Разработка теории полета, требований и методов оценки летной годности дельталетов

Размещено на http://www.allbest.ru/

На правах рукописи

УДК 629.7025.524:629.795.015.3

Разработка теории полета, требований и методов оценки летной годности дельталетов

Специальность 05.22.14 - эксплуатация воздушного транспорта

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Никитин Игорь Валентинович

Москва 2008

Работа выполнена в Московском государственном техническом университете гражданской авиации.

ОФИЦИАЛЬНЫЕ ОППОНЕНТЫ:

доктор технических наук, профессор Зайцев Алексей Николаевич;

доктор технических наук, профессор Крицкий Борис Сергеевич;

доктор физико-математических наук, профессор Чепига Владимир Евгеньевич.

ВЕДУЩАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ:

Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации.

Защита состоится "___" ________ 2008 г. в ___ часов на заседании диссертационного Совета Д 223.011.01 в Московском государственном техническом университете гражданской авиации по адресу: Кронштадтский бульвар, 20, Москва, А-493, ГСП-3, 125993

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке университета.

Автореферат разослан "______" ______________ 2008 г.

Заверенный отзыв в двух экземплярах высылать по вышеуказанному адресу на имя ученого секретаря диссертационного Совета.

Ученый секретарь Диссертационного Совета доктор технических наук, профессор Камзолов С.К.

дельталет летный управляемость

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Современное развитие авиации общего назначения (АОН) в России характеризуется усилением государственного регулирования. Одно из направлений этого регулирования - сертификация воздушных судов (ВС). Особое место в АОН занимает сверхлегкая авиация. Сверхлегкая авиация как самостоятельное направление развития авиационной техники начала формироваться в середине 70-х годов после появления дельтаплана. За короткое время сверхлегкие летательные аппараты (СЛА) благодаря своей простой конструкции, невысокой стоимости, неприхотливости в эксплуатации завоевали огромную популярность во всем мире. Большое достоинство СЛА - доступность обучения. Полная программа обучения включает в себя 15-25 летных часов и около 50-70 часов теории. Большой интерес представляют моторные СЛА, которые используются не только для развлечений, обучения и спорта, но и в различных отраслях экономики.

Основными критериями, в соответствии с которыми ВС может быть отнесено к категории СЛА или сверхлегких воздушных судов (СВС) являются: масса конструкции, взлетная масса, нагрузка на крыло и минимальная скорость полета.

По классификации, принятой международной авиационной федерацией (FAI), к СЛА относятся воздушные суда с взлетной массой: не свыше 300 кг -одноместные и двухместные в сухопутном варианте не выше 450 кг, в гидроварианте не свыше 495 кг и минимальной скоростью полета не превышающей 65 км/час. В Воздушном кодексе России определено, что к СВС относятся ВС взлетная масса которых не превышает 495 кг, исключая средства спасания. Основанием для выделения СВС в отдельную категорию служит то, что эти ВС благодаря своей небольшой массе и малой скорости полета представляют собой незначительную опасность для третьих лиц и окружающей среды. Причем для некоторых классов СВС эта опасность сравнима с опасностью бегущего человека. В связи с этим международной авиационной организацией ICAO не разработаны стандарты для СЛА, а многими странами приняты для них упрощенные требования к летной годности (ТЛГ) и процедуры допуска к эксплуатации.

Особое место среди СВС занимают дельталеты. Дельталет - один из наиболее массовых классов моторных СВС, его достоинства: простота конструкции и невысокая стоимость, хорошая эксплуатационная технологичность и ремонтопригодность, возможность выполнения авиаработ. Количество СВС этого класса в России сегодня можно оценить цифрой 1500-2000 экземпляров. Все эти СВС не имеют сертификата типа, выданного государственным уполномоченным органом. По своей конструкции дельталет принципиально отличается от других летательных аппаратов (ЛА), однако принятые в 2003 году федеральные авиационные правила (ФАП) «Положение о порядке допуска к эксплуатации единичных экземпляров воздушных судов авиации общего назначения» и «Требования к летной годности единичных экземпляров гражданских воздушных судов авиации общего назначения» не учитывают особенностей дельталетов. Такая ситуация препятствует нормальному процессу сертификации дельталетов.

Таким образом, таким научное обоснование ТЛГ и методов оценки соответствия (МОС) дельталетов установленным требованиям является сегодня весьма актуальной проблемой.

Состояние проблемы. Проблема разработки ТЛГ и МОС дельталетов может быть решена на основе комплексного анализа: особенностей конструкции, аэродинамики и эксплуатации; особенностей их применения для решения различных задач, в том числе выполнения авиационных работ (АР); безопасности полетов; анализа ТЛГ и процедур допуска к эксплуатации, принятых в различных странах; научного обоснования методов оценки соответствия элементов конструкции; проработки вопросов теории полета, являющейся основой для математического моделирования, с учетом особенностей их аэродинамики и управления; разработки методов математического моделирования и экспериментальной оценки летных характеристик устойчивости и управляемости.

Изучением этих вопросов занимались различные коллективы. Прежде всего, это отделение СЛА ОКБ О.К. Антонова (Клименко А.П., Белоус О.Г, Дашивец А.Н., Азарьев И.А., Горшенин Д.С., Силков В.И. и др.). Работы этого коллектива были ориентированы в основном на проектирование, изучение особенностей аэродинамики, динамики и опасных режимов полета дельтапланов и дельталетов.

Учеными ВВИА им. Н.Е.Жуковского (Апаринов В.А., Ништ М.И., Бухтояров И.И., Караск А.А., Ситдиков С.М.) был выполнен ряд работ, связанных с исследованием особенностей аэродинамики и моделирования динамики полета дельталета.

В 80-х годах прошлого века в ЦАГИ был выполнен ряд продувок полномасштабных моделей крыльев дельталетов и дельтапланов в аэродинамическй трубе.

Учеными СибНИА им. С.А. Чаплыгина (Кашафутдинов С.Т., Темляков Ю.Н., Усольцев Е.Г. и др.) были проведены исследования характеристик устойчивости, управляемости и маневренности спортивных сверхлегких ЛА, разработаны: руководство для конструкторов ЛА самостоятельной постройки и методы оценки прочности их конструкции, а также проведены исследования особенностей конструкции и аэродинамики СЛА.

В 70-х годах прошлого столетия в ЛИАП проводились исследовании характера обтекания и были разработаны методики расчета аэродинамических характеристик гибких крыльев (Кудрявцев Г.С.).

В ОАО НПК «ПАНХ» проводились работы по исследованию возможностей, условий, экономических аспектов и особенностей использования дельталетов для авиационных химических работ (АХР) (Козловский В.Б, Худоленко О.В., Деревянко В.С.).

Специалистами фирмы «МВЕН» (Ермоленко В.Г, Невельский М.А.) и в МАИ (Севбо И.Р.) проводились исследования быстродействующих парашютных систем (БПС).

Особое место при сертификации ВС занимает математическое моделирование. Наибольшие успехи в разработке математических моделей (ММ) полета ВС были достигнуты в 80-х годах: в Риге (РЭЦ ГосНИИГА и РКИИГА - Тотиашвили Л.Г., Бурдун И.Е., Санников В.А., Гребенкин А.В.); в Москве (ГосНИИГА - Кофман В.Д., Егоров Г.С., Моисеев Е.М., Страдомский О.Ю.) и (МИИГА, ныне МГТУ ГА - Ципенко В.Г., Кубланов М.С.).

За рубежом рядом исследователей (Nielsen J., Ormiston B., Оprecht U., Schonher M., Valle G.) выполнялись работы, связанные с исследованием особенностей аэродинамики гибкого крыла, устойчивости, управляемости и опасным режимам полета дельтаплана. Все эти работы были посвящены исследованиям очень важных, но частных вопросов.

Таким образом, проблема разработки ТЛГ и МОС дельталетов до настоящего времени в комплексной постановке не ставилась и не рассматривалась.

Диссертация посвящена именно этой проблеме и базируется на работах автора, осуществленных с начала 80-х годов по настоящее время в МИИГА (с 1993 г. - МГТУ ГА).

Цель работы и задачи исследования. Целью работы является научное обоснование и разработка ТЛГ и методов оценки соответствия дельталетов. В процессе достижения этой цели решены задачи:

- научного анализа динамики развития, особенностей конструкции, летно-технических характеристик, особенностей эксплуатации, результатов использования в отраслях экономики, вопросов безопасности полетов дельталетов;

- научно-методического обоснования ТЛГ дельталетов;

- разработки метода аналогов для оценки годности элементов конструкции дельталета;

- разработки теории и методов математического моделирования полета дельталета;

- разработки средств и методов экспериментального определения параметров полета, оценки летных характеристик, устойчивости и управляемости дельталета.

Методы исследования. В работе использованы методы летного эксперимента, вычислительной математики, теории вероятностей и математической статистики, теоретической механики и динамики полета, а также методы математического моделирования полета.

Достоверность результатов исследований. Достоверность результатов летного эксперимента и теоретических исследований данной работы обоснована строгим применением теории математической статистики. Достоверность результатов подтверждается:

1) непосредственным сравнением результатов расчета с данными летных испытаний;

2) оценкой адекватности (точности и непротиворечивости) результатов математического моделирования данным полетов с помощью статистических критериев;

3) успешным многолетним использованием предложенных требований и методов при сертификации дельталетов.

Научная новизна. Научная новизна результатов диссертационной работы состоит в том, что впервые поставлены и решены следующие задачи:

1) научный анализ особенностей конструкции, характеристик и особенностей эксплуатации дельталетов, их роли и места в гражданской авиации;

2) научное обоснование и уточнение ТЛГ дельталетов;

3) выбор оптимальных методов для решения задач сертификации дельталетов;

4) разработка и обоснование метода аналогов для оценки годности элементов конструкции дельталетов;

5) разработка теории полета дельталета, уравнений его движения с учетом особенностей конструкции и характеристик;

6) разработка методов и средств экспериментального определения и оценки летных характеристик устойчивости и управляемости дельталетов.

Теоретическая значимость результатов исследований. Особенности теории полета, полученные уравнения движения, математическая модель полета и результаты отдельных разработок могут быть использованы:

- для изучения динамики полета дельталета и влияния на нее конструктивных и эксплуатационных факторов;

- для изучения динамической устойчивости и опасных режимов полета;

- для разработки компьютерных систем имитации полета и программ тренажеров дельталета.

Практическая ценность. Разработаны: ТЛГ, комплекс методов и средств, которые позволяют проводить работы по оценке летной годности дельталетов с минимальными затратами и высокой достоверностью результатов. С использованием предложенных ТЛГ и МОС решено большое количество прикладных задач сертификации и допуска дельталетов к эксплуатации в гражданской авиации, разработаны и внедрены в эксплуатацию в различных отраслях экономики и государственной службы несколько модификаций дельталетов «Поиск-06». Предложенные ТЛГ дельталетов использовались при разработке технических требований, принятых в РОСТО (ДОСААФ) и ОФ СЛА России, а также в требованиях к летной годности единичных экземпляров ВС АОН.

Результаты работы использованы и внедрены в РОСТО (ДОСААФ), ОФ СЛА России, в ГосНИИГА, в центре по сертификации ЕЭВС ООО «ЛТЦ «ЭЛИЦ СЛА», дельталеты «Поиск-06» используются в ФСБ и МЧС России, в различных организациях сельского хозяйства для аэрофотосъемки и других целей.

- Отдельные результаты используются в учебном процессе АУС «ЛТЦ «ЭЛИЦ СЛА» при подготовке пилотов СЛА.

Апробация работы. Основные положения работы, научные и практические результаты исследований докладывались и получили положительную оценку на: Московских аэрокосмических салонах (1997 г., 1999 г., 2001 г., 2003 г., 2005 г., 2007 г.), научных чтениях, посвященных творческому наследию Н.Е. Жуковского (Москва, 1997 г.), а также обсуждались на всесоюзных, всероссийских, отраслевых и вузовских научно-технических конференциях и семинарах (КИИГА 1991 г., МИИГА - МГТУ ГА, 1990-2008 г.г.). В 1997 г. работы автора были удостоены гранта МГТУ ГА.

Публикации. Отдельные результаты диссертации опубликованы в 59 печатных работах и в 18 отчетах о НИР, в которых автор являлся ответственным исполнителем или научным руководителем.

На защиту выносятся:

1. Требования к летной годности дельталетов.

2. Особенности теории полета дельталетов.

3. Математическая модель динамики полета дельталета.

4. Использование метода аналогов для оценки годности элементов конструкции дельталета.

5. Экспериментальные методы, критерии и средства оценки летных характеристик, устойчивости и управляемости дельталетов.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из перечня условных обозначений, введения, пяти глав, заключения, списка литературы из 246 наименований. Общий объем диссертации 340 страниц, содержащих 157 рисунков и 68 таблиц. Основная часть работы изложена на 320 страницах текста.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность темы диссертации, определяется цель исследований. На основании анализа современного состояния развития дельталетов и опыта их эксплуатации, формулируются задачи исследований. Излагается краткое содержание диссертации и полученных результатов, приводятся положения, которые выносятся на защиту, сведения об апробации работы и публикациях.

В первой главе даны определения классов СЛА с учетом особенностей их конструкции, представлены результаты анализа развития и современного состояния сверхлегкой авиации, показаны роль и место дельталетов в гражданской авиации России. Результаты сравнительного анализа потенциальной опасности различных классов ВС для третьих лиц и окружающей среды, представленные на рис. 1, показывают, что малые значения взлетной массы и минимальной скорости полета СЛА ограничивают их кинетическую энергию и делают их более безопасными по сравнению с легкими ВС по отношению к третьим лицам и окружающей среде. При этом за единицу потенциальной опасности принята кинетическая энергия бегущего человека. Из представленных данных видно, что потенциальная опасность некоторых классов СЛА для окружающей среды и третьих лиц сравнима с потенциальной опасностью бегущего человека, в то же время потенциальная опасность легких ЛА уже на порядок выше. Этим, прежде всего, и объясняются упрощенные подходы к сертификации, допуску к полетам и весьма либеральные правила полетов СЛА, принятые за рубежом.

Рис. 1. Сравнительная оценка потенциальной опасности различных классов ВС для третьих лиц и окружающей среды

На основе анализа конструктивно-силовых схем и компоновок СЛА с балансирным управлением показано, что в настоящее время в результате эволюции моторных СЛА с балансирным управлением используются в основном две наиболее рациональные компоновки: мотодельтаплан с подвесной силовой установкой типа мотобалка и дельталет с функциональным модулем (ФМ) на колесном, лыжном или поплавковом шасси, к которому шарнирно прикреплено крыло.

Основными характеристиками дельталетов, от которых зависят их потребительские свойства, являются скорость, грузоподъемность, дальность и продолжительность полета. Проведен анализ динамики изменения основных характеристик дельталетов, полученная на основе анализа статистических данных различных типов аппаратов, поступавших в эксплуатацию в рассматриваемый период времени.

Первый опыт использования дельталетов на авиаработах в Российской Федерации относится к 1982 году. На основе анализа опыта эксплуатации дельталетов, разработанных в СКБ МГТУ ГА определены варианты их применения и сфера возможного использования и дельталетов в отраслях экономики (рис. 2).

Рис. 2. Варианты применения и сфера использования дельталетов в отраслях экономики

Анализ опыта выполнения авиационных химических работ показывает, что дельталеты при производительности, соизмеримой с производительностью самолетов типа Ан-2 и их аналогов, по экономическим показателям превосходят все известные комплексы опрыскивания и являются наиболее быстро окупаемыми, что очень важно в современных условиях. С экономической точки зрения внедрение дельталетов в систему средств механизации защиты растений и сельскохозяйственного производства является чрезвычайно важной задачей государственного масштаба.

Обеспечение безопасности полетов (БП) на СЛА вызывает определенную озабоченность у специалистов. Существует мнение, что уровень БП на СЛА с балансирным управлением ниже уровня безопасности полетов на легких ЛА.

В первой главе проведен сравнительный анализ показателей безопасности полетов различных классов ВС, который показал, что относительное количество авиационных происшествий (АП) с тяжелыми для пилотов дельталетов последствиями значительно ниже, чем на легких ЛА любительской постройки и дельтапланах. Это объясняется тем, что дельталеты обладают скоростью полета сравнимой со скоростью дельтаплана, а их конструкция обеспечивает возможность предотвращения возникновения опасных для пилота перегрузок, а также случаев удара пилота о землю или элементы конструкции.

Анализ развития и состояния в области государственного регулирования АОН в России позволяет сделать вывод, что система регулирования деятельности АОН и, в частности, сверхлегкой авиации с делегированием функций по оценке летной годности и допуску сверхлегких ВС к полетам Всероссийским общественным объединениям была апробирована в течении примерно 15 лет и доказала свою дееспособность.

Вторая глава посвящена анализу структуры и содержания требований к летной годности и процедур допуска СЛА к эксплуатации в различных странах. Рассматривается эволюция технических требований и процедур оценки летной годности дельталетов, принятых в нашей стране. Сегодня в России действуют три различных варианта требований к летной годности дельталетов, принятых в различное время РОСТО (ДОСААФ), Международным авиационным комитетом (МАК) и Минтрансом. Требования, принятые МАК и Минтрансом , разработаны на основе Британских требований к летной годности гражданских самолетов (BCAR section S) и общеевропейских норм летной годности для очень легких самолетов JAR VLA и хотя в них включены специальные требования для различных классов СЛА, в том числе и для дельталетов, эти требования не могут в полной мере применяться для единичных экземпляров дельталетов, так как для полного определения соответствия указанным требованиям необходим объем испытаний такой же, как при сертификации типа. Технические требования - ВТТ МДП-87, принятые РОСТО (ДОСААФ) в наибольшей степени учитывают особенности дельталетов и подходят как при сертификации типа, так и экземпляра, однако они разрабатывались в середине 80-х годов прошлого века, на данный момент устарели и не учитывают изменившихся характеристик дельталетов. Процедуры сертификации типа СЛА, в том числе дельталетов регламентируются Авиационными правилами, Часть 21 (АП-21), а процедуры допуска к эксплуатации единичных экземпляров ВС АОН - Федеральными авиационными правилами - "Положение о порядке допуска к эксплуатации единичных экземпляров воздушных судов авиации общего назначения". Рассматриваемые правила не учитывают особенностей производства СЛА, которые изготавливаются сегодня в количестве от одного до нескольких десятков экземпляров не авиационными заводами с военной приемкой, а небольшими организациями, в том числе общественными клубами.

В диссертации большое внимание уделено анализу ТЛГ и процедур допуска дельталетов к эксплуатации в ведущих европейских странах: Великобритании, ФРГ, Франции и Италии.

В Великобритании СЛА разделены на три различных группы: сделанные фирмами-изготовителями, самодельные и способные взлетать с ног. Для этих групп приняты различные процедуры допуска к полетам. СЛА, как изготовленные фирмами, так и самодельные должны пройти проверку на соответствие правилам «BCAR section S» (British Civil Aviation Regulation) Британской администрации гражданской авиации (Civil Aviation Administration = САА) [220, 245]. Требования, изложенные в «BCAR section S», касаются всех классов СЛА. Кроме этого комбинация «мотор + выхлопная система + система охлаждения + воздушный винт» должна также пройти испытания на допустимость по уровню шума. В противоположность большинству других стран испытания и допуск типа СЛА в Великобритании, как и больших самолетов, проводятся непосредственно авиационной администрацией. По этой причине серийные СЛА в Великобритании стоят дороже, чем в других странах. Наряду с испытаниями на соответствие типа установленным требованиям изготовители СЛА также должны соответствовать стандарту «А1» прежде чем этот тип будет изготовляться серийно. Это тот же самый стандарт, который должен выполняться британским изготовителем гражданских ВС, если он, например, хочет сертифицировать компоненты аэробуса. СЛА, собираемые из набора, также должны проходить испытания, на соответствие требованиям «BCAR section S». Эти испытания проводят общественные организации: либо Ассоциация общедоступных полетов - Popular Flying Association (PFA), либо Британская ассоциация СЛА - British Microlight Aircraft Association (BMAA). На СЛА, изготовленные из набора, выдается только сертификат соответствия установленным требованиям, а самому изготовителю такой сертификат не требуется.

Вне этой общей системы эксплуатируются СЛА, взлет и посадка которых осуществляется с ног. С июня 1995 г. одноместные и двухместные мотопарапланы или мотодельтапланы, стартующие с ног, с максимальной заправкой топлива до 10 л., исключены из большинства положений воздушного права Великобритании. Для того чтобы выполнять на них полеты не требуется пилотское свидетельство, проверка здоровья, регистрация и ведение полетных документов. Этим классам СЛА не разрешается летать в контролируемом воздушном пространстве, а также в ограниченных или закрытых зонах подхода к аэродрому. Но в неконтролируемом воздушном пространстве они могут летать также как и другие ЛА.

В наибольшей степени обоснованными и проработанными сегодня можно считать требования к летной годности СЛА и процедуры их допуска к эксплуатации, принятые в Германии. Федеральный министр транспорта Германии имеет право собственным распоряжением без согласия Совета Федерации уполномочивать юридических или физических лиц выполнять следующие задачи, связанные с использованием воздушного пространства ЛА:

ѕ допуск образца (типа) и экземпляра СЛА к полетам;

ѕ выдача разрешения (свидетельств) авиационному персоналу СЛА;

ѕ выдача разрешений на обучение;

ѕ выдача разрешения на старт и посадку вне утвержденных аэродромов для безмоторных спортивных ЛА;

ѕ надзор за эксплуатацией СЛА на аэродромах и площадках, которые служат исключительно для эксплуатации спортивных ЛА;

ѕ сбор оплаты расходов в соответствии с правилами оплаты расходов за управление авиационным транспортом.

СЛА в Германии относятся к категории спортивных ЛА, для допуска к полетам которых не требуется, чтобы сертификат летной годности был выдан государственным уполномоченным органом. Допуск к эксплуатации типа и экземпляра спортивного ЛА, подготовка пилотов и выдача свидетельств пилотов спортивных ЛА осуществляется уполномоченными Федеральным министром транспорта организациями. В области СЛА такими организациями являются Германский союз сверхлегкой авиации DULV и Германский национальный аэроклуб DAеC. Для различных классов СЛА разработаны свои нормы летной годности. Документ, дающий право в Германии на выполнение полетов на СЛА, называется удостоверением эксплуатационной годности (УЭГ). Действуют три вида УЭГ: временное УЭГ, ограниченное УЭГ, общее УЭГ. Временное УЭГ является разрешением на испытание прототипа или экземпляра. Допуск единичного экземпляра СЛА к эксплуатации осуществляется на основе ограниченного УЭГ. Общее УЭГ является подтверждением соответствия типа СЛА установленным требованиям.

Во Франции СЛА не подлежат сертификации, но должны быть зарегистрированы. Порядок регистрации определен документом № 7401 от 31.12.94 г., изданным Главным управлением авиации SFAST. Французские требования распространяются на все классы СЛА и отличаются от Британских и Германских требований своей лаконичностью. СЛА, производящиеся серийно, и экземпляры СЛА, строящиеся индивидуальными изготовителями, должны соответствовать указанным требованиям. Особенностью французских правил является то, что допуск СЛА к полетам носит заявительный характер. Это означает, что изготовитель декларирует, что его СЛА соответствует установленным требованиям, и подает заявление в учреждение гражданской авиации, которое на основании этого заявления выдает документ о регистрации и допуске к полетам. Разница между допуском типа и экземпляра к полетам заключается в том, что в первом случае заявление подается непосредственно в центральный орган SFAST, а во втором в региональный орган SFAST. Изготовители должны сами проводить статические испытания или расчеты на прочность, испытывать СЛА в полете и документировать результаты испытаний. Эти испытания должны показать, насколько СЛА соответствует установленным требованиям. Во Франции разрешается осуществлять производственную деятельность с использованием СЛА.

В Италии использование СЛА регулируется принятыми правительством 25 марта 1985 г. правилами § 106. Итальянские правила использования СЛА очень простые. Отсутствуют точно определенные технические требования к СЛА, как, например, в Германии, Великобритании и Франции. Для допуска СЛА к полетам не требуется проводить расчетов и испытаний. Это поле деятельности полностью оставлено для применения творческой фантазии конструкторов. Тем не менее, большинство изготовителей производят уже оправдавшие себя конструкции, и количество катастроф по причине конструктивно-производственных недостатков СЛА в Италии не выше, чем в других европейских странах.

Особенности подхода Федеральной авиационной администрации (FAA) США к решению проблемы допуска СЛА к эксплуатации можно наглядно проиллюстрировать на примере части 103 Федеральных авиационных правил (FAR 103), введенных в силу еще в 1982 г. Эти правила с изменениями и дополнениями действуют и в настоящее время. Правила включают определение СЛА и требования к пилотам, эксплуатирующим СЛА. Для одноместных СЛА с массой конструкции не превышающей 115,2 кг, минимальной скоростью полета не более 44,8 км/ч и некоторыми другими ограничениями, а также в соответствии с поправкой FAA № 3784М от 27 июля 2004 г. для двухместных СЛА с массой пустого менее 496 фунтов - 225 кг - что соответствует взлетной массе около 450 кг, используемых для обучения, не требуется сертификата летной годности и регистрации, пилоту не требуется прохождение медицинской комиссии.

Допуск к полетам СЛА, выходящих за ограничения установленные FAR 103 осуществляется Авиационной администрацией США FAA в соответствии с правилами, установленными для ЛА любительской постройки. Все эти ЛА относятся к классу экспериментальных и допускаются к полетам по упрощенным процедурам, которые приняты в экспериментальной авиации с выдачей специального экспериментального сертификата. По своей сути этот сертификат не подтверждает соответствие ЛА конкретным требованиям, а подтверждает только то, что рассматриваемый ЛА пригоден к полетам и является обычным разрешением на выполнение полетов. Отличие специального сертификата от обычного хорошо иллюстрируется требованием того, что на ЛА любительской постройки должно иметься следующее предупреждение для пассажиров: «Этот ЛА любительской постройки и не соответствует Федеральным правилам безопасности для стандартного ЛА».

Общие требования, применяемые к ЛА любительской постройки, изложены в консультативном циркуляре FAA от 26.09.2003 г. № AC 90-89 «Сертификация и эксплуатация самолетов домашней постройки» и рекомендательном циркуляре FAA от 24.05.1995 г. № AC 20-27F «Любительские и сверхлегкие самолеты. Руководство по летным испытаниям».

Исходя из результатов анализа опыта разработки ТЛГ и оценки летной годности различных классов ВС сформулированы следующие основные принципы разработки таких требований для дельталетов:

ѕ требования к дельталетам должны устанавливаться с учетом незначительной потенциальной опасности этих СЛА для третьих и окружающей среды;

ѕ требования должны устанавливаться на основе глубокого анализа опыта разработки и применения этих требований в различных странах;

ѕ требования должны быть минимальными требованиями, выполнение которых необходимо и обосновано для обеспечения безопасной эксплуатации;

ѕ требования должны максимально учитывать особенности конструкции и летных характеристик дельталетов;

ѕ требования не должны содержать в себе пунктов, которые по каким-то причинам невыполнимы или выполнение которых приводит к понижению безопасности полетов;

ѕ требования должны разрабатываться с учетом возможности использования для проведения оценки соответствия наиболее простых и доступных методов:

ѕ структуру требований целесообразно привести в соответствие последовательности проведения работ по оценке соответствия.

Исходя из указанных принципов, в качестве прототипа для разработки требований к дельталетам, были выбраны ТЛГ моторных СЛА с балансирным управлением, действующие в Германии.

На основе анализа содержания рассмотренных выше требований к летной годности СЛА, принятых в различных странах проведено научно-методическое обоснование и предложено содержание требований к элементам конструкции и агрегатам, прочности, летным характеристикам, устойчивости и управляемости, а также эксплуатационной документации дельталетов.

В третьей главе для решения задачи оценки годности элементов конструкции, комплектующих изделий и агрегатов дельталетов разработаны теоретические основы использования метода аналогов. Предлагаемый метод основан на сравнении элемента конструкции сертифицируемого дельталета с уже известным элементом, годность которого подтверждена опытом эксплуатации, испытаниями, или расчетами, а также сертификатом летной годности. Задача решается на основе анализа особенностей, обобщения типовых элементов конструкции, материалов, комплектующих изделий и агрегатов дельталетов, летная годность которых подтверждена многолетним опытом эксплуатации, выбора и формирования перечня эталонных аналогов, которые могут быть использованы для оценки летной годности путем сравнения характеристик элементов сертифицируемого дельталета с их аналогами в конструкции другого дельталета, уже допущенного к эксплуатации. На рис. 3 представлена блок-схема оценки годности элементов конструкции дельталета методом аналогов. На первом этапе необходимо выбрать аналог, или аналоги, с уже подтвержденной летной годностью, наиболее близкие по свом характеристикам и параметрам конструкции к оцениваемому дельталету. При этом рассматриваются следующие основные параметры: взлетная масса, площадь крыла, стреловидность крыла, размах крыла, конструктивно-силовая схема крыла, материалы каркаса и обшивки крыла, конструктивно-силовая схема ФМ, основные параметры шасси, компоновка рабочих мест экипажа, силовой установки и оборудования, база и колея шасси, тип и характеристики двигателя, состав оборудования. На втором этапе проводится сравнение конструкционных материалов, технологий изготовления, основных параметров и условий работы элементов сертифицируемого дельталета с аналогичными элементами дельталета, выбранного в качестве аналога-эталона.

Рис. 3. Блок-схема оценки годности элементов конструкции дельталета методом аналогов

В 95% случаев сегодня можно подобрать для сравнения с оцениваемым элементом аналоги, имеющие абсолютно идентичные размеры, конструкционные материалы и геометрические параметры. Номенклатура материалов, применяемых в конструкции дельталетов, сводится к нескольким группам традиционных материалов, что значительно облегчает оценку элементов конструкции ЛА данного класса. В результате проведенного анализа особенностей конструкции и нагружения элементов крыла и ФМ дельталета определены типовые элементы конструкции и разработаны теоретические основы оценки их годности методом аналогов. Показано, что при разных видах нагружения определяющими являются различные геометрические характеристики сечений и дана классификация элементов конструкции дельталета по видам нагружений. При оценке прочности элементов, работающих на растяжение, сжатие, срез и смятие, в случае если действующие нагрузки одинаковы, задача сводится к сравнению площади наиболее нагруженных сечений оцениваемого элемента и аналога-эталона. Тогда условие прочности, а соответственно и условие годности элемента можно записать в виде:

F_i1 ? F_i2,,

где F_i1, F_i2 - площадь i- го сечения сравниваемого элемента и аналога.

Если оцениваемый дельталет и эталон имеют различную максимальную взлетную массу, то условие прочности и условие годности элемента можно записать в виде:

G_{0 2}/ F_i2 ? G₀₁/ F_i1 ,

где G_01, G₀₂ - максимальная взлетная масса сравниваемого дельталета и аналога.

При наличии изгиба в сочетании с растяжением, сжатием или срезом определяющими геометрическими характеристиками прочности являются площадь и момент сопротивления сечения. Оценка прочности и годности элементов сводится к сравнению этих характеристик в наиболее нагруженных сечениях. Условие прочности и годности элементов:

F_i1 ? F_i2 , W_i1 ? W_i2 ,

где W_i1, W_i2 - момент сопротивления i- го сечения сравниваемого элемента и аналога.

При различной максимальной взлетной массе условие прочности и условие годности элементов будет выглядеть следующим образом:

G_{0 2}/ F_i2 ? G₀₁/ F_i1 , G_{0 2}/ W_i2 ? G₀₁/ W_{i1 .}

Для элементов конструкции испытывающих продольный изгиб условие прочности и годности:

l₂ ? l₁ , F₁ ? F ₂ , J₂ ? J₁ ,

где l _{1 ,} l ₂ - длина сравниваемых элементов аналога-эталона и оцениваемого дельталета;

J_1, J ₂ - момент инерции центрального сечения сравниваемого элемента аналога-эталона и оцениваемого дельталета.

Если максимальные взлетные массы сравниваемого дельталета и аналога отличаются, то условие прочности и условие годности элементов будет выглядеть следующим образом:

G₀₂ l₂ ? G₀₁ l₁ , G_{0 2}/ F₂ ? G₀₁/ F₁, G_{0 2}/ J₂ ? G₀₁/ J_{1 .}



При сочетании нагрузок продольного и бокового изгиба, при одинаковой максимальной взлетной массе условие прочности для таких элементов можно записать в следующем виде:

l₂ ? l₁ , F₁ ? F ₂ , W ₁ ? W ₂ , J₁ ? J₂ .

Если максимальные взлетные массы отличаются, то условие прочности и условие годности стержневых элементов, нагружаемых одновременно на изгиб и сжатие, будет выглядеть следующим образом:

G₀₂ l₂ ? G₀₁ l₁ , G_{0 2}/ F₂ ? G₀₁/ F₁, G_{0 2}/ W₂ ? G₀₁/ W₁ , G_{0 2}/ J₂ ? G₀₁/ J₁ .

На основе анализа опыта эксплуатации в третьей главе проведена оценка годности и сформированы перечень двигателей, воздушных винтов и спасательного оборудования которые можно рекомендовать для использования на дельталетах, а также использования в качестве аналогов-эталонов.

В четвертой главе рассматриваются особенности теории полета и математического моделирования для оценки летных характеристик, устойчивости и управляемости дельталетов.

Дельталет имеет ряд существенных особенностей, отличающих его от других ЛА. Главные из этих особенностей следующие:

ѕ балансирный способ управления;

ѕ значительное влияние аэродинамической нагрузки на геометрию крыла;

ѕ малые скорости полета;

ѕ существенное влияние эксплуатационных факторов на аэродинамические характеристики крыла;

ѕ влияние сил инерции на геометрические характеристики крыла и его аэродинамические характеристики;

ѕ влияние интерференции воздушного винта при больших скоростях полета;

ѕ отсутствие общей продольной плоскости симметрии при полете с креном и скольжением.

Указанные особенности оказывают существенное влияние на аэродинамические характеристики и динамику полета дельталета. В частности при угловом движении, при больших угловых скоростях и ускорениях на дельталет начинают действовать дополнительные аэроинерционные моменты, возникающие в результате деформации обшивки крыла под воздействием сил инерции.

Анализ аэродинамических характеристик показывает, что значение с_уаmах для дельталета не превышает величины 1.35. Это значение может быть принято при оценке возможной минимальной скорости дельталета расчетным методом.

Предложена теория аэроинерционных моментов, возникающих по причине деформации обшивки крыла под воздействием сил инерции при угловых ускорениях. Эта теория позволяет пролить свет на причины ряда катастроф дельталетов, связанных с потерей их динамической устойчивости. Суть теории можно продемонстрировать на примере возникновения аэроинерционного момента крена. На рис.4 представлена схема действия сил инерции на элементарные участки обшивки крыла при ускоренном угловом движении дельталета по крену.

Ускорение элементарного участка обшивки Мi можно определить по его составляющим: касательному ускорению афi, направленному по касательной к окружности вращения и нормальному ускорению аni, направленному к центру, расположенному в точке О.

Рис. 4. К возникновению аэроинерционного момента крена

Модуль полного ускорения участка М_i будет равен:

,

где - угловое ускорение.

Тангенс угла в между вектором ускорения в и радиусом окружности:

.

Силу инерции, действующую на элементарный участок обшивки можно определить по формуле:

F_инi = m_i а_i,

где m_i - масса i-го элементарного участка обшивки.

Просуммировав силы инерции, действующие на элементарные участки обшивки, при угловом ускоренном движении дельталета относительно оси Ох, можно получить их распределенную нагрузку на обшивку. Из рисунка видно, что действие сил инерции приведет к перемещению частей обшивки в вертикальной плоскости. Возникает эффект аналогичный эффекту гаширования крыла, используемому в начале прошлого века для поперечного управления самолетом. Перемещения обшивки приведут к возникновению дополнительного аэроинерционного момента крена . Величина этого момента зависит от величины углового ускорения . При увеличении углового ускорения увеличиваются силы инерции, действующие на обшивку, соответственно увеличиваются перемещения обшивки и величина момента, который может быть причиной поперечной динамической неустойчивости дельталета.

Дельталет в общем случае должен рассматриваться как механическая система имеющая, по крайней мере, восемь степеней свободы для пространственного движения. Две дополнительные степени свободы по сравнению с самолетом - угловое движение ФМ относительно крыла в продольном и поперечном канале. В работах некоторых авторов предпринимались попытки формирования теории полета дельталета на основе классических подходов, однако целостная картина этой теории до сих пор не была сформирована. В четвертой главе поставлена и решена задача формирования основ теории и математического моделирования динамики полета дельталета с учетом его особенностей указанных выше. Основы предлагаемой теории можно продемонстрировать на примере теории продольного движения дельталета. Продольное движение дельталета описывается обобщенными координатами X_g, Y_g, углом тангажа крыла - х и углом тангажа ФМ - д, а сам ЛA рассматривается как механическая система, имеющая четыре степени свободы в общем случае. Схема сил и моментов, действующих на дельталет при его декомпозиции отдельно на крыло и ФМ приведена на рис. 5.

Рис. 5. Схема сил и моментов, действующих на крыло и ФМ дельталета при изолированном продольном движении в общем случае

Уравнения продольного движения получены в результате декомпозиции сил и моментов, действующих на крыло и ФМ.

Можно выделить три основных случая продольного движения дельталета:

ѕ рулевая трапеция (РТ) свободна;

ѕ РТ зафиксирована и положение ФМ относительно крыла не изменяется;

ѕ РТ перемещается пилотом.

Во всех трех случаях уравнения уравнения, описывающие поступательное движение, остаются неизменными:

, (1)



где - масса дельталета;

m₁ - масса крыла;

m₂- масса ФМ;

Р - сила тяги;

д - угол между осью Oy_g и осью Oy_п;

- угол установки СУ;

Х_к - сила сопротивления крыла;

Х_п - сила сопротивления ФМ;

Y - подъемная сила;

X=X_к+Х_п - сила сопротивления дельталета.

Изменяются только уравнения углового движения.

1) Случай РТ свободна.

В этом случае усилие на РТ Р_х = 0 и угловое движение дельталета в продольной плоскости будет описываться двумя уравнениями:

(2)

2) Случай РТ зафиксирована.

Если РТ не перемещается относительно ФМ, то угловые скорости крыла и ФМ совпадают щ_z = щ_zп.

Получим уравнение углового движения в следующем виде



(3)

3) Случай РТ перемещается пилотом.

(4)

Угловая скорость крыла связана с угловой скоростью ФМ законом перемещения РT, который может быть задан как функция, зависящая от времени. В этом случае уравнение (4) следует дополнить уравнением:

(5)

РТ дельталета имеет, как правило, упоры, ограничивающие перемещение крыла относительно ФМ. Такими упорами является тело пилота и элементы конструкции. При расчете продольного движения в первом и третьем случаях в момент попадания РТ на упор угловая скорость крыла и ФМ совпадает щ_z = щ_zп.

Для ее определения воспользуемся теоремой об изменении момента количества движения механической системы. С учетом этой теоремы угловую скорость в момент попадания РТ на упор можно определить по формуле:

(6)

Сердцевиной любой математической модели (ММ) является математическое описание, представляющее собой полную совокупность данных, функциональных соотношений и методов вычислений, необходимых для получения результата. Исходя из основных принципов математического моделирования ДП ЛА, можно сформулировать современные требования к математическому описанию движения дельталета:

1) описание должно учитывать взаимодействие элементов в системе "дельталет - пилот - среда";

2) дельталет должен представляться, как механическая система, движение которой описывается системой нелинейных дифференциальных уравнений без упрощений на малость углов;

3) атмосферные условия должны задаваться так, чтобы имелась возможность учитывать реальные значения температуры и давления, нестационарный в пространстве и времени вектор скорости ветра;

4) должна быть предусмотрена возможность имитации отказа двигателя, а также ошибок пилотирования, влияющих на ДП дельталета;

5) применяемые в различных элементах математического описания вычислительные методы должны быть устойчивыми, сходящимися, однозначными, и эти свойства должны одновременно проявляться именно в тех элементах, где они применяются.

С учетом указанных принципов разработана ММ ДП дельталета и методика статистической оценки адекватности ММ экспериментальным данным.

Проверка ММ ДП дельталета проведена на примере расчета параметров продольного движения.

Блок схема ММ продольного движения дельталета приведена на рис. 6.

Рис. 6. Блок схема ММ продольного движения дельталета

Сравнение результатов летного эксперимента и математического моделирования проводилось для случаев: отказа силовой установки (рис. 7), "дач" РТ и полета с освобожденным управлением. Сравнение показывает, что экспериментальные и расчетные кривые компонент продольного движения достаточно близки, причем разница между экспериментальными и расчетными значениями ординат находится в пределах погрешностей измерений этих параметров при летном эксперименте. Точность численного определения и достаточно высока и достоверность математического моделирования для этих параметров очевидна.

Рис. 7. Сравнение результатов расчета параметров продольного движения дельталета с экспериментальными значениями для случая отказа двигателя

На основания проведенной статистической проверки получены результаты, которые позволяют сделать вывод о достаточно высокой адекватности предложенной математической модели.

Пятая глава посвящена разработке методов и средств экспериментального определения параметров полета, оценки аэродинамических и летно-технических характеристик, устойчивости и управляемости дельталета.

На рис. 8 приведена принципиальная схема комплекса измерительного оборудования и регистрации параметров полета (КИО) дельталета, разработанного с использованием современных средств определения и регистрации параметров полета. Комплекс позволяет производить в реальном времени полностью, или частично измерения и запись параметров полета не только дельталетов но и ряда других классов моторных СВС, в частности микросамолетов и паралетов. Для определения высоты полета, воздушной скорости, вертикальной скорости, параметров внешней среды и двигателя в комплексе используется электронный измерительный блок Stratomaster Ultra L. Может также использоваться электронный измерительный блок Stratomaster Ultra НL, в который включен еще и авиагоризонт. На дельталете углы крена и тангажа крыла и ФМ в общем случае не совпадают, поэтому для их определения предлагается использовать два авиагоризонта: один для измерения углов тангажа и крена крыла, второй для измерения углов тангажа и крена ФМ. Для измерения параметров траектории в земной системе координат и путевой скорости используется спутниковая навигационная система Garmin GPS 76.

Рис. 8. Комплекс измерительного оборудования и регистрации параметров полета дельталета

Для определения управляющих усилий пилота разработана специальная динамометрическая ручка (ДМР), конструкция которой защищена авторским свидетельством. На рис. 9 приведена конструкция измерительных элементов ДМР, разработанная с использованием тензодатчиков.

Рис. 9. Конструкция измерительных элементов ДМР для измерения усилий на РТ дельталета

Разработаны методики тарировки датчиков КИО и оценки погрешностей их измерений. Исходя из результатов выборочной проверки, закон распределения разброса показаний датчиков соответствует нормальному. Получены тарировочные зависимости датчиков в полете. Разработан метод тарировки датчика скорости с использованием GPS. Предложены методы определения характерных скоростей полета: минимальной скорости, максимальной скорости, балансировочной скорости, максимальной вертикальной скорости набора высоты и минимальной вертикальной скорости снижения, а также построения поляр набора высоты и планирования с использованием КИО и GPS. На рис. 10 приведен пример поляр планирования некоторых дельталетов, полученных с использованием GPS и КИО.

Рис. 10. Примеры поляр планирования дельталетов, полученных с использованием GPS и КИО

	- "Поиск-06-19", G/S=13.5 кг/м2;
	- "Поиск-06-18", G/S=19 кг/м2;
	- "Поиск-06-14", G/S=30 кг/м2.

Взлетная и посадочная дистанции дельталета также могут быть определены в процессе летных испытанияй при помощи КИО и GPS.

При проведении оценки летной годности дельталетов особое внимание следует уделять вопросам устойчивости и управляемости. В продольном движении дельталет имеет определенную область допустимых режимов полета, в которой обеспечивается его нормальное управляемое движение. За пределами этой области могут возникать и развиваться необратимые явления, связанные с неуправляемым движением. Примером таких явлений является флаттерное пикирование, кувыркание и штопор дельталетов и дельтапланов.

При оценке продольной статической устойчивости по перегрузке надо рассматривать два ее вида: устойчивость с освобожденным управлением и устойчивость с зафиксированной РТ. Обеспечение продольной статической устойчивости по перегрузке с освобожденным управлением является необходимым и достаточным условием для обеспечения продольной статической устойчивости дельталета с зафиксированным управлением. Особенностью продольной статической устойчивости дельталета является возможность появления области неустойчивости по скорости при полете на малых углах атаки и больших скоростях (рис.11). Это явление связано с особенностями обтекания крыла при малых углах атаки и возможностью потери несущей способности частью обшивки крыла по причине ее деформаций.

Рис. 11. Пример зависимости коэффициента продольного момента крыла дельталета от коэффициента подъемной силы и скорости полета

Для оценки продольной статической устойчивости дельталета по скорости и перегрузке, с освобожденным и зафиксированным управлением разработаны соответствующие методы и критерии. Суть предложенных методов и критериев можно продемонстрировать на примере оценки продольной статической устойчивости по скорости с зафиксированной РТ методом «ступенек по скорости» (рис. 12). Оценка проводится путем медленного перемещения РТ «на себя» примерно за 5 с ступенчато, каждый раз примерно на 10-15 см, при синхронном увеличении оборотов двигателя для обеспечения возможности продолжения горизонтального полета. После перемещения РТ удерживается в каждом положении не менее 30 с. Положения РТ изменяется во всем диапазоне режимов горизонтального полета от «максимально от себя» до «максимально на себя». При этом фиксируется заданный курс, скорость и ориентировочная величина усилия на РТ.

Рис. 12. Оценка продольной статической устойчивости дельталета по скорости с зафиксированной РТ методом «ступенек по скорости»

Неустойчивый по скорости дельталет при увеличении скорости стремится увеличить ее еще больше. Чтобы удержать дельталет на заданной скорости, пилот должен будет переместить РТ «от себя».

В табл. 1 приведены критерии, предлагаемые для оценки продольной статической устойчивости дельталета по скорости с зафиксированной РТ.

...