Предполётное моделирование и экспресс анализ маневренных возможностей вертолёта

Размещено на http://www.allbest.ru//

Размещено на http://www.allbest.ru//

Специальность 05.13.18 - Математическое моделирование,

численные методы и комплексы программ

Автореферат

диссертации на соискание учёной степени

кандидата технических наук

Предполётное моделирование и экспресс анализ маневренных возможностей вертолёта

Онушкин Алексей Юрьевич

Казань 2007

Работа выполнена в Казанском государственном техническом университете им. А.Н. Туполева.

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Михайлов Сергей Анатольевич

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, доцент

Роднищев Николай Егорович

кандидат технических наук, доцент

Елькин Михаил Николаевич

Ведущая организация: ОАО «Казанский вертолётный завод»

Защита состоится 30 октября 2007 года в 14.00 часов на заседании диссертационного совета Д 212.079.01 в Казанском государственном техническом университете им. А.Н. Туполева по адресу: 420111 Казань, ул. К. Маркса 10.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева.

Автореферат разослан « 27 » сентября 2007г

Учёный секретарь диссертационного совета,

доктор физико-математических наук, профессор П.Г. Данилаев

Общая характеристика работы

Актуальность. Современной тенденцией развития вертолётной авиации является повышение скоростных и маневренных возможностей вертолётов. Это находит отражение, как в материалах вертолётных форумов, так и в планах конструкторских бюро и научно - исследовательских институтов. Приказы Министра Обороны и Главкома ВВС и ПВО требуют, чтобы ни один полёт вертолёта на выполнение боевой задачи не осуществлялся без основательной предварительной подготовки, включающей в себя моделирование полёта и тренажную подготовку. И то и другое требует наличия адекватных динамических программ и тренажёров. Вертолёт как объект управления - это невероятно сложная динамическая задача, решаемая с привлечением быстродействующих ЭВМ, обладающих большой памятью. При создании тренажёров важен другой фактор - расчёты должны вестись в реальном масштабе времени. Наличие того и другого в лётных (вертолётных) училищах и в строевых полках позволит значительно сократить расходы на подготовку и переподготовку лётных кадров. Тренажёрам в настоящее время уделяется очень большое внимание. На их создание выделяются большие средства. Как вывод - наличие хороших динамических программ и тренажёров - вопрос времени. Но адекватные динамические модели и программы расчёта маневров необходимы уже сейчас, как командиру полка, при планировании полетов, так и рядовому лётчику в его персональном полетном задании.

Цель работы. Создание математической модели, алгоритма и программ расчёта маневренных возможностей вертолёта, учитывающих конкретные эксплуатационные условия, а именно полётный вес, температуру наружного воздуха, высоту маневра, степень изношенности конкретного борта.

Задачи исследования. С помощью данной модели есть возможность решить все три задачи динамики полёта:

- поиск балансировочных состояний вертолёта;

- определение траекторий движения вертолёта при заданных законах управления; предполётный маневр вертолёт балансировочный

- определение закона управления при оптимизации того или иного выходного параметра маневра.

Практическая значимость работы сводится к тому, что она выполнена в соответствии с перспективными планами по подготовке и переподготовке лётного состава. Разработанная динамическая модель уже используется в учебном процессе Сызранским высшим военным училищем летчиков. А также при проведении учебных и тренировочных полетов в вертолётных полках в г. Сызрани (в/ч 15566), г. Пугачёве (в/ч 93836), г. Саратове (в/ч 21965), г. Торжке (334 Центре боевой подготовки и переподготовки лётного состава армейской авиации).

Научная новизна работы заключается в том, что метод энергий, широко известный в аэромеханике, в вертолётной динамике полёта может использоваться лишь со значительными коррективами, так как прямого перехода одного вида энергии в другой не наблюдается. Все маневры вертолета производятся изменением аэродинамических сил на несущем винте вертолёта. Инструментом для расчёта манёвров являются перегрузки. Умение вычислять их с учётом конкретных эксплуатационных условий полёта и возможностей каждого конкретного вертолета, умение уточнять их, при изменении параметров полёта и пространственного положения вертолёта, умение задавать их с учётом существующих ограничений, варьировать ими с целью достижения желаемого результата делает работу интересной, полезной и многовариантной.

Достоверность предлагаемой динамической модели подтверждена удовлетворительным совпадением результатов расчёта с материалами лётных испытаний, выполненных на трёх вертолётах учебных вертолётных полков Сызранского ВВАУЛ (ВИ).

На защиту выносятся:

1. Математическая модель, алгоритмы и программы расчёта располагаемых перегрузок вертолётов.

2. Результаты исследования маневров вертолёта МИ-24 в горизонтальной, вертикальной плоскостях и в пространстве, а также их связок.

Апробация результатов работы. Основные результаты исследований докладывались:

- на Всероссийской научно-технической конференции, г. Сызрань, 2006 год;

- на международной научно-практической конференции «Авиакосмические технологии и оборудование» г. Казань, 2006 год;

- на Всероссийском семинаре «Управление движением и навигация летательных аппаратов», г. Самара, 2007 год.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 7 печатных работ.

Объём и структура работы. Работа состоит из введения, четырёх глав, заключения, списка литературы, приложений. Основное содержание работы изложено на 205 страницах машинописного текста, иллюстрированного 122 рисунками. Список литературы содержит 97 наименований.

Содержание работы

В введении содержится обоснование актуальности научной проблемы. Проводится краткий анализ существующих подходов к решению задачи. Обсуждаются особенности работы НВ при маневрировании вертолёта. Формулируется цель работы, её научная новизна, практическая значимость, сведения об апробации результатов работы. Приводятся объём и структура работы. Формулируются положения, выносимые на защиту.

В первой главе исследуется математическая постановка задачи. В расчётной модели выделяются два подхода:

1.Когда динамическая задача решается путём определения сил и моментов, возникающих на компоновочных элементах вертолёта при произвольных его пространственных перемещениях. При этом отмечается невероятная сложность этой задачи. Вертолёт является летательным аппаратом, у которого главный несущий элемент (лопасть) является вращающимся крылом, осуществляющим не только собственное вращательное движение с угловой скоростью щн, но и участвующим во всех перемещениях вертолёта в целом. Если учесть ещё и наличие шарнирного крепления лопастей к втулке и изгибно-крутильные деформации, то можно представить, какое сложное движение выполняет лопасть относительно вектора скорости набегающего потока. Определение результирующих скоростей, углов атаки и далее аэродинамических сил и моментов, возникающих на всех компоновочных элементах вертолёта с учётом их взаимовлияния, возможно лишь вихревыми методами. Но при использовании вихревых методов задача решается в рамках идеальной жидкости, поэтому определяются лишь результирующие скорости, углы индуктивного скоса и истинные углы атаки в сечениях лопасти. А при определении сил и моментов, возникающих на несущем винте вертолёта, используется традиционный подход, который заключается в суммировании элементарных сил и моментов в сечениях, определённых с учётом вязкости, сжимаемости и нестационарности потока. При наличии угла индуктивного скоса и истинного угла атаки в сечениях появляется возможность использовать гипотезу скошенных плоских сечений. При этом аэродинамические характеристики сечений определяются из расчёта двухмерного обтекания телесного профиля. Такое действие корректно для профилей с относительной толщиной менее 12%, т.к. зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки профиля и пластины, используемой в расчёте, в этом случае практически совпадают. Совпадают и углы атаки нулевой подъёмной силы. Но даже если, используя различные подходы, получить хорошую математическую модель, позволяющую с высокой степенью точности определить аэродинамические характеристики, возникающие на НВ вертолёта (в том числе решить задачу и в аэроупругой постановке и не только для НВ, но и для других компоновочных элементов), то остаётся ещё одна проблема - проблема накапливающегося вихревого следа, который значительно влияет на расчётное время. Попытки избавиться от него за счёт учёта диффузии вихрей или путём объединения вихрей применимы лишь в ограниченном числе случаев. Выводом из данных рассуждений является то, что данный подход возможен только в условиях КБ или НИИ, но никак не подходит для строевых частей, которые не имеют ни соответствующей вычислительной техники, ни соответствующих специалистов.

2. Второй подход предполагает решение задачи от обратного. С физической точки зрения маневр вертолета удобно рассматривать с помощью метода энергий (или мощностей), широко используемом в механике вообще и аэромеханике летательного аппарата в частности. Вертолет можно представить материальной точкой массой m, имеющей на некотором исходном режиме полета энергию Е0 , равную сумме потенциальной mgH, кинетической энергии вертолета mV2/2 и кинетической энергии вращения несущего винта Iщщн2/2. Уровень энергии может меняться в сторону увеличения за счет мощности силовой установки Nд, если силовая установка находится не на взлетном режиме. Если Nгп - мощность, потребляемая НВ на исходном горизонтальном режиме полёта, то при ?N = Nд - Nгп=0 уровень энергии остаётся неизменным, что не исключает перехода одного вида энергии в другой. Если ?N > 0, то уровень энергии возрастает, при ?N < 0 энергия вертолёта расходуется НВ и убывает.

Тогда общий вид уравнения энергий имеет вид:

. (1)

Чем больше высота, скорость полета, угловая скорость вращения несущего винта, запас мощности, тем выше маневренные возможности вертолета. Для выполнения маневра летчик может воспользоваться любым из четырех источников энергии.

На границе теоретического диапазона высот и скоростей полета вертолета (рис. 1) избыток мощности отсутствует, и формула приобретает вид:

,

где Hд - динамический потолок на соответствующей скорости.

Продифференцировав уравнение энергий (1) для произвольной высоты внутри диапазона высот и скоростей, получим:

, (2)

Размещено на http://www.allbest.ru//

Размещено на http://www.allbest.ru//

Рис.1. Диапазон высот и скоростей полета вертолета

откуда: ,

или: (3)

Если , , что соответствует прямолинейному установившемуся горизонтальному полету без изменения оборотов несущего винта, то:

. (4)

Заменяя массу отношением силы веса к ускорению свободного падения, получим:

.

Ну а отношение тангенциального ускорения к ускорению свободного падения является тангенциальной перегрузкой:

. (5)

Если воспользоваться избытками мощности, которые имеет уже существующий вертолет на различных установившихся скоростях горизонтального полета (принимаем G = Gнорм), можно получить зависимость nха=f(V,G=соnst), которая указывает на возможности вертолета по изменению величины скорости в горизонтальном полёте, а, задаваясь G = 0,5Gнорм, 0,6Gнорм, 0,7Gнорм, и т.д. вплоть до kGнорм, где k = nya max , можно получить зависимость nха=f(V,G = var), которая указывает на остаточные возможности вертолета по разгону или торможению при уже заданных нормальных перегрузках.

Итак, для существующего вертолета во всем диапазоне скоростей и высот полета существует возможность определить запас маневренных возможностей, которые можно использовать, не опасаясь попасть в критические, с точки зрения аэродинамики, ситуации. Этот метод позволяет оценить возможности вертолета по выполнению маневра.

На каждом режиме полета у летчика есть возможность, перераспределяя (или перераспределяя и дополняя) энергию вертолета, выполнить тот или иной маневр, не выходя за пределы несущих способностей НВ. Задача усложняется тем, что эксплуатационные условия вносят существенные коррективы в располагаемые перегрузки, и процесс становится многовариантным. При выполнении маневра постоянно меняются либо скорость, либо высота, либо и то и другое. Меняется и пространственное положение вертолёта (углы тангажа, крена, рыскания), следовательно, меняется лобовое сопротивление ненесущих частей вертолёта. Всё это необходимо учитывать.

Во второй главе изложен алгоритм выполнения расчёта по разработанному методу. Приводится краткое описание составленной в соответствии с ним компьютерной программы. Общее движение вертолёта рассматривается как движение центра масс и движение относительно центра масс. Характеристики угловых движений определяются управляемостью вертолета. Для современных вертолётов время достижения нужной угловой скорости по крену не превышает 0,5 секунды. Время достижения нужной угловой скорости по тангажу и рысканию несколько больше. Оно колеблется в пределах 0,5-1 секунды. Крен вертолёта в расчётах задавался программным путём, а угол тангажа (примерно равный углу наклона траектории) и угол рыскания получались из соответствующих уравнений движения в перегрузках. Характеристики движения центра масс - свойство маневренности. Под маневренностью понимается способность вертолета изменять по командам управления вектор состояния центра масс т.е. его линейные скорости и координаты. При изменении вектора состояния центра масс вертолета по командам управления, достигается определенная цель, а именно уход с исходной траектории или из пространства, или переход на другую траекторию, в другое пространство (в заданную точку).

Маневр, под которым в этом случае понимается движение центра масс вертолета, является средством достижения поставленной цели управления. Все разнообразие целей сводится к изменениям величины скорости и направлениям полета. При этом особое значение приобретают простота и точность выполнения маневра. Для проведения исследований в работе используется модель вертолета как материальной точки.

Маневренность - достаточно широкое понятие, и для ее количественных оценок вводят обобщающие критерии - показатели маневренности. Главными из них являются располагаемые перегрузки и запас мощности силовой установки. Изменения величины скорости и направления полета относят к типовым маневрам. Их разделяют по плоскостям, вертикальные и горизонтальные, в которых они и выполняются.

Маневры, выполняемые в двух плоскостях, называют пространственными. Основным элементом вертолета, на котором реализуются внешние аэродинамические силы, является несущий винт.

Отсюда и перегрузка п для вертолета может быть записана так: .

Но тяга НВ является функцией целого ряда параметров: шага НВ, скорости, угла атаки НВ, оборотов Тнв = f(, V, бн, оборотов).

С учетом этих формул п = f(, V, бн, оборотов, G).

При рассмотрении маневра нас интересуют изменения скорости движения вертолета по величине, направлению в горизонтальной и вертикальной плоскостях. При этом выделяем лишь движение центра масс вертолета. Пространственное положение вертолета - это лишь инструмент для достижения поставленной цели.

Чтобы решить эту задачу, воспользуемся траекторной системой координат. Рассмотрим самый общий случай. Например, боевой разворот. Вид сбоку покажем по оси OZк (рис.2), сзади по оси OХк (рис.3). Скольжение отсутствует.

Рис.2. Схема сил, действующих на вертолет на виде сбоку в траекторной системе координат

Рис.3. Схема сил, действующих на вертолет на виде сзади в траекторной системе координат

Получаем уравнения движения в перегрузках:

; ; . ( 6)

Первое уравнение в системе (6) показывает, как меняется скорость полета по величине, второе - как меняется скорость полета по направлению в вертикальной плоскости, третье - как меняется скорость полета по направлению в горизонтальной плоскости.

Располагаемые перегрузки являются показателем маневренности. Летчик может создавать их, изменяя углы установки НВ и мощность двигателей ручкой общего шага (РОШ), а угол атаки НВ - ручкой циклического шага (РЦШ).

Но возможности создания величин перегрузок сильно зависят от ряда факторов, которые от летчика не зависят, а именно от:

- полетного веса вертолета (он может быть больше либо меньше);

- температуры наружного воздуха (эксплуатация в летний или зимний периоды времени);

- высоты полета (маневра);

- индивидуальных возможностей конкретного борта (износ элементов силовой установки и НВ).

Итак, нормальные скоростные перегрузки зависят от полетного веса, высоты маневра, температуры наружного воздуха, мощности силовой установки, скорости полета, положения РЦШ (пха).

пуа = f(Gпол, Н, tнар.в, Ne, V, пха). (9)

Тангенциальная перегрузка зависит от тех же факторов, но в свою очередь еще и от пуа.

пха = f(Gпол, Н, tнар.в, Ne, V, пуа). (10)

Влияние всех этих эксплуатационных факторов необходимо учитывать при решении конкретной задачи. Ниже показана «сетка» тангенциальных перегрузок, полученная в расчёте для указанных на рисунке эксплуатационных условий (Рис. 4).

Размещено на http://www.allbest.ru//

Размещено на http://www.allbest.ru//

Рис.4. «Сетка» nха (расчёт)

В третьей главе производится обоснование достоверности разработанного метода расчёта маневренных характеристик вертолёта.

Размещено на http://www.allbest.ru//

Размещено на http://www.allbest.ru//

Рис.10 Сарппограмма разгона вертолета

Для проверки адекватности математической модели, алгоритма и программ расчета привлекались материалы объективного контроля двух учебных вертолетных полков Сызранского ВВАУЛ (ВИ). В работе приводятся фрагменты пленки САРПП для конкретных маневров, полученных при полете в зону, и расчет этих же маневров. При апробации были выполнены следующие маневры: разгон, торможение, вираж, форсированный вираж, горка, пикирование, боевой разворот, разворот на горке, поворот на горке. В качестве примера, на рисунках 5 - 6 приведены выходные параметры разгона вертолёта, полученные в полёте и расчёте. Полетный вес для всех манёвров корректировался с учетом выработки топлива. На разгон лётчик затратил 30 секунд. Расчёт дал результат - 27,3 секунд (см. рис 6).

Рис.6. Разгон вертолёта (расчёт)

Сразу следует отметить тот факт, что изменять перегрузку можно либо за счёт общего шага несущего винта (увеличивая или уменьшая углы установки элементов лопастей), либо за счёт ручки циклического шага (увеличивая или уменьшая углы атаки вертолёта). Критерием правильности выбора лётчиком величин и темпов отклонения вышеназванных органов управления является выдерживание оборотов несущего винта в допустимых пределах. Понятно и естественное стремление лётчика по максимуму использовать возможности вертолёта по созданию перегрузок, не выходя за пределы ограничений. Смоделировать манёвр с постоянно меняющимися значениями общего шага и положениями ручки циклического шага практически невозможно, да в этом и нет необходимости. При моделировании общий шаг берётся соответствующим исходной горизонтальной установившейся скорости и не меняется в течение всего маневра, а изменение перегрузки задаётся изменением угла атаки, то есть изменением пространственного положения вертолёта. Это несколько затруднит задачу по определению коэффициента лобового сопротивления ненесущих частей вертолёта. Но, зная из практики максимальные и минимальные значения углов тангажа за манёвр можно данный коэффициент усреднить. На наш взгляд, это сильно не скажется на конечном результате, то есть на траектории движения центра масс вертолёта. Сравнительные результаты еще 2-х полетов в зону сведены в таблицу.

Анализ полученных результатов позволяет сделать следующие выводы:

- расчетное время маневра совпадает с практическим результатом с погрешностью в 2-3 секунды;

- несколько лучший по времени (на 2-3 сек) результат говорит лишь о неполном использовании летчиком располагаемых возможностей вертолета в силу полученных навыков пилотирования;

- расчетные значения одного и того маневра не подтверждаются разными бортами, что говорит об их индивидуальных возможностях. При этом можно скорректировать программу под каждый конкретный вертолет.

В четвёртой главе проводится исследование маневренных возможностей вертолёта МИ-24. Расчёты выполнялись для стандартных и произвольных эксплуатационных условий. В расчётах менялись полётные веса, температуры наружного воздуха, высоты выполнения маневра, скорости ввода и вывода, законы управления.

Маневренность вертолёта определяется его способностью быстро изменять скорость, высоту и направление полёта. На вертолёте МИ-24 разрешается выполнять правильные и форсированные виражи, развороты, восьмёрки, спирали, разгон и торможение, горки и пикирование, боевые развороты, развороты и повороты на горке. В качестве примеров приведём расчётные интерфейсы некоторых маневров или их связок.

Торможение вертолёта в горизонтальном полете. На рисунке 7 приведены результаты расчёта торможения вертолёта от скорости 290 до 50 км/час для стандартных условий. Маневр выполнен за 34,6секунды на дальности 991метр.

Рис.7. Расчёт торможения вертолёта от скорости

290 до50 км/час при стандартных условиях полёта.

Горка. На рисунке 8 приведены результаты расчёта «горки» вертолёта для стандартных условий. Маневр выполнен за 23,9 секунды на дальности 1075 метров. Набор высоты за маневр равен 398 метров.

Рис.8 Расчёт горки вертолёта для стандартных условий

Пикирование. На рисунке 9 приведены результаты расчёта пикирования вертолёта для стандартных условий. Маневр выполнен за 18 секунд на дальности 987 метров. Потеря высоты составила 415 метров.

Рис.4.17. Расчёт параметров пикирования для стандартных условий. Угол наклона траектории равен 30о

Вираж. На рисунке 10 приведены результаты расчёта виража вертолёта для стандартных условий. Маневр выполнен за 62 секунды. Отмечается яйцеобразная форма фигуры и смещение её вперёд по полёту.



Рис.4.21. Расчёт виража при угле крена 40 градусов.

Форсированный разворот. На рисунке 11 приведены результаты расчёта форсированного разворота вертолёта для стандартных условий. При крене вертолёта 46 градусов (нормальная скоростная перегрузка равна 1,45) маневр выполнен за 17 секунд на дальности 276 метров. Боковое уклонение составило 472 метра. Скорость в конце маневра составила 116метров.

Рис.11 Расчёт форсированного виража для перегрузок 1,8; 1,6; 1,5; 1,45.

Исходная скорость 200 км/час.

Петля Нестерова. На рисунке 12 приведены результаты расчёта петли Нестерова для стандартных условий при переменном законе управления. Перегрузка при выполнении фигуры изменялась по косинусоидальному закону. Среднее значение перегрузки за маневр равнялось 1,5. Приращение перегрузки 0,3. Маневр выполнен за 23 секунды на дальности 958 метров. Скорость в конце маневра составила 268 м/сек. Скорость в верхней точке 67.8 м/сек. Потеря высоты за маневр составила 93 метра.

Рис.12. Петля Нестерова (расчёт)

На выходных параметрах фигуры скажется влияние полётного веса, температуры наружного воздуха, высоты манёвра. Увеличение полётного веса до 11500кг уменьшит величину просадки вертолёта до 35 метров. Уменьшение полётного веса вертолёта до 10000 кг на 3 секунды увеличит время манёвра, но что самое главное - это значительная «просадка» вертолёта. Она возрастает до 258 метров.

Рис.13.Петля Нестерова (расчёт)

Значение перегрузки в процессе выполнения маневра можно оставить неизменным. На рисунке 13 показаны результаты расчёта петли Нестерова при выдерживании нормальной скоростной перегрузки 1,8 единицы в течение всего маневра. Маневр выполнен без просадки. Высота вывода равна 146 метрам. Скорость в верхней точке 64 км/час не ниже минимально допустимой.

Вывод 1. Перед выполнением этой фигуры её обязательно нужно моделировать. Влияние на значения минимально допустимой скорости и просадки вертолёта целой массы факторов делает выполнение этой фигуры без предварительного моделирования небезопасным.

Вывод 2. Данную фигуру можно отдать на откуп и комплексной системе управления (КСУ), которая обеспечит выполнение её по заранее просчитанному закону управления.

Боевой разворот. На рисунке 14 приведены результаты расчёта боевого разворота для стандартных условий при двух разных законах управления. Естественно, меняются и выходные параметры фигуры. При указанных параметрах ввода маневр выполнен за 19,3 секунды на дальности 380 метров. Скорость в конце маневра составила 125 км/час. Набор высоты за маневр составил 210 метров.

Рис.14.Боевой разворот (расчёт)

Поворот на горке. На рисунке 15 приведены результаты расчёта поворота на горке для стандартных условий при двух разных скоростях ввода в маневр. Естественно, меняются и выходные параметры фигуры. При указанных параметрах ввода маневр выполнен за 29 секунд на дальности 700 метров. Скорость в конце маневра составила 203 км/час. Набор высоты за маневр составил 260 метров.

Рис.15.Влияние скорости ввода на характеристики поворота

на горке(V=250км/час)

Разворот на горке. На рисунке 16 приведены результаты расчёта разворота на горке для стандартных условий при двух разных скоростях ввода в маневр.

Рис.16 Влияние скорости ввода на характеристики разворота

на горке (V=270км/час)

Естественно, меняются и выходные параметры фигуры. При указанных параметрах ввода маневр выполнен за 32 секунды на дальности 1000 метров. Скорость в конце маневра составила 122 км/час. Набор высоты за маневр составил 430 метров.

Вывод следующий, - варьируя входными данными пространственного маневра с учётом индивидуальных возможностей вертолёта, эксплуатационных условий, в конечном итоге можно найти такой закон управления, который будет приемлем в каждом конкретном случае.

Маневры сложного пилотажа являются наиболее трудно выполнимыми и интенсивными маневрами, выполняемыми на вертолетах. Большинство этих маневров в настоящее время используются для демонстрации пилотажных возможностей вертолетов. Однако эти маневры, как правило, могут успешно использоваться и в тактической обстановке. Рассмотрим несколько примеров сложного пилотажа, выполняемого на вертолетах по пространственным траекториям.

Маневр «Бочка». На рисунке 17 приведены результаты расчёта манёвра типа «бочка», выполненной при различных положительных углах наклона траектории. В этом случае исходным режимом является горка, а именно её прямолинейный участок.

Рис.17 Маневр «Бочка» (расчёт)

На скорости ввода, равной 250 км/час, угле наклона траектории 30о и угловой скорости вращения по крену 50о/сек, можем получить данную фигуру, выполненную практически без просадки.

Связки манёвров. Разработанные динамические модели манёвров позволяют моделировать и их связки, получая на выходе самые экстравагантные конфигурации. В качестве примеров приведём некоторые из них. Предыдущие расчёты показали, что выполнить маневр «бочка» и не приобрести при этом некоторую вертикальную скорость снижения, невозможно. Кроме этого из практики известно, что в процессе выполнения фигуры вертолёт стремится опустить нос, то есть перейти в пикирование. Это легко объяснимо. При наличии угловой скорости по крену стабилизатор теряет свою эффективность, нарушается продольная балансировка вертолёта. Отсюда напрашивается моделирование продолжения этой фигуры, переводящей в конечном итоге вертолёт в установившийся горизонтальный полёт. Покажем это на примере двух связок.

Связка (Бочка + Пикирование). Связку лучше выполнить с прямолинейного участка горки. В данном случае можно себе позволить большие скорости начала маневра. Просадка вертолёта на скорости ввода 270 км/час составляет лишь 101 метр (см. рис. 18).

Рис.18 Расчёт связки (Бочка + Пикирование) на скоростях ввода 200,250 и 270 км/час при угле наклона траектории и = 30 градусов.

Можно и вообще избежать просадки, если угол наклона траектории увеличить до 40 градусов, или увеличить угловую скорость вращения вертолёта по крену.

Связка (Полубочка + Полупетля). Если зафиксировать вертолёт в перевёрнутом положении, то его вывод в горизонтальный полёт целесообразно произвести именно с помощью полупетли. Различные варианты ввода вертолёта в данную связку убеждают в том, что скорости ввода должны быть как можно меньше, вплоть до минимально - допустимых. На скорости ввода, равной 130 км/час, удаётся получить величину просадки лишь 256 метров (см. рис. 19).

Рис.19 Расчёт связки (Бочка + Пикирование) на скорости ввода 200 км/час при различных углах наклона траектории и угловых скоростях вращения вертолёта по крену.

Визуализация. Рассчитанное и оптимизированное полётное задание необходимо визуализировать применительно к конкретному трёхмерному участку земной поверхности. В случае возникновения катастрофической ситуации расчёты следует повторить (см. рис. 20).

Рис.20 Визуализация манёвра

Заключение и выводы по работе

Диссертация посвящена актуальной теме по разработке методов математического моделирования динамики движения скоростных и маневренных вертолётов. В диссертационной работе сделаны следующие выводы:

1. Руководящие документы Министра обороны и Главкома ВВС требуют, чтобы ни один вертолёт не поднимался в воздух на выполнение боевой задачи без предварительного её моделирования на земле. Особенно это важно при выполнении групповых полётов, когда каждый вертолёт в нужное время должен находиться в конкретном месте. В связи с этим наличие инструмента моделирования очень важно и просто необходимо.

2. При создании динамической модели обосновывается применение метода энергий (мощностей). Используя его, удаётся получить достаточно простую, но адекватную математическую модель, позволяющую определять маневренные возможности уже существующего вертолёта для любых эксплуатационных условий. Учитываются также и возможности конкретного борта.

3. Разработанный метод универсален и позволяет путём изменения некоторых коэффициентов трансформировать программу на различные типы вертолётов независимо от их компоновочной схемы и принадлежности.

4. Сопоставление результатов расчёта с материалами лётных испытаний, выполненных в двух вертолётных полках Сызранского ВВАУЛ (ВИ), показало их удовлетворительное согласование.

5. Программа позволяет осуществлять оптимизацию маневра по желаемому параметру.

6. Анализ материалов расчёта пространственных фигур указывает на то, что распространение шаблонных навыков в технике пилотирования, полученных при их выполнении в конкретных эксплуатационных условиях (применительно к одному аэродрому) на другие условия, может привести к непредсказуемым результатам.

7. Использование динамической модели необходимо в учебном процессе подготовки курсантов - лётчиков, особенно на выпускном курсе, где требуется объединить полученные теоретические знания и направить их в практическое русло для аэродинамического обоснования маневров, используемых при решении конкретной тактической задачи.

8. Предлагаемую динамическую модель можно использовать в исследовательских целях, для апробации вновь вводимых тактических приёмов и отработке методик по выполнению тех или иных фигур.

9. Рассчитанное и оптимизированное полётное задание необходимо визуализировать применительно к конкретному трёхмерному участку земной поверхности. В случае возникновения катастрофической ситуации расчёты следует повторить.

Список работ, отражающих основное содержание диссертации

1. Онушкин А. Ю. Методика расчёта располагаемых перегрузок, реализуемых на вертолёте, для произвольных эксплуатационных условий // Материалы 2-ой Всероссийской научно-технической конференции / Сызранское высшее военное авиационное училище лётчиков. Сызрань, 2006 .

2. Онушкин А. Ю. Методика расчёта и построения маневров в интересах боевого применения вертолётов армейской авиации // Материалы 2-ой Всероссийской научно-технической конференции /Сызранское высшее военное авиационное училище лётчиков. Сызрань, 2006 .

3. Онушкин А. Ю. Механика полёта вертолёта // Материалы 2-ой Всероссийской научно-технической конференции /Сызранское высшее военное авиационное училище лётчиков. Сызрань, 2006 .

4. Онушкин А. Ю. Расчёт и построение манёвров на примере вертолёта Ансат-У // Авиакосмические технологии и оборудование: Сб. тр. Международной научно-практической конференции / Казань, 2006.

5. Онушкин А. Ю. Расчёт располагаемых перегрузок, реализуемых на вертолёте Ансат-У, для произвольных эксплуатационных условий //Авиакосмические технологии и оборудование: Сб. тр. Международной научно-практической конференции / Казань, 2006

6. Михайлов С.А., Онушкин А. Ю. Метод энергий в вопросе расчёта маневренных возможностей вертолёта с учётом конкретных эксплуатационных условий. Изв. вузов. Авиационная техника. Казань, 2007. С.7

Размещено на Allbest.ru

...