Разработка теории полета, требований и методов оценки летной годности дельталетов

Таблица 1

Критерии оценки продольной статической устойчивости дельталета по скорости с зафиксированной РТ

Продольная балансировка дельталета осуществляется путем отклонения ФМ от его равновесного положения на определенный угол. Уменьшение угла атаки у дельталета сопровождается перемещением центра давления вперед по хорде крыла. При увеличении угла атаки центр давления смещается назад. В соответствии с перемещением центра давления изменяется аэродинамический момент, действующий относительно точки подвески. Под действием силы тяги, собственной массы и силы сопротивления ФМ, подобно маятнику, занимает определенное равновесное положение. Разработанные методы в совокупности с КИО и ДМР позволяют получить балансировочные кривые для продольной балансировки дельталета. Пример таких балансировочных кривых, полученных при различной взлетной массе, представлен на рис. 14.

Рис. 14. Пример балансировочных кривых дельталета «Поиск-06» при различной взлетной массе, полученных с использованием КИО и ДМР при летных испытаниях

Эксперимент проводился для пяти полетных масс: минимальной, максимальной и трех промежуточных. Предложенный метод позволил получить зависимости величины продольного усилия на РТ от скорости и коэффициента подъемной силы.

Особое место при проведении ЛИ дельталета должна занимать оценка продольной динамической устойчивости, в процессе которой оцениваются характеристики переходного процесса при свободных: короткопериодическом и длиннопериодическом движении дельталета. Для оценки продольной динамической устойчивости в диссертации предложены соответствующие методы и критерии.

При высоких угловых скоростях и угловом ускорении на обшивку действуют дополнительные силы инерции, которые могут привести к изменению формы профиля и аэродинамической крутки крыла. Оценку влияния деформаций крыла на продольную динамическую устойчивость дельталета можно провести следующим методом. В установившемся горизонтальном полете на скорости, близкой к балансировочной, на высоте не менее 300 м РТ перемещается в положение «максимально на себя» примерно за 3-4 с и фиксируется в этом положении при одновременном уменьшении оборотов двигателя до минимальных. Во время переходного процесса усилие на РТ должно быть все время «тянущим», а дельталет после резкого уменьшения и нескольких колебаний угла тангажа, должен перейти к режиму установившегося планирования на максимальной скорости. После этого можно провести оценку продольной динамической устойчивости дельталета при переходном процессе из режима сваливания в горизонтальном полете на минимальных оборотах двигателя в режим планирования на максимальной скорости, затем процессы повторяют с увеличением темпа перемещения РТ до 2 с и в заключение до 1 с. Появление на РТ «толкающего» усилия после ее перемещения в положение «максимально на себя» будет свидетельствовать о динамической неустойчивости дельталета.

Одной из особенностей поперечной статической устойчивости дельталета является влияние на нее эксплуатационных факторов: угла атаки и полетной массы (рис. 15).

Рис. 15. Влияние эксплуатационных факторов на степень поперечной статической устойчивости

При оценке путевой статической устойчивости при полете на малых углах атаки и высоких скоростях следует учитывать возможность смещения бокового фокуса вперед, что может привести к потере путевой устойчивости (рис. 16).

Рис. 16. Возможное изменение положения бокового фокуса и ЦМ дельталета при уменьшении угла атаки

С учетом указанных особенностей разработаны методы и критерии для оценки поперечной и путевой статической устойчивости дельталета.

Оценку поперечной динамической устойчивости дельталета можно проводить методом «ускоряющихся перекладок» с постепенным увеличением угловой скорости крена. Такой метод в наибольшей степени дает возможность распознать признаки поперечной динамической неустойчивости дельталета, причиной которой является действие аэроинерционного момента крена (рис. 4).

Одной из количественных характеристик продольной управляемости дельталета является степень управляемости, которая показывает, на сколько градусов изменится угол атаки при повороте РТ на 1°. У дельталета степень управляемости не может быть больше единицы, так как часть перемещения РТ расходуется на изменение угла атаки, а часть на создание управляющего момента. Причем, чем больше продольная устойчивость дельталета с освобожденным управлением, тем меньше степень управляемости. При увеличении устойчивости растут усилия на РТ, соответственно растет часть диапазона перемещения РТ, расходуемая на создание управляющего момента.

Путевое и поперечное управление дельталетом осуществляется за счет перемещения центра масс относительно крыла в поперечной плоскости.

С учетом указанных особенностей разработаны и апробированы методы и критерии оценки продольной и боковой управляемости дельталета, а также определения усилий на РТ.

В пятой главе представлены также методы оценки управляемости и маневренности дельталета на эксплуатационных режимах полета:

ѕ руления;

ѕ взлета;

ѕ набора высоты;

ѕ горизонтального полета;

ѕ снижения;

ѕ посадки с работающим и неработающим двигателем;

ѕ в случае внезапного отказа двигателя.

Для проведения некоторых экспериментов использовался двухмоторный дельталет «Поиск-03». Особенностью этого дельталета является то, что при отказе одного из двигателей возникает несимметричная тяга. На основе экспериментальных данных разработана теория этого режима полета и получены уравнения балансировки.

Одним из известных явлений, с которым пилоты знакомятся еще в процессе обучения, является сваливание дельталета. Правильно спроектированный и сбалансированный дельталет в процессе перехода на закритические углы атаки опускает нос и увеличивает скорость, уменьшая угол атаки. Чтобы выйти из режима сваливания на таком дельталете достаточно просто освободить РТ или переместить ее немного «на себя». Для проведения оценки характеристик сваливания дельталета предложены соответствующие методы и критерии.

Для определения аэродинамических характеристик дельталета по данным летных испытаний, полученных с использованием КИО, в диссертации разработана соответствующая методика, позволяющая произвести вычисление основных аэродинамических коэффициентов. Определение исходных параметров полета производится при планировании с выключенной силовой установкой.

Примеры зависимостей c_x=f(б), c_y=f(б) определенных по результатам летных испытаний дельталета "Поиск-03", представлены на рис. 17. Для сравнения на этих же рисунках нанесены аналогичные зависимости, полученные при продувках дельталета «Т 302» в аэродинамической трубе ЦАГИ T-I0I.

Рис. 17. Сравнение аэродинамических характеристик дельталетов «Поиск-03» и Т 302

__ ^"Поиск-03^" - результаты летных испытаний, G - 292 кг;

_._ "Т 302" - продувки в аэродинамической трубе, G = 350 кг.

Сравнения аэродинамических характеристик полученных при ЛИ и при продувках в аэродинамической трубе позволяет сделать вывод, о том, что характер полученных в результате ЛИ зависимостей соответствует ожидаемому и они могут быть использованы для проведения расчетов ЛТХ и исследования динамики продольного движения дельталета.

В заключении отмечается, что совокупность полученных научных результатов может быть квалифицирована как решение крупной научной проблемы, имеющей важное практическое значение. Диссертация посвящена решению проблемы повышения БП и эффективности проведения работ по оценке летной годности дельталетов с использованием современных методов сравнительного анализа элементов конструкции, математического моделирования и летного эксперимента. В ней изложены научно-обоснованные приемы: оценки годности элементов конструкции дельталета методом аналогов, разработки теории построения ММ высокой степени адекватности поведению реального дельталета для решения широкого спектра задач динамики полета. Разработаны технические средства, методы и критерии оценки летных характеристик устойчивости и управляемости дельталета в процессе ЛИ.

Основные выводы по проведенным исследованиям сформулированы в конце каждой главы диссертации. Наиболее общими результатами работы являются следующие.

1. Предложена классификация СВС и дана оценка развития сверхлегкой авиации в России. На основе анализа компоновок и типовых конструктивно-силовых схем СЛА с балансирным управлением выявлены наиболее распространенные и перспективные компоновки и схемы дельталетов.

2. На основе анализа опыта эксплуатации и практического использования разработанных СКБ МГТУ ГА дельталетов определена сфера и основные экономические показатели их использования в отраслях экономики. Показано, что по некоторым своим характеристикам дельталеты могут быть конкурентоспособными с легкими самолетами и вертолетами, а по отдельным показателям - весовой отдаче, сравнительному коэффициенту совершенства даже превосходят их. Перечисленные свойства и характеристики дельталетов создают реальные предпосылки для широкого прикладного применения этих ЛА в различных отраслях экономики.

3. Установлено, что относительное количество АП с тяжелыми для пилотов дельталетов последствиями ниже, чем на легких ЛА любительской постройки и дельтапланах.

4. В результате проведенного анализа показано, что система регулирования деятельности АОН и, в частности, сверхлегкой авиации с делегированием функций по оценке летной годности и допуску ВС к полетам Всероссийским общественным объединениям была апробирована в течении примерно 15 лет и доказала свою дееспособность.

5. Анализ процедур допуска СЛА к эксплуатации принятых в различных странах показывает, что в странах ЕС и США приняты, с учетом низкой потенциальной опасности СЛА для окружающей среды и третьих лиц, упрощенные требования к летной годности и процедуры их допуска к эксплуатации. Во многих странах (Германия, Италия, Чехия и некоторые другие) полномочия по проведению испытаний и выдачи документов, разрешающих эксплуатацию типа и экземпляра СЛА (аналог сертификата летной годности типа и экземпляра), делегированы государственными уполномоченными органами общественным организациям. В некоторых странах (Великобритании, Новая Зеландия и др.) сертификат летной годности СЛА выдается на основании заключения экспертов общественных организаций, в других на основании декларации изготовителя (Франция).

6. Разработаны основные принципы научного обоснования ТЛГ дельталетов. Исходя из указанных принципов, на основе научного анализа ТЛГ СЛА, действующих в различных странах, особенностей летных характеристик и опыта эксплуатации, разработаны ТЛГ дельталетов.

7. Проведен анализ существующих методов оценки годности элементов конструкции дельталетов. На основе научного анализа типовых элементов конструкции дельталета, видов их нагружения, материалов и технологий изготовления для оценки годности элементов конструкции предложен метод аналогов.

8. Исходя из результатов испытаний и опыта эксплуатации, сформирован перечень двигателей, воздушных винтов и спасательных систем летную годность которых можно оценить положительно и рекомендовать считать их годными для использования на дельталетах.

9. Дан подробный анализ особенностей аэродинамических характеристик и разработаны основы теории полета с учетом особенностей дельталета. Предложена теория аэроинерционных моментов, возникающих при высоких угловых скоростях и ускорениях дельталета.

10. На основе принципов разработки ММ ДП сформулированы требования к математическому описанию движения дельталета на всех участках полета, приведен перечень основных допущений и дано описание ММ ДП дельталета.

11. Разработана ММ ДП дельталета, представляющая собой развитую систему унифицированного программного обеспечения, являющаяся высокоточным наукоемким исследовательским инструментом для решения задач оценки летной годности дельталета. Показано, что ММ ДП дельталета позволяет получать результаты моделирования адекватные данным ЛИ.

12. Создан экспериментальный образец КИО, обеспечивающий достаточную точность измерений параметров полета, в том числе усилий на РТ, который может быть использован при летных испытаниях дельталетов. Разработана методика тарировки датчиков КИО и определения погрешности измерений.

13. Предложены методы оценки основных летно-технических характеристик дельталета: минимальной, максимальной и балансировочной скоростей полета, максимальной вертикальной скорости набора высоты и минимальной вертикальной скорости снижения, взлетной и посадочной дистанций.

14. Разработаны методы и критерии оценки продольной статической устойчивости по скорости и по перегрузке с освобожденным и зафиксированным управлением, динамической продольной устойчивости, путевой и поперечной статической устойчивости, а также поперечной динамической устойчивости, управляемости и маневренности дельталета.

15. Разработана методика определения основных аэродинамических характеристик дельталета по данным летных испытаний.

16. На основании результатов диссертации проведено научно-техническое сопровождение работ по оценке летной годности дельталета «Поиск-06», а также более двухсот экземпляров дельталетов.

17. Показана эффективность применения разработанной теории, ММ динамики полета дельталета для решения задачи расследования авиационных происшествий.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ ОТРАЖЕНО В ПЕЧАТНЫХ НАУЧНЫХ РАБОТАХ

1. Железняков Ю.Д., Никитин И.В. Анализ авиационных происшествий на легких и сверхлегких летательных аппаратах // Проблемы безопасности полетов.- М.,- 1985. - № 8. - С. 43-56.

2. Клименко А.П., Никитин И.В. Мотодельтапланы: Проектирование и теория полета.- М.: Патриот, 1992.- 288 с.

3. Кондранин Т.В., Никитин И.В., Топчиев А.Г. Применение дельталета «Поиск-06НТ» для геологического мониторинга объектов нефтегазового комплекса// Научный вестник МГТУ ГА, - М., 2007.- № 100. - С. 225-232.

4. Никитин И.В., Корниюк П.В. Экспериментальное исследование летных характеристик устойчивости и управляемости мотодельтаплана// Воздушный транспорт. Отечественный опыт. - М.: Э-и ЦНТИ ГА, 1986. - вып.9. - С. 2 - 4.

5. Никитин И.В., Корниюк П.В., Чернигин О.Е. Динамометрическая ручка дельтаплана. Авторское свидетельство № 1369156, 1987. - 3 с.

6. Никитин И.В., Чернигин О.Е., Попов М.А. Аппарат для воздушного опрыскивания. Авторское свидетельство № 1394630, 1988. - 3 с.

7. Никитин И.В., Чернигин О.Е. Основные принципы сертификации и разработки требований к эксплуатантам сверхлегкой авиационной техники // Международная научно-техническая конференция. Наука и техника гражданской авиации на современном этапе. Тезисы докладов. - М.: МГТУ ГА, 1994. - С. 76.

8. Никитин И.В. Опыт сертификации сверхлегкой авиационной техники за рубежом и в системе ОФ СЛА РФ, его использование в государственном регулировании АОН, как средства обеспечения безопасности полетов СЛА // Особенности расчетов аэродинамических и летно-технических характеристик ВС в усложненных условиях полета. - М.: МГТУ ГА, 1996. - С.3-10.

9. Никитин И.В., Чернигин О.Е. Опыт использования СЛА в отдельных отраслях экономики // Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуациях. - М.: МГТУ ГА, 1997. - С 98-100.

10. Никитин И.В. Мотодельтапланы СКБ МГТУ ГА // Авиация Общего Назначения/ №7, Харьков, 1997.- С. 28.

11. Никитин И.В., Корниюк П.В., Бушанский Н.А. "HIRTH" - Пять лет в России// Авиация Общего Назначения/ №3, Харьков, 1999.- С. 28-30.

12. Никитин И.В. Двадцать лет авиаработ на СЛА// Авиация Общего Назначения/ №10, Харьков, 2000.-С. 29-31.

13. Никитин И.В. Экономические аспекты применения дельталетов в сельском хозяйстве// Научный вестник МГТУ ГА серия Общество, экономика, образование. - М.: МГТУГА, 2001, -№45.- С. 48-55.

14. Никитин И.В. «Поиск-06» пятнадцать лет в серии// Авиация Общего Назначения/ №2, Харьков, 2004.-С. 22-25.

15. Никитин И.В. Анализ технических требований, предъявляемых к сверхлегким воздушным судам и процедур их допуска к полетам в различных странах// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА, 2005,- № 86.- С. 128-136.

16. Никитин И.В. Опыт практического использования сверхлегких воздушных судов в отраслях экономики на примере дельталетов СКБ МГТУ ГА// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА, 2005.- № 86. - С. 137-144.

17. Никитин И.В. К вопросу оценки летной годности двигателей сверхлегких летательных аппаратов// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА, 2005.- № 85, С. 143-150.

18. Никитин И.В. Основные характеристики дельталетов и динамика их развития// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА, 2006.- № 99. - С. 81-87.

19. Никитин И.В. Анализ компоновок и типовых конструктивно-силовых схем сверхлегких летательных аппаратов с балансирным управлением// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА, 2006.- № 99. - С. 87-94.

20. Никитин И.В. Математическое моделирование продольного движения сверхлегких воздушных судов с балансирным управлением// Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА, 2006.- № 97. - С. 104-111.

21. Никитин И.В. Оценка летных характеристик, устойчивости и управляемости сверхлегких воздушных судов методами летного эксперимента// Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА, 2006.- № 97. - С. 111-118.

22. Никитин И.В. Формирование требований к эксплуатационной документации дельталетов// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта. - М.: МГТУГА, 2006.- № 109 - С. 108-113.

23. Никитин И.В. Классификация сверхлегких летательных аппаратов и анализ состояния сверхлегкой авиации в России// Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромехника, прочность, поддержание летной годности. - М.: МГТУГА, 2006. - № 103. - С. 82-88.

24. Никитин И.В. Оценка прочности силовых элементов конструкции дельталета расчетными методами // Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА, 2006.- № 122. - С.116-122

25. Никитин И.В. Особенности поперечной динамической неустойчивости дельталета // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА, 2006.- № 111. - С. 154-160.

26. Никитин И.В. Сверхлегкие летательные аппараты// Труды Всероссийских научных чтений «Будущее сильной России в высоких технологиях». - Санкт-Петербург, 2007.- С. 158-168.

27. Никитин И.В. Опыт применения быстродействующих систем спасения на дельталетах // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности. - М., 2008.- № 129. - С. 128-136.

28. Никитин И.В. Оценка годности элементов конструкции дельталета методом аналогов // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности. - М., 2008.- № 129. - С. 128-136.

Размещено на Allbest.ru