижным ЦМ сохранится достаточно близким к свободному штопору, а отличия в кинематических параметрах будут незначительными.

Впервые идея такого эксперимента высказывалась ещё в работах B.C. Пышнова [7], но, несмотря на свою простоту и логичность, в литературе отсутствуют упоминания о попытках её реализации. А между тем, постановка предлагаемого эксперимента позволяет расширить возможности обычных аэродинамических труб, поскольку подавляющее большинство из них имеет горизонтальное направление потока в рабочей части. При этом обеспечение высокой повторяемости и воспроизводимости результатов может быть достигнуто вместе со значительно более высокой, чем при традиционных методах исследования штопора, интенсивностью испытаний. Кроме того, упрощается технология проведения эксперимента, существенно расширяются возможности его автоматизации, ускоряются процедуры обработки данных. Необходимо также отметить, что по сравнению с методом исследования штопора в вертикальной аэродинамической трубе, когда моделируется только установившийся вертикальный штопор, в данном случае скорость потока может быть значительно выше. Это позволяет исследовать более широкий класс режимов штопорного вращения, например, исполняемых спортивными самолётами на горизонтальных и восходящих участках полёта. В целом, внедрение предлагаемого метода в практику аэродинамического эксперимента обещает значительное сокращение временных и финансовых затрат, что делает прогноз характеристик штопора доступным на этапе проектирования нового самолёта.

Диссертационная работа посвящена разработке экспериментального метода исследования режимов штопора в аэродинамической трубе малых скоростей с горизонтальным направлением потока в рабочей части.

Были поставлены и решены следующие задачи: 1. Рассмотрение теоретических аспектов моделирования режимов штопорного вращения при неподвижном ЦМ, анализ требований динамического подобия к модели для этих условий, определение основных ограничений метода, особенностей методики и технологии эксперимента.

- 182. Разработка, изготовление и введение в эксплуатацию: оригинального экспериментального оборудования, автоматизированной системы управления экспериментом и информационно-измерительной системы (ИИС), позволяющих в аэродинамической трубе малых скоростей с горизонтальным направлением потока в рабочей части исследовать в промышленных масштабах режимы штопорных вращений динамически подобных моделей самолётов.

3. Воспроизведение режимов установившегося штопора с нулевым радиусом на динамически подобных моделях дозвуковых и сверхзвукового самолётов в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА, определение поправок к результатам измерений на движение в свободном штопоре, изучение эффективности различных методов вывода из штопора, исследование влияния числа Рейнольдса, положения ЦМ, инерционных характеристик, механизации крыла и угловой скорости отклонения рулей на кинематические параметры движения.

4. Сопоставление полученных данных с результатами традиционных методов исследования штопора — испытаниями в вертикальных аэродинамических трубах, в том числе и в Т-105 ЦАГИ, с лётными испытаниями самолётов на штопор и расчётными методами.

Научная новизна работы состоит в том, что в ней:

1. Предложен, проанализирован и впервые реализован на практике метод исследования характеристик штопора в горизонтальной аэродинамической трубе путём воспроизведения на динамически подобной модели движения в штопоре с нулевым радиусом.

2. В аэродинамической трубе малых скоростей с горизонтальным направлением потока в рабочей части на динамически подобных моделях самолётов различных классов воспроизведены и исследованы режимы штопорного вращения с нулевым радиусом, определены поправки на движение в свободном штопоре, выполнено сравнение эффективности различных методов вывода, получены оценки влияния числа Рейнольдса, положения ЦМ, моментов инерции, механизации крыла и скорости отклонения органов управления на параметры движения в штопоре, проанализированы аэродинамические и конструктивные особенности компоновок, формирующие их штопорные характеристики.

3. Продемонстрированы целесообразность, практическая пригодность и высокая эффективность предлагаемого метода, основанные на оценке достоверности результатов измерений и сопоставлении их с материалами традиционных методов исследования штопора, указаны возможности метода, труднореализуемые другими способами.

4. Осуществлена полная автоматизация нового вида эксперимента в аэродинамической трубе, что позволяет проводить исследования штопора в промышленных масштабах, продемонстрирована возможность существенного сокращения сроков и снижения стоимости работ по формированию заданных характеристик штопора перспективных самолётов.

На защиту выносятся: метод экспериментального исследования режимов штопора в горизонтальной аэродинамической трубе;

- результаты исследований характеристик штопора компоновок спортивного, учебно-тренировочного и сверхзвукового высокоманевренного самолётов. Диссертация состоит из четырёх глав.

В первой главе рассматриваются теоретические аспекты предлагаемого метода исследования режимов штопора. Из общих уравнений динамики твёрдого тела выводятся уравнения пространственного движения в свободном штопоре. Полученные уравнения преобразуются в систему, описывающую движение в штопоре с нулевым радиусом путём наложения внешних связей. На основе анализа этой системы определяются условия динамического подобия модели, требования к экспериментальному оборудованию, рассматриваются возможные ограничения метода, связанные с неподвижностью ЦМ модели, и способы их преодоления путём введения корректирующих поправок в результаты измерений.

Вторая глава посвящена описанию экспериментального оборудования, исследованных моделей, методики и технологии эксперимента. Рассматриваются возможные варианты конструктивной реализации экспериментальных стендов, даётся описание системы управления экспериментом и информационно-измерительной системы, проводится анализ погрешностей измерений. Отмечаются особенности конструкции моделей, связанные с необходимостью постановки эксперимента в горизонтальном потоке и удовлетворения требований динамического подобия. Приведены основные геометрические и массово-инерционные характеристики моделей. Описаны технология проведения эксперимента, использованные методы вывода из штопора, процедура вторичной обработки результатов испытаний.

В третьей главе проводится анализ результатов методических исследований характеристик штопора моделей спортивного, учебно-тренировочного и сверхзвукового самолётов. Показаны основные особенности и отличия в поведении различных компоновок на режимах установившегося штопора, выполнено сравнение эффективности общепринятых методов вывода из штопора и их модификаций. На основе измеренных значений силы лобового сопротивления вращающихся моделей оцениваются скорость снижения и радиус свободного штопора, определяются поправки к кинематическим параметрам движения. С целью обоснования возможности перенесения полученных результатов на натуру рассмотрено влияние числа Рейнольдса на характеристики штопора. Особое внимание уделено сопоставлению полученных данных с результатами традиционных методов исследования штопора - испытаниями динамически подобных моделей в вертикальных аэродинамических трубах, лётными испытаниями самолётов на штопор, расчётными методами.

В четвёртой главе обсуждаются вопросы влияния различных конструктивных параметров на штопорные свойства исследованных компоновок. Приводятся результаты экспериментов по определению приращений параметров движения от смещения ЦМ, отклонения механизации крыла во взлётное и посадочное положения, от изменения инерционных характеристик компоновок, от уменьшения угловой скорости отклонения рулей на выходе из штопора. Показана необходимость выполнения требований динамического подобия по моментам инерции и угловой скорости отклонения рулей.

В диссертации использованы экспериментальные данные, полученные, помимо автора, сотрудниками СибНИА Ю.А. Прудниковым, Ю.Н. Темляковым, B.JI. Чемезовым, Ю.А. Рогозиным, В.А. Мымриным, а также результаты экспериментальных исследований ЦАГИ, ЛИИ, ОАО "ОКБ Сухого".

Основные результаты, содержащиеся в диссертации, опубликованы в работах [39-44; 106; 107], докладывались на:

- V-й Российско-Китайской конференции по аэродинамике (г. Жуковский, 1997 г.);

- 4-х Чаплыгинских чтениях СибНИА (г. Новосибирск, 1998 г.);

- 11, 13 и 14-й школах-семинарах НИО-2 ЦАГИ (пос. им. Володарского, 2000, 2002, 2003 г.);

- IV-й научной конференции по гидроавиации (г. Геленджик, 2002 г.);

- 1-й школе-семинаре СибНИА по аэродинамике и динамике полёта (г. Новосибирск, 2003 г.).

Заключение диссертации по теме «Механика жидкости, газа и плазмы», Сохи, Николай Павлович

Выводы к главе 4

1. Для классических компоновок дозвуковых самолётов обнаружена слабая зависимость характеристик штопора от смещения ЦМ в пределах ±0,05Ьа. В большинстве случаев переход к задним центровкам сопровождается незначительным уменьшением интенсивности вращения, практически не отражаясь на остальных параметрах движения и характеристиках выхода. Данный факт хорошо известен по лётным испытаниям дозвуковых самолётов и несколько противоречит представлениям об опасности задних центровок для штопора.

2. Зависание элеронов на угол 83= 5° в компоновке спортивного самолёта не привело к заметным количественным изменениям параметров движения, но оказало качественное влияние — отдельные конфигурации, ранее не демонстрировавшие режимов установившегося штопора, теперь обрели способность к вращению на закритических углах атаки. Указанное свойство позволяет улучшить характеристики штопора спортивных самолётов за счёт расширения списка возможных конфигураций в штопоре.

3. Выпуск механизации крыла во взлётное и посадочное положения в компоновке учебно-тренировочного самолёта приводит к незначительному росту интенсивности вращения. В среднем безразмерная угловая скорость увеличивается на AQ ср- 0,018.0,02 при отклонении закрылков на каждые А83= 20°. Изменения других параметров движения крайне незначительны и в большинстве случаев статистически незначимы.

4. Испытания модели сверхзвукового самолёта не выявили какого-либо существенного влияния отклонения носков крыла и работы флаперонов в режиме закрылков на параметры установившегося штопора, хотя в некоторых случаях при 6НОС=30° характеристики выхода из штопора немного ухудшились.

-1165. Испытания компоновки спортивного самолёта с изменёнными инерционными характеристиками показали, что для удовлетворения требований динамического подобия и обеспечения приемлемой точности результатов измерений погрешности в настройках осевых моментов инерции не должны превышать AJX^±4 %, AJy^±4 % и AJzx±7 %.

6. Увеличение разноса масс вдоль поперечной оси OZ сокращает список конфигураций, способных продемонстрировать установившийся штопор и уменьшает диапазон доступных углов атаки. Напротив, увеличение разноса масс вдоль продольной оси ОХ способствует увеличению диапазона углов атаки и расширению списка конфигураций, обеспечивающих устойчивое вращение в штопоре. Таким образом, можно формировать желаемые характеристики штопора, воздействуя на инерционные свойства компоновки. Например, повышения зрелищности исполнения штопора самолётом Су-26 можно достичь уменьшением массы крыла.

7. Двукратное снижение максимальной угловой скорости отклонения рулей в большинстве случаев не отражается на достоверности результатов измерений характеристик выхода из штопора, но может повлечь за собой невыход с переходом на другой устойчивый режим, если применяемый метод вывода недостаточно эффективен. В связи с этим необходимость удовлетворения условий динамического подобия по скорости перемещения органов управления представляется вполне очевидной.

- 117