Моделирование режимов штопора в аэродинамической трубе с горизонтальной рабочей частью тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

Сохи Николай Павлович

Моделирование режимов штопора в аэродинамической трубе с горизонтальной рабочей частью

01.02.05 - Механика жидкости, газа и плазмы

Автореферат диссертации на соискание учёной степени кандидата технических наук

Новосибирск - 2004

Работа выполнена на Федеральном Государственном Унитарном Предприятии "Сибирский Научно-исследовательский институт авиации им. С.А.Чаплыгина"

Научный руководитель:

Официальные оппоненты:

кандидат физ.-мат. наук старший научный сотрудник Головкин Михаил Алексеевич

доктор технических наук старший научный сотрудник Запрягаев Валерий Иванович;

кандидат технических наук доцент

Пухов Андрей Александрович.

Ведущая организация:

Защита состоится «__». диссертационного совета Д 003.035.02 по присуждению учёной степени доктора наук в Институте теоретической и прикладной механики СО РАН по адресу: 630090, г. Новосибирск, ул. Институтская, 4/1, ИТ11М СО РАН.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПМ СО РАН.

Автореферат разослан «¿25004 г.

Учёный секретарь диссертационного совета

д.ф.-м.н. <г гъ^-Ле-' %Корнилов В.И.

ОАО "ОКБ Сухого"

2004 г. в часов на заседании

то

Общи характеристика работы

Актуальность темы. Для большинства типов летательных аппарата? (ЛА) штопор является нештатным, критическим режимом полвта. Из-за плохой управляемости, резкой потери скорости и высоты попадание в него опасно и крайне нежелательно. Вместе с тем, для перспективных боевых самолетов, активно осваивающих новые режимы полета на закритических углах атаки, риск попадания в штопор резко возрастает. Кроме того, для спортивных и учебно-тренировочных самолбтов выполнение штопора является одним из обязательных требований. Поэтому прогнозирование характеристик штопора и разработка эффективных методов вывода из него чрезвычайно важны для формирования облика самолбтов нового поколения, расширения области применения ЛА и повышения безопасности полётов.

В настоящее время для исследования штопора традиционно применяются:

• испытания динамически подобных моделей в свободном полвте;

• испытания моделей в вертикальных аэродинамических трубах;

• расчетные методы исследования штопора.

Применение этих методов на ранних этапах создания нового самолета существенно ограничивается значительным объемом потребных ресурсов. В результате, в большинстве случаев целенаправленное воздействие на характеристики штопора становится возможным лишь на стадии лбтных испытаний, что неблагоприятно отражается на стоимости разработки и ее конкурентоспособности.

В связи с вышесказанным очень актуальной становится идея постановки в аэродинамической трубе такого эксперимента, в котором динамически подобная модель самолета имела бы возможность свободного вращения с тремя угловыми степенями свободы вокруг неподвижного центра масс (ЦМ). Реализация такого движения на закритичесхих углах атаки эквивалентна вращению в штопоре с нулевым радиусом. Обоснованием допустимости подобных испытаний является экспериментально подтвержденная независимость аэродинамических характеристик от радиуса штопора. К тому же, неподвижность ЦМ позволяет проводить исследования не только в вертикальной, но и в обычной горизонтальной аэродинамической трубе.

Впервые идея подобного эксперимента высказывалась еще в 30-х годах 20-го века в работах В.СЛышнова, но несмотря на свою простоту и логичность в литературе отсутствуют упоминания об ее практическом воплощении. А между тем, внедрение предлагаемого метода в практику аэродинамического эксперимент обещает значительное сокращение затрат, что делает прогноз характеристик штопора доступным на этапе проектирования нового самолета.

Целью настоящего исследования являлась разработка метода исследования режимов штопора в аэродинамической трубе с горизонтальной рабочей частью.

3

РОС и

\,!ЬНАЯ ' КА

(

ч

гоп§ Г»

Способ достижения цели - экспериментальное исследование характеристик штопора динамически подобных моделей самолётов в горизонтальной аэродинамической трубе и сопоставление результатов с материалами традиционных методов исследования штопора. Научная новизна работы состоит в том, что в ней:

1. Рассмотрен, обоснован и впервые реализован на практике метод исследования штопора в горизонтальной аэродинамической трубе.

2. На динамически подобных моделях самолетов воспроизведены и исследованы режимы установившегося штопора с нулевым радиусом, определены поправки на движение в свободном штопоре, выполнено сравнение эффективности различных методов вывода, получены оценки влияния числа Рейнольдса н конструктивных параметров компоновок на характеристики штопора.

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

На защиту выносится:

• метод экспериментального исследования режимов штопора в горизонтальной аэродинамической трубе;

• результаты исследований режимов штопора компоновок спортивного, учебно-тренировочного и сверхзвукового высокоманевренного самолетов. Достоверность полученных в работ« материалов подтверждается

анализом погрешностей измерений, хорошей воспроизводимостью режимов штопора, многократной повторяемостью результатов, удовлетворительным согласованием с данными традиционных методов исследования штопора. Практическая ценность работы состоит в том, что:

• разработанная методика внедрена и эффективно используется в процессе исследований в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА;

• прогнозирование характеристик штопора перспективных самолетов может быть выполнено на этапах предварительного проектирования;

• осуществлена автоматизация нового вида эксперимента в аэродинамической трубе, что позволяет проводить исследования штопора самолетов в промышленных масштабах;

• метод использовался при промышленных исследованиях характеристик штопора учебно-тренировочного самолета Су-49; разработанные рекомендации были учтены ОКБ в процессе доработки компоновки. Апробация. Результаты диссертации докладывались и обсуждались:

• на У-й Российско-Кнтайской конференции по аэродинамике (Жуковский, 1997 г.);

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

• на 11,13 и 14-й школах-семинарах ЦАГИ "Аэродинамика летательных аппаратов" (пос. им. Володарского, 2000, 2002, 2003 г.);

• на 1У-й научной конференции по гидроавиации (Геленджик, 2002 г.);

• на 1-й школе-семинаре СибНИА "Аэродинамика и динамика полёта" (Новосибирск, 2003 г.).

Публикации. По теме диссертации автором опубликовано 8 работ (см. список в конце автореферата).

Структура и объём диссертации. Диссертация состоит из введения, четырёх глав, заключения и списка использованной литературы. Общий объём работы - 163 страницы, в том числе 51 рисунок на 36 страницах. Список литературы включает 108 наименований.

Содержание диссертации Во «ведении изложены история и современное состояние исследуемого вопроса, обоснованы актуальность и научная новизна выполненной работы, кратко описаны основные достоинства и недостатки традиционных методов исследования штопора, перечислены преимущества и возможные ограничения предлагаемого метода.

В первой главе рассматриваются условия, необходимые для постановки эксперимента в горизонтальной аэродинамической трубе. Общие уравнения динамики твердого тела применяются для описания движения в установившемся свободном штопоре (п. 1.1). Наложением внешних связей эти уравнения преобразуются к виду, описывающему движение в штопоре с нулевым радиусом (п. 1.2). Показано, что в потоке аэродинамической трубы такое движение эквивалентно вращению с тремя угловыми степенями свободы вокруг неподвижного ЦМ. Проанализированы условия динамического подобия, обеспечивающие возможность переноса результатов с модели на натурный самолёт. Обращается внимание на то, что при неподвижном ЦМ не нужно обеспечивать подобия по весу модели, достаточно выполнить условия подобия только по моментам инерции. Также указано на необходимость соблюдения условий подобия по угловой скорости отклонения рулей. На основе анализа системы уравнений движения определены параметры, которые следует измерять в эксперименте. В конце главы обсуждаются ограничения метода, обусловленные невозможностью моделирования радиуса штопора, вынужденным постоянством скорости потока и особенностями конструктивной реализации поддерживающего устройства (п. 1.3). Предлагаются способы преодоления некоторых ограничений путём введения расчётных поправок к результатам измерений. Так, рассматривается возможность вычисления радиуса свободного штопора и спиральной компоненты угла скольжения по параметрам движения в штопоре с нулевым радиусом. Вместе с тем указано, что режимы с выраженной нестабильностью должны быть подвергнуты дополнительной проверке традиционными методами исследования. Признаётся также, что существенно нестабильные

режимы, например, сочетающие в себе прямой и перевёрнутый штопор, воспроизвести данным методом практически невозможно.

Во второй главе приводятся описания исследованных моделей, экспериментального оборудования, методики и технологии эксперимента. В качестве объектов исследования (п.2.1) использовались модели спортивного самолета Су-26 (модели 1 и 2 разного масштаба), учебно-тренировочного самолета Су-49 (модель 3) и сверхзвукового высокоманевренного самолета (модель 4). Эскизы моделей показаны на рис.1. Модель 1 была предоставлена для настоящей работы ОАО "ОКБ Сухого" после испытаний в вертикальной аэродинамической трубе Т-105 ЦАГИ, модели 2, 3 и 4 изготовлены в СибНИА. Все модели выполнены из композиционных материалов и оснащены средствами регулировки моментов инерции. В районе ЦМ моделей сформировано посадочное место под шарнирный узел поддерживающего устройства. Предусмотрено не менее трвх положений шарнира, соответствующих различным центровкам. Позиционирование рулей осуществляется системой управления экспериментом в соответствии с заранее составленной программой (п.2.2). Углы отклонения рулей контролируются датчиками положения.

Для воспроизведения режимов штопора с нулевым радиусом разработаны экспериментальные стенды "Штопор-203-1" и "Штопор-203-2" (п.2.3), отличающиеся расположением относительно модели в потоке аэродинамической трубы (см. рис. 2, 3). Стенды обеспечивают свободное вращение моделей вокруг неподвижного ЦМ с тремя угловыми степенями свободы и измерение параметров движения в реальном времени. Достоинствами стенда "Штопор-203-1" явялются отсутствие возмущений набегающего потока и ничтожно малый собственный момент инерции державки, что повышает достоверность результатов измерений. Недостатком является высокое ограничение на минимальный угол атаки в штопоре. На рис.4 показаны области допустимых углов атаки и скольжения для всех моделей. Видно, что у модели 1, испытывавшейся на стенде "Штопор-203-1", а^а 35°, поэтому режимы крутого штопора на меньших углах атаки не могли быть воспроизведены. Во всех остальных случаях применялся стенд "Штопор-203-2" с изогнутой державкой, располагавшийся впереди модели. Это позволило снизить допустимый угол атаки до величины, меньшей а^, но за счет увеличения собственного момента инерции поддерживающего устройства Л,,. Тем не менее измерения показали, что величина не превышает 4, 7 и 8,5 % от моментов Ух моделей 2, 3 и 4 соответственно, что вполне приемлемо для практических целей.

Следует отметить, что разработанное экспериментальное оборудование позволяет не только полностью автоматизировать процесс испытаний, но и исследовать влияние систем автоматики на характеристики штопора Решение данной задачи в рамках традиционных методов требует значительно больших усилий.

Испытания моделей проведены в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА с открытой рабочей частью. Скорость потока в большинстве случаев была постоянной, равной V = 15 м/с, что соответствовало числам Рейнольдса Re iff5 = 2.4,2.6,2 и 2.6, рассчитанным по средним аэродинамическим хордам (САХ) крыльев моделей 1, 2, 3 и 4 соответственно. Для оценки статистических характеристик все эксперименты выполнялись пятикратно, без остановки потока. Данные измерений регистрировались с помощью информационно-измерительной системы (п.2.4) и представлялись в виде осциллограмм параметров движения с указанием необходимой служебной информациии. За результат каждого опыта принимались средние значения углов атаки а, скольжения Д угловой скорости О и коэффициента силы лобового сопротивления Сш на режимах установившегося вращения. По полученным данным вычислялась безразмерная угловая скорость вращения и уточнялась скорость снижения в штопоре и* в предположении, что вес модели удовлетворяет требованиям динамического подобия.

Время запаздывания tm и соответствующее число витков п, при выходе из штопора измерялись с момента постановки рулей в положение на вывод до остановки вращения. По результатам пятикратных испытаний определялись средние характеристики выхода из штопора и оценивались доверительные интервалы с уровнем вероятности р = 0.95. Поскольку для каждой из исследуемых конфигураций применялось не менее четырёх методов вывода, то статистические характеристики на режимах установившегося штопора оценивались по результатам двадцатикратных испытаний. Представленные в таблице 1 типовые значения среднеквадратичных отклонений измеряемых параметров для каждой модели характеризуют величину случайных погрешностей, обусловленных нестабильным характером аэродинамических нагрузок в штопоре (п.2.5).

Таблица! 1

Наименование Обозначение Модель 1 Модель 2 Модель 3 Модель 4

Коэффициент силы лобового сопротивл. — ±0,02 ±0,02 ±0,02

Угол атаки ±1,2 ±0,8 ±0,6 ±1,1

Угол скольжения Д° ±0,8 ±0,4 ±0,5 ±0,6

Безразмерная угловая скорость Q ±0,02 ±0,005 ±0,005 ±0,02

Время запаздывания 'ж» с — ±0,5 ±0,9 ±5,4

Число витков на выходе из штопора п„ в — ±0,4 ±0,5 ±3,1

Программой методических исследований (п.2.6) предусматривалось определение параметров движения моделей в режимах установившегося штопора на различных центровках, при всех возможных сочетаниях углов отклонения рулей и механизации. Разумеется, не во всех конфигурациях исследуемые компоновки демонстрировали способность к устойчивому вращению на закрятических углах атаки, но если таковая обнаруживалась, то вывод из штопора производился с применением различных методов. В большинстве случаев использовались методы вывода из штопора, обозначаемые в общепринятой классификации как №1Н, №2Н, №ЗН и №4Н, а также некоторые их модификации. Для модели 4 применялись аналоги общепринятых методов, учитывающие особенности систем управления высокоманевренных самолетов.

В третьей главе приводятся основные результаты методических исследований. На рис.5, в плоскости (а, П) показаны средние параметры движения всех моделей на режимах установившегося штопора, полученные при испытаниях в горизонтальной аэродинамической трубе Т-203 СибНИА (п.3.1). Для сравнения представлены также результаты испытаний модели 1 в вертикальной аэродинамической трубе Т-105 ЦАГИ, данные лвтных испытаний самолета Су-26 на штопор в ЛИИ и зависимость а( Ü ), полученная МакКормиком (McCormick B.W.) путем испытаний модели самолета АОН на вращающихся весах. Как видно, в конфигурациях с рулем высоты (РВ), отклоненным на кабрирование ("по штопору"), результаты испытаний моделей 1 и 2 (заштрихованная область) достаточно хорошо согласуются между собой, а также с данными лвтных испытаний и зависимостью а( П) МакКормика. Это свидетельствует как о слабом влиянии поддерживающих устройств, так и о достоверности полученных результатов.

Кроме рассмотренных, у модели 2 были обнаружены режимы штопора и при других положениях рулей. Эти данные образуют на плоскости (а, О) диаграмму в виде сетки, описывающей средние параметры движения в установившемся штопоре. По диаграмме легко установить, что изменение положения РВ влияет, главным образом, на интенсивность вращения в штопоре, а отклонение элеронов отражается на угле атаки. Следует подчеркнуть, что указанная реакция модели на управляющие воздействия совпадает с наблюдениями за поведением самолета в штопоре.

Несмотря на близость компоновок самолетов Су-49 и Су-26, результаты испытаний для них демонстрируют существенно различные параметры движения, причем по приведенным на рис.5 данным видно, что для компоновки Су-49 (модель 3) на режимах плоского штопора согласование с материалами МакКормика замелю лучше. Дальнейшими исследованиями было установлено, что особенности штопора самолета Су-26 обусловлены, главным образом, его специфическими инерционными свойствами.

Характеристики установившегося штопора модели 4, также показанные на рис.5, существенно отличаются от параметров движения дозвуковых компоновок. К тому же оказалось, что угловая скорость вращения модели 4 наиболее чувствительна к дифференциальному отклонению консолей горизонтального оперения (ГО) и практически не зависит от положения флаперонов и руля направления (РН). Кроме того, в данном случае экспериментальные точки образуют монотонную функциональную зависимость а(Д), тогда как для моделей 2 и 3 полученные данные представляются в виде двумерной диаграммы. Объясняется это тем, что у дозвуковых самолётов с малой относительной плотностью (р » 7 для Су-26 и ц а 8 для Су-49) приращения аэродинамических моментов от изменения конфигурации оказываются сравнимы с моментами от сил инерции. Поэтому при определённых сочетаниях углов отклонения рулей угол атаки и интенсивность вращения в штопоре могут изменяться независимо, что и проявляется в форме двумерной сетки на плоскости (а, 15). Относительная плотность компоновки модели 4 значительно выше (р = 26), так что приращений аэродинамических моментов оказывается недостаточно для преодоления моментов от сил инерции. В результате, угол атаки в штопоре определяется только интенсивностью вращения, которая зависит от конфигурации компоновки. Приведенные в п.3.1 результаты хорошо согласуются с известными из лётной практики особенностями поведения самолётов различных компоновок на режимах штопора, что можно считать дополнительным аргументом в пользу рассматриваемого метода.

Результаты измерений силы лобового сопротивления моделей 3 и 4 на режимах установившегося штопора (п.3.2) приведены на левых верхних графиках рис.б и 7 соответственно. Здесь же показаны данные весовых испытаний и зависимость Ст(а), полученная Принглом и Харпером на основе измерений в вертикальной аэродинамической трубе Я.А.Е. Великобритании скоростей снижения свободно штопорящих моделей истребителей 2-й мировой войны. Как видно, представленные материалы хорошо согласуются между собой, несмотря на то, что получены они разными методами в различных аэродинамических трубах и даже для разных моделей. Это возможно только в том случае, если скорость снижения действительно не зависит от радиуса штопора и, следовательно, может быть определена рассматриваемым методом вполне корректно.

Нижние графики слева на рис.6 и 7 иллюстрируют расход высоты за один виток в штопоре. Как видно, у дозвуковых компоновок эта величина, лежащая в пределах 6...9 размахов крыла, слабо зависит от угла атаки, и только на режимах "вялого" крутого штопора она увеличивается в 1,5...2 раза. Для сверхзвуковой компоновки расход высоты за виток заметно больше, и явно выражена тенденция к его уменьшению при росте угла атаки.

Результаты испытаний на штопор с нулевым радиусом позволяют оценить параметры движения в свободном штопоре (п.3.3). Эти оценки приведены на правых графиках рис.б и 7. Хорошо видно, что у исследованных компоновок в большинстве случаев радиус свободного штопора попадает в интервал г ш = 0...0.2, а у дозвуковых компоновок он всегда меньше полуразмаха. Оценки спиральной компоненты угла скольжения Ар не превосходят по абсолютной величине 10°. Здесь следует напомнить о работах проф. А.Н. Журавченко, который ещё в 30-х годах 20 века показал, что данная компонента практически не влияет на аэродинамические характеристики компоновки, поскольку истинное скольжение относительно вектора полной скорости не зависит от радиуса. Это значит, что остальные параметры движения в свободном штопоре и в штопоре с нулевым радиусом должны быть практически одинаковыми.

Основной целью исследования штопора является поиск наиболее эффективных методов вывода из него (п.3.4). Для этого в настоящей работе измерялось время запаздывания и число витков на выходе из штопора п„ при использовании различных методов пилотирования. Результаты измерений для дозвуковых компоновок представлены в виде столбцевых диаграмм на рис.8. Высота тёмных и светлых столбцов на них соответствует минимальным и максимальным значениям и пп зарегистрированным в эксперименте. Для случаев невыхода из штопора светлые столбцы не ограничены сверху. Легко видеть, что наиболее эффективными в обоих случаях являются примерно равные по "силе" методы №2Н, №ЗН и №4Н. Очевидно, разумным компромиссом будет рекомендовать к применению стандартный метод №ЗН. При этом следует обратить внимание на то, что характеристики выхода из штопора у модели 3 не соответствуют требованиям нормативных документов. Например, в АП-23 для учебно-тренировочных самолётов максимальное запаздывание на выходе из штопора ограничено одним витком. Исследованная компоновка Су-49 этому критерию явно не удовлетворяет из-за недостаточной эффективности РН.

Характеристики выхода из штопора модели 4 представлены на рис.9 в форме зависимостей ^(И) и п,(¡5). На графике слева показаны результаты измерений при выводе из штопора путём устранения асимметрии конфигурации (аналог метода №1Н). На правом графике представлены данные при использовании самого "сильного" метода, аналогичного №4Н. Как видно, в обоих случаях запаздывание получается неприемлемо большим. Тем не менее, анализ экспериментальных данных показал, что существенного улучшения можно достичь, если в аналоге метода №4Н постоянно удерживать консоли ГО в дифференциально отклонённом положении. На рис.10 для сравнения показаны характеристики выхода из штопора при использовании исходного и модифицированного методов вывода. Видно, что постоянное удержание консолей ГО в дифференциально отклонённом положении

позволяет сократить запаздывание до двух витков, что уже вполне приемлемо для практического применения.

Фазовые траектории в плоскости параметров (а, показанные на рис.11, демонстрируют качественные отличия сценариев выхода из штопора компоновок сверхзвуковых и дозвуковых самолетов. В частности, у модели 2 с дозвуковой компоновкой на выходе из штопора уменьшение углов атаки опережает снижение угловой скорости, так что окончательное торможение по £2 наступает уже в докритической области. Инерционные свойства компоновки модели 4 таковы, что пока вращение не замедлится, аэродинамических моментов оказывается недостаточно для преодоления моментов от сил инерции. Поэтому сначала уменьшается угловая скорость, и лишь затем становится возможным уменьшение угла атаки.

В традиционных методах исследования штопора перенос результатов испытаний модели на натурный самолет основан на априорном предположении о независимости аэродинамических характеристик от числа Рейнольдса на срывных режимах обтекания. Достоинством предложенного метода является возможность проверки этого предположения (п.3.5), правда в очень узком диапазоне чисел Яе. Результаты проверок, показанные на рис.12, как видно, не противоречат сложившимся представлениям.

В четвёртой главе рассматривается влияние изменений некоторых конструктивных параметров на характеристики штопора. Оценивалась зависимость параметров движения на режимах установившегося врашения от смещения центровки в пределах ±5 % САХ (п.4.1), от отклонения механизации крыла (п.4.2) и при изменении инерционных свойств компоновки (п.4.3). Кроме того, изучалось влияние угловой скорости отклонения рулей на характеристики выхода из штопора (п.4.4).

Испытания моделей 2 и 3 показали, что изменение положения ЦМ в исследованных диапазонах отражается в основном на интенсивности вращения и практически не влияет на остальные параметры движения (п.4.1). Данный вывод на примере модели 3 иллюстрируется на рис.13 диаграммами режимов установившегося штопора. Видно, что смещение ЦМ вперед сопровождается небольшим увеличением угловой скорости при неизменных углах атаки.

Результаты испытаний модели 3, представленные на рис.14, демонстрируют влияние механизации крыла на характеристики установившегося штопора (п.4.2). Как и при смещении центровки, в данном случае отклонение закрылков во взлвтное и посадочное положения приводит лишь к незначительному росту интенсивности вращения и не обнаруживает других существенных изменений параметров движения. Следует заметить, что зарегистрированные тенденции согласуются с наблюдениями за реакцией натурных самолетов на аналогичные воздействия в летных испытаниях.

Влияние инерционных свойств компоновки на параметры движения в штопоре изучалось с помощью модели 2 (п. 4.3). Для изменения моментов инерции в сравнении с исходным вариантом 1 увеличивался разнос масс: в варианте 2 - вдоль оси 02 (загружались отсеки на концах крыла); в варианте 3 - вдоль оси ОХ (загружались носовой и хвостовой отсеки фюзеляжа);

в варианте 4 - вдоль осей ОХ и OZ (загружались отсеки крыла и фюзеляжа).

Результаты испытаний представлены на рис. 15. Заштрихованной областью обозначены режимы "вялого" крутого штопора, оказавшиеся невосприимчивыми к изменению инерционных характеристик. В остальных случаях, влияние моментов инерции оказалось довольно существенным. Так, при загрузке концов крыла (вариант 2) наблюдается резкое сокращение области возможных режимов штопора, а при загрузке отсеков фюзеляжа (вариант 3), напротив, происходит небольшое увеличение диапазона углов атаки в штопоре и незначительное снижение интенсивности вращения. Особенности характеристик штопора при загрузке всех отсеков крыла и фюзеляжа (вариант 4) в первом приближении можно рассматривать как суперпозицию вариантов 2 и 3.

На рис.15 приведены и данные, полученные МакКормиком в лвтных испытаниях на штопор легкого самолета АОН, а также при испытаниях моделей в вертикальной аэродинамической трубе и на вращающихся весах. Видно, что дополнительным увеличением разноса масс вдоль продольной оси модели 2 (вариант За) можно достичь практически полного совпадения с результатами экспериментов в вертикальной аэродинамической трубе. Таким образом, становится ясно, что особенности характеристик штопора самолета Су-26 в значительной мере обусловлены его специфическими инерционными свойствами, проще говоря, массивным крылом.

Одно из условий получения достоверных результатов испытаний заключается в обеспечении подобия по угловым скоростям отклонения рулей (п.4.4). Необходимость выполнения этого требования иллюстрируется осциллограммами параметров движения на выходе из штопора, показанными на рис.16 и 17. Видно, что отклонение РВ на вывод с нормальной угловой скоростью приводит к резкому уменьшению угла атаки и снижению интенсивности вращения, т.е. к выходу из штопора (рис.16). При двукратном снижении скорости отклонения РВ угол атаки не уменьшается, а угловая скорость даже увеличивается и вместо выхода наблюдается переход на другой режим штопора (рис.17). Данный факт согласуется с рекомендациями летчикам об энергичных действиях рутами для обеспечения надежного выхода из штопора.

В заключении сформулированы основные выводы работы.

1. Показано, что предположение о незначительном влиянии радиуса штопора на остальные параметры движения позволяет проводить эксперимент в горизонтальной аэродинамической трубе, при этом поправки на движение в

свободном штопоре могут быть определены расчётным путем. Правомочность предложенного подхода продемонстрирована хорошим согласованием результатов испытаний моделей дозвуковых и сверхзвукового самолетов в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА с материалами традиционных методов исследования штопора, а также с известными данными об особенностях поведения различных компоновок на критических режимах полета

2. Для исследованных компоновок впервые построены диаграммы режимов установившегося штопора, описывающие средние параметры движения в зависимости от положения органов управления. Обнаружено, что для компоновки сверхзвукового самолета наиболее сильным фактором, влияющим на характеристики штопора, является угол дифференциального отклонения консолей ГО. Показано, что использование данной особенности позволяет значительно улучшить характеристики выхода из штопора.

3. Впервые продемонстрировано существенное влияние инерционных свойств компоновки на характеристики штопора В частности, именно этим можно объяснить преобладание режимов плоского штопора у современных сверхзвуковых самолетов. Воздействие таких факторов, как смещение ЦМ в пределах ±5 % САХ и выпуск механизации крыла во взлетное и посадочное положения, приводит лишь к небольшому изменению интенсивности вращения, практически не отражаясь на других параметрах движения. Показана необходимость выполнения условий динамического подобия по максимальной скорости перемещения органов управления для корректного определения характеристик выхода из штопора.

4. Разработано и введено в эксплуатацию оригинальное экспериментальное оборудование, позволяющее проводить исследования штопора в горизонтальной аэродинамической трубе в промышленных масштабах. Разработана технология испытаний, обеспечивающая высокую повторяемость и воспроизводимость результатов, не требующая от экспериментаторов летных навыков. Осуществлена полная автоматизация нового вида аэродинамического эксперимента. Указана возможность исследования влияния систем автоматики на характеристики ппопора.

Основными достоинствами предложенного метода являются: высокая эффективность, надежность, хорошая повторяемость и воспроизводимость результатов, низкая стоимость исследований, возможность широкого промышленного применения. Это позволяет использовать его на этапах предварительного проектирования, когда обращение к традиционным методам нерационально. По мере проработки проекта, уточнения геометрии, массово-инерционных характеристик становится оправданным применение и более тонких методов исследований в вертикальной аэродинамической трубе и/или на свободнолетающей модели. При этом накопленные результаты испытаний в горизонтальной аэродинамической трубе позволят рациональней подойти к планированию последующих экспериментов.

Метод удобно использовать для подробных параметрических исследований влияния различных факторов, надстроек и модификаций исходной компоновки на характеристики штопора, а также для разработки и отладки алгоритмов автоматического вывода из штопора с помощью САУ. Очевидно, что традиционные методы в этом случае должны применяться на завершающих этапах исследований для контрольных испытаний исполнительного варианта компоновки или окончательной доводки алгоритма работы САУ.

Основные результаты диссертации опубликованы в работах:

1. Prudnikov У.А., Samophalov V.l., Sohi N.P. Modeling of Steady Spin Regimes in Low-Speed Wind Tunnel with Horizontal Flow. Proceedings of the 10th International Sessions the 34th Aircraft Symposium - Tottori, Japan, 1996, p.80.

2. Prudnikov Y.A., Samophalov V.l., Sohi N.P. Modeling of Steady Spin Modes in Subsonic Wind Tunnel with Horizontal Flow. Proceedings of the Fifth Russian-Chinese Symposium on Aerodynamics and Flight Dynamics. Vol.11 - Zhukovsky, TsAGI, 1997, pp. 186-193.

3. Сохи Н.П., Прудников Ю.А., Темляков Ю.Н. Моделирование режимов штопора в аэродинамической трубе с горизонтальной рабочей частью. Международная научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов "Современные проблемы аэрокосмической науки и техники". Тезисы докладов. - М., ЦАГИ, 2000, с.186-187.

4. Прудников Ю.А., Сохи Н.П., Темляков Ю.Н. Оценка характеристик штопора спортивного самолёта путем моделирования режимов штопорного вращения в горизонтальной аэродинамической трубе. 6-Й международный научно-технический симпозиум "Авиационные технологии XXI века: новые рубежи авиационной науки". Тезисы докладов. - Жуковский, 2001, с.22-23.

5. Мороз В.И., Сохи Н.П. Метод прогнозирования характеристик штопора самолета-амфибии по результатам моделирования режиме» штопорного вращения в горизонтальной аэродинамической трубе. Сборник докладов IV научной конференции по гидроавиации «Гидроавиасалон-2002». - М., 2002, с.109-119.

6. Сохи. Н.П. Моделирование режимов штопорного вращения высокоманевренного самолета в горизонтальной аэродинамической трубе. Материалы XTV школы семинара "Аэродинамика летательных аппаратов". ЦАГИ, 2003, с.78-79.

7. Сохи Н.П. Оценка характеристик штопора маневренного самолета по результатам моделирования режимов штопорного вращения в горизонтальной аэродинамической трубе. I школа-семинар СибНИА "Аэродинамика и динамика полвта летательных аппаратов". Тезисы докладов. - Новосибирск, СибНИА, 2003, с.33-34.

8. Сохи Н,П. Прогнозирование характеристик штопора легких самолетов по результатам испытаний их моделей, в горизонтальной аэродинамической трубе. Теплофизика и аэромеханика, т. 10, № 4,2003, с.523-538.

Рис.1

Рис.2

Рис.3

□ - Модель !, Т-203 СибНИА А - Модель 1.Т-105ЦАГИ ■ - л£тные испытания Су-26, ЛИИ

й^-ЗОР испытаний

0 ♦ Левый шгсоосС Я<0)

д ■ Правый штопор ((IX))

«+»- по штопору;

«О» - нейтральное положение,

«-»- против штопора

Модель 3,3, = О

С»

15 1

05 0

15 10 5

О

! - ^ - < * 1

- - 1-уаг-

1 | I | 1

1 ! 1 1 1

03 02

01 о

лр'

5

о

-5

-10

41 -

10 20 30 40 50 во а°

10 20 30 40 ао во а"

X, Вид испытаний

0л 0.25

• ■ Л Левый шгопоо (П'0)

О О д Правый штопор {О --0)

-—-— Весовые(Л =0),

________ РгОДе ОМ^ Нагрет Ш

Модель 4,

т=0,326

т ■ > | I

й д I [

Л Дм • ! ' 1 1

> ГТ-кк.

— — - о— ---

■ Ж - * 41 ■ ■

— -

40 48 80 88 40 68 70 78 00 08 а°

А»-Ж" Вш асоытшшв

д ■ Лешй шгопоо Ш< 0)

О • Прпый шшаор (О >0)

__—--- Весом (О-в), г„ - й^ -в

____ №ц0е 0£, Нюрн О Л.

Рис.7

Модель 2, X 1=0,35; Вариант 1

Модель 3, Т г*0,25, 4=0

РН-Л РН—«-» №1Н М12Н №ЗН ИМИ НИЩМад)

» МЛН «Н НОН МЛН МИН(Мчи

Модель 4, X 1=0,326

¡Правый щтопор

о

-Н

о»

о

• о

10,

-г

О 01» 0 1 0 15 0 2 0.29 ОЭ а

1ш.С

в..«

¡Прюыд"

штопор]

- .• .

0 05 01 9Ц 02 029 03 д

Зтс-О 6^-30° Параметр

♦ • 1ш

О о п.

Параметр

Л!-1с Л1-1 с

■ А ♦ •

Р Д о О п.

Рие.9

Модель 4, Л 1=0,326

Правый штопор _ •

-- - - ----- ♦ ♦ 1 1 ♦ о! !

о «-¿о о 1

О 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 О

О --1--1-—

О 005 0.1 0.16 0.2 0.25

г „-о е^-зо" At~0.Sc

♦ •

о о

80-

\Хт-0.29 1

в."

о -25 -25 0 • 25 -25 0

Модель 1

а

—^

20-

- 06 во

0.4 40 0.2 20

| Хт-0,34

10

16

20

26 V, м/с

10

Рис.12

а"

во 60 40

30 20 10 о

Моиеяь 3.1?. -О. ри«+»

ршг+»

V 1

V;г \\

Л

р№г(

ЗЫ

Ч]

рмс-»

О -25 -25 • -25

й

а

06

0.4

аг

«

20

25 V, м/с

-Ш---Хт-0.3

' Хт-0.25

-*—- Хг-0,2

«-»- против штопора,

«0» - нейтральное положение,

«+»- по штопору

01

02

03

0.4 0.5 Рис.13

О

Модель 3: Хт Ч).25: рн«+»

---6,= О

8,= 20° £,= 40"

«-»- против штопора;

«О» - нейтральное положение,

«+»- по штопору

Рис.14

Обоилаои Вар. Л, кгм' Л. "-М2

-'--- 1 0.110 0,271 от

----о---- 2 0,143 0,31) 0,179

* 3 0101 029Л от

— ■ -С --- * 0,145 0,336 0,191

♦ За 0,103 аза 0,206

самолет АОН [МсСогттск В ]

Обозначение Вид испытаний

Вращающиеся весы

Д Вертикальна! АТ

■ Л£тные испытания

«-»- против штопора;

«О» - нейтральное положение,

«+»- по штопору

Модель 2

№ Моменты инерции Хт Режим V

прот Л/ЛУЛ.кгл«3 м/с

2008 0,101/0,296/0,198 0,35 Кг32 14.9

Рис.16

№ Моменты инерции Режим У

прот. Шу/А.кгм1 м/с

1653 0.11/0Д71/0.168 0,35 М3 2 14,8

Ответственный за выпуск - Н.П.Сохи

Подписано в печать 06.02,2004 Формат 60x84/16. Объём 1,28 усл. печ. л. Тираж 100 экз. Заказ №13 Отпечатано в СибНИА

РНБ Русский фонд

2006-4 9760

О 5 MAP 2004

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.

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.).

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