автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Анализ и выбор рациональной аэродинамической компоновки экраноплана

□03407305

На правах рукописи

1 ^

АНТИПИН МАКСИМ ИВАНОВИЧ

АНАЛИЗ И ВЫБОР РАЦИОНАЛЬНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ ЭКРАНОПЛАНА

Специальность 05.07.02 -Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

1 о ДЕК 2009

Иркутск - 2009

003487305

Работа выполнена на кафедре «Самолетостроение и эксплуатация авиационной техники» Иркутского государственного технического университета (ИрГТУ).

Научный руководитель:

кандидат технических наук, доцент Гусев Игорь Николаевич

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор Шаймарданов Лев Гайнуллович

кандидат технических наук, доцент Кривель Сергей Михайлович

Ведущая организация:

ФГУП «Сибирский научно-исследовательский институт авиации имени С. А. Чаплыгина», г. Новосибирск

Защита диссертации состоится \ декабря 2009 г. в часов на заседании диссертационного совета ДС 212.023.01 при Сибирском государственном аэрокосмическом университете им. акад. М.Ф. Решетнева по адресу: 660014 г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М.Ф. Решетнева.

Автореферат разослан «

» ноября 2009 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

доктор технических наук, А.Е. Михеев

ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ РАБОТЫ

Актуальность темы исследования. В настоящий момент с возрастанием потребностей в скоростной транспортировке грузов, с необходимостью освоения труднодоступных районов, со снижением запасов энсргоресурсов возникает потребность в экономичном, экологичном, высокоскоростном виде транспорта непосредственно каковым является эк-раноплан.

Экраноплан (ЭП) - это летательный аппарат, полет которого в основном эксплутационном режиме осуществляется за счет использования экранного эффекта над водой или какой- либо другой поверхностью без постоянного контакта с такой поверхностью; ЭП поддерживается в воздухе, главным образом, благодаря аэродинамической подъемной силе, возникающей на крыле (крыльях), корпусе или частях, приспособленных для использования экранного эффекта.

Долгое время работы по экранопланам носили только либо научно-исследовательский характер, либо представляли собой опытно-конструкторские работы по поиску компоновки экраноплана способной обеспечить требования безопасности движения. Мешали этому разрозненность проводимых исследований, отсутствие единого исследовательского центра, сложность решения проблемы старта и преодоления гидродинамического «горба» сопротивления для экранопланов базирующихся на воде, обеспечения устойчивости во всем диапазоне полетных скоростей и отстояний, получения высокого аэродинамического качества летательного аппарата.

Отечественные (АТТ-АТТК и др.) и зарубежные (Techno Trans, Advanced Technology Concepts (АТС), Fischer Flugmechanik (FF), Aerocon, Airfoil Development GmbH (AFD), China Academy of Science and Technological Development (CASTD) и др.) конструкторские бюро при создании экранопланов отдают предпочтение определенной компоновочной схеме в силу сложившихся традиций.

Целью работы является построение математической модели облика экраноплана и алгоритма выбора рациональной аэродинамической компоновки экраноплана и его параметров.

Задачи исследования:

- анализ влияния формы в плане, угла поперечного V крыла малого удлинения и взаимного положения несущих поверхностей на аэродинамические характеристики вблизи экрана;

- разработка модели формирования облика экраноплана, методики и алгоритма выбора рациональной аэродинамической компоновки и ее параметров;

- экспериментальная оценка результатов расчетов.

Объектом исследования в работе является математическая модель облика экраноплана.

Предмет исследования - аэродинамические характеристики крыльев различной формы в плане с углом поперечного V, различных аэродинамических компоновок экранопланов: «Утка», «Самолетная», «Триплан», весовые и технико-экономические показатели проектируемого экраноплана.

Методологическую и теоретическую основу исследования составили научные труды отечественных авторов в области аэродинамики крыла вблизи экрана: ЯМ. Серебрийского, Л.И. Седова, P.E. Алексеева, Р.Д Иродова, Синицына Д.Н., Н.И. Белавина, Н.Б. Плисова, К.В. Рождественского, М.А. Басина, В. П. Шадрина, В.М. Гадецкого, В.Н. Архангельского, A.B. Небылова, В.И. Жукова, А.Н. Панченкова, в области численного моделирования методом дискретных вихрей (МДВ) - С.М. Бело-церковского, И.К. Лифанова, в области весового проектирования -И.Н.Гусева, П.Д Самсонова, в области оценки технико-экономических показателей проектируемого летательного аппарата- B.C. Брусова, С.М. Егера, а также работы в области оптимизации и теории принятия решений и оптимального проектирования И.М.Соболева, В.В. Подиновкого, B.C. Брусова, А.Н. Панченкова, А.И. Маскалика, Б.А Колызаева.

Методы исследований. В расчетной методике вычисления аэродинамических характеристик системы несущих крыльев произвольной формы в плане с углом поперечного V вблизи экрана использован метод аппроксимации и сглаживания данных по результатам численного моделирования. При тарировке аэродинамических тензовесов использовался план многофакторного эксперимента. Погрешность аэродинамического эксперимента оценивалась применением метода наименьших квадратов.

Научная новизна заключается в том, что в работе предложены:

- методика расчета аэродинамических характеристик крыльев произвольной формы в плане с углом поперечного V и системы несущих поверхностей экраноплана;

- модель формирования облика экраноплана и алгоритм выбора рациональных параметров аэродинамической компоновки экраноплана методом зондирования пространства параметров.

Практическая значимость работы состоит в следующем:

- создании методики расчета аэродинамических характеристик крыльев различной в плане с углом поперечного V и несущей системы экраноплана;

- рационализации формы крыла в плане с углом поперечного V и несущей системы экраноплана;

- автоматизации процесса выбора параметров экраноплана на этапе технического предложения.

Апробация работы. Основные положения диссертации докладывались на заседании кафедры «Самолетостроение и эксплуатация авиационной техники» Иркутского государственного технического университета 2006-2008г., на научных конференциях: «Наука, технологии, инновации», Новосибирск, 2006г., Международная научная конференция «Ре-шетневские чтения», Красноярск, 2006-2008г., «Туполевские чтения», Казань, 2006,2009г.

Публикации. Результаты исследований по теме диссертации опубликованы в 9 печатных работах, в том числе в 2 статьях. Обе статьи опубликованы в изданиях рекомендованных ВАК.

Структура и объем. Диссертация изложена на 210 страницах машинописного текста и состоит из введения, 5 глав, заключения, списка литературы и приложений. Работа иллюстрирована 135 рисунками и И таблицами. Библиографическое описание состоит из 114 наименований, в том числе 111 отечественных и 3 иностранных источника.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

В первой главе рассматриваются: эффективность транспортных средств, аэродинамические компоновки экранопланов, на основе обзора известных аппаратов. Дан анализ основных теоретических и практических научных работ по влиянию формы крыла в плане и взаимного положения несущих поверхностей вблизи опорной поверхности на его аэродинамические параметры. Обоснована актуальность работы, сформулирована цель и задачи исследования.

Во второй главе представлена методика расчета аэродинамических характеристик крыльев малого удлинения различной формы в плане и систем несущих поверхностей в зависимости от геометрических параметров.

На сегодняшний день наиболее широко распространены две формы несущей поверхности экранопланов - крыло прямоугольной формы в плане, крыло треугольной формы в плане с обратной стреловидностью по

задней кромке и характерным отрицательным углом поперечного V. Определенный интерес также представляет крыло с характерным положительным углом поперечного V.

Поскольку относительная толщина профилей несущих поверхностей экранопланов не превышает с^ = 0,09, а кривизна профилей мала, тогда можно реальную несущую поверхность заменить тонкой поверхностью. Используя интегральное уравнение несущей поверхности вблизи экрана решены линейные задачи безотрывного обтекания идеальной жидкостью крыла прямоугольной формы в плане, треугольной формы в плане с характерным отрицательным углом поперечного V, треугольной формы в плане с положительным углом поперечного V малого удлинения X. Получены числовые значения коэффициента подъемной силы су(а,Ь) и коэффициента продольного момента ш2(а,Ь), относительной координаты фокуса, х((а,Ь) для различных углов атаки а и относительных высот И, безразмерная аэродинамическая нагрузка на крыло.

Графики соответствующих зависимостей су=Г(а,Ь), т, =Г(а,Ь) и =(а,И) приведены для крыла треугольной формы в плане малого удлинения с характерным отрицательным углом поперечного V на рисунке 1 и рисунке 4, для крыла прямоугольной формы в плане на рисунке 2 и рисунке 4, крыла треугольной формы в плане с положительным углом поперечного V на рисунке 3 и рисунке 4.

а-график зависимости су=Г(а,Ь); б- графики зависимости т2=Г(а,Ь) Рисунок 1 - Численные результаты решения линейной стационарной задачи безотрывного обтекания крыла треугольной формы в плане малого удлинения 1=2 с углом поперечного У<0 вблизи экрана

Коэффициент подъемной силы прямоугольного крыла

Коэффициент продольного момента т2 прямоугольного крыла

-00

---0.7

......0.5

----0.3

----0.1

а) б)

а-график зависимости су=Г(а.Ь); б- графики зависимости шг=Да,Ь) Рисунок 2 - Численные результаты решения линейной стационарной задачи безотрывного обтекания крыла прямоугольной формы в плане малого удлинения 1=2 вблизи экрана

Коэффициент подъемной силы треугольного крыла \/>0

Коэффициент продольного момента треугольного крыла У>0

а) б)

а-график зависимости су=Г(а,Ь); б- графики зависимости ш2=Г(а,Ь) Рисунок 3 - Численные результаты решения линейной стационарной задачи безотрывного обтекания крыла треугольной формы в плане малого удлинения 1=2 с углом поперечного У>0 вблизи экрана

На основе полученных результатов сделаны выводы: - меньшая чувствительность координаты положения фокуса крыла к изменению высоты движения для крыльев треугольной формы в плане малого удлинения с углом поперечного У>0 или У<0

а) б) в)

а- график зависимости х(=А[Ь) а=2 град; б- график зависимости х^ДЬ) а=4 град; в- график зависимости Х(=ДЬ) а=7 град Рисунок 4 - Относительная координата аэродинамического фокуса

дхг

8h

дх,

eh

при а = const,

- большая несущая способность крыла треугольной формы в плане малого удлинения с углом поперечного У<0 по сравнению с крылом прямоугольной формы в плане

ас,.

Уг<0

дс„

да

при h = const,

Л1

- меньшая несущая способность крыла треугольной формы в плане с положительным углом поперечного V по сравнению с крылом треугольной формы в плане с отрицательным углом поперечного V при отсутствие установленных на первом боковых скегов (шайб)

дсг ~да

да

—— при h = const.

л

г> о

Увеличить несущую способность крыла треугольной формы в плане малого удлинения с углом поперечного У>0 можно установив скеги.

На основе результатов проведенного численного эксперимента методом квадратичной аппроксимации, описанной в работах для функций многих переменных, получены выражения для расчета аэродинамических характеристик: коэффициента подъемной силы су=1'(а,Ь), коэффициент продольного момента тг =^а,Ь), коэффициента индуктивного сопротивления с,л=Г(а,Ь), безразмерной координаты аэродинамического фокуса крыла = (а,Ь) для крыла прямоугольной формы в плане

0,942 : 0,78.1 0.952 ,0,893

с,(аД Я) = 1>5——; = -0,347 " ,„„, ;

с„.(а,М) = 2,24-

жЛ

Л0'737; хр (а, Л, Л) = 0,232——^-—,

(1)

для крыла с углом поперечного \;<0

„0,542 10,783 „0,942 10,783

и /I . , £,и Л

су(а,к,Л) = 1,5——к,.<0 = 1,5-

0,246 "Г<0 ^ 0,246

■ {2Д1844-5,32635Л +12,73074/г -13,41 ОМ5 + 5,119553Л4 \

тг{а,И,Л) = - 0,347

а 0,952 до.

-4>-<о = -0,347

^0,331 ••>'<0 ->- ■ ■ /¡°'331

• {о,717701 + 3,419117й-6,58809й3 + 6,049985й3 -2,08304й4},

хР(а,И,Л) = 0,232

в 0,011 дО,

-¿,.<0 = 0,232

а Л

• 0,81588 +1,202128А - 2,49176Л2 + 2,402246й' - 0.8652Л

-4

ся(а,Л,Л) = 2,24-

тсЛ

" *г<о ~ 2,24-

-Л0-737 -

яА

• {2,1401 -3,55345й + 7,640769/г -7,56618й3 + 2,761785Л4) для крыла с углом поперечного У>0

Д2)

)

.,0.942 з0,783 -,0,942 -¡0.783

, , ч < Л I л г & А

= —-ГГ77—*,.>0 = 1,5—-5ТЗТ—

¡0,418302 + 2,137912/г-4,8254А2 +4,90866А3 -¡,82797/г4

0,952 10,593 0,952 ,0.593

т. (а, И, Л) = -0,347 ——~—кг>0 = -0,347

^0.331 "I >0 >" Л0,33'

{0,293369 + 2,329626/г - 5,18062/г2 + 5,255092А3 -1,96942л4}.

= 0,232- -it,.>0 = 0,232-n n

• ¡0,745755 + 0,867831h - 1,97908ft2 + 2,0684Л3 - 0,80575Л4 \

a

a

■{l,396806-3,51104Л + 8,391487/г -8,83902Л; + 3,37439/И}. J

Используя выражения (1), (2), (3) построены графики зависимостей: cy=f(a,h), mz= f(a,h), xf=f(a,h), cx¡=f(a,h) для различных удлинений крыла треугольной формы в плане с углом поперечного V>0, треугольной углом поперечного V>0 и прямоугольной формы в плане.

Второй частью решения задачи проблемы проектирования экрано-плана является задача выбора компоновки экраноплана. Здесь практический интерес представляет задача оценки аэродинамических характеристик для несущих систем состоящих из крыльев конечного размаха разной формы находящихся вблизи опорной поверхности (экрана).

Рассмотрим задачу безотрывного обтекания системы конечных поверхностей прямоугольной формы имитирующих аэродинамическую компоновку «Утка», «Самолетная».

В среде MS Excel решена стационарная задача безотрывного обтекания тонких несущих поверхностей конечного удлинения с учетом границ потока и взаимного влияния для двух аэродинамических компоновок указанных выше. При заданном угле атаки a и относительном расстоянии h от экрана определены: коэффициент подъемной силы с,,, коэффициент продольного момента mz, относительная координата фокуса крыла Xf, коэффициент индуктивного сопротивления, распределение давления как отдельно для несущей поверхности, так и для всей несущей системы.

На основе результатов численного эксперимента методом квадратичной аппроксимации получены выражения для расчета аэродинамических характеристик: коэффициента подъемной силы с =f(a,h), коэффициент продольного момента т, =f(a,h), безразмерной координаты аэроди-

намического фокуса крыла коэффициента индуктивного со-

противления

ci

= f(a,h) аэродинамической компоновки «Самолетная»

^ 0.648^ 4.326 |Л„ /

/Ь.

-сп(а,к,Л)

гО.165 1.722, 0.35 -10'216-" %

¡,0.162„0.234/й,./ I

(4)

^ 0-582^ 4.1681 Л.

от, (о, А) = 0,059-

Л'"! , и 54 5

тгДя,Л,Л)

+5

(5)

тО.КЬ" 1.722 , 0.35 ~

-10,216-" - ^оласюи,Я,4)

2,986

/'■»/ V'10- г 1,129 0.296 , 0,1288 ^ -й0.113 0,03- ' ' ' ) + А>

=--— ;

с, (".'О

с„- (д, /;, Я) -- С" (-а'И' ® (1 + Л) +---+(2/с-/)2 -Мь1+(2к + 1у +

л-Л «>г-Л„-1 (1 + 11) ^

+ -¿(1 + Д) + -2!^-¿—21--• (л/41„2 + (2А: -1 / /)2 - , 412 + (2к +1 / л2,

я-К &Л-Я.-1 {1 + Ю

(6)

аэродинамической компоновки «Утка»

г 0.075 г 0.079 0.488 (Я,

17 Ь а

/т / \ 0-82

I 7 и 0 087

I Л] а А-

-с,Ла,Ъ,Х)-+

(7)

✓ , , ч 1.353 0,0331 Ь/1го/ | °-0:5 0.015

/ь, "'Л

' 1 «ЛПЭ ( Я„ /

IА

(а, А) = -

А0.0К 0.651/" Л„/ V

" I /О

-с (Л,Я,Я)—а^—; •

^0.654^ 0.066^0.05

(8)

Г0.15!„ , 0.015|ЯД/

Тс„(.А,Н,Л)

—

0,85 г . , 0.06

, 1.143 ( Л„/ ]

I 1

N

и

^г; с,, (о, п)

= + +-——-—~ ■ + (2к - /)2 - ^¿^ + (2к +1)2 + (9)

¿••л (1 + а)

+ ' 2(1 + Д) + ' ; ■ • фи„2 + (2к -1 //)2 - М,, + (2* +1 / /)'.

8 ж-Х-1 (! + '»«,)

Используя коэффициенты перехода от одного типа несущей поверхности к другому можно получить зависимости для определения аэродинамических характеристик компоновки с различными видами несущих поверхностей: прямоугольной формы в плане, треугольной формы в плане с углом поперечного У<0 или У>0.

Таким образом, получены аналитические выражения для определения аэродинамических характеристик: коэффициента подъемной силы Су = /(а, А), коэффициент продольного момента т, = /(а, к), безразмерной

координаты аэродинамического фокуса крыла хг = /(в, А) коэффициента индуктивного сопротивления = /(в,й) различных аэродинамических компоновок, систем профилей и крыльев конечного размаха различной формы в плане с углом поперечного V.

В третьей главе предложена модель формирования облика экра-ноплана и алгоритм выбора рациональных параметров экраноплана. В данном случае математическая модель описания облика экраноплана была построена для трех основных компоновочных схем, «Самолетной», «Утка», «Триплан», и трех видов несущих поверхностей треугольного с углом поперечного У<0, треугольного с углом поперечного У>0, прямоугольного. Для удобства соотношения расчетной модели сгруппированы в шесть блоков: аэродинамические характеристики, массовые характеристики, балансировочные характеристики, компоновочные характеристики, характеристики силовой установки, функция локальной эффективности транспортного экраноплана.

Проект нового экраноплана на этапе технического предложения должен отражать результаты проектно-конструкторских изысканий рациональных параметров экраноплана. Под рациональными параметрами понимаются такие, которые наилучшим образом отвечают поставленным тактико-техническим требованиям и техническому заданию. Выбор рациональных параметров летательного аппарата рассмотренный в работах В.С. Брусова, А.Н. Панченкова позволяет решать задачи многопараметрической оптимизации, где в качестве целевой функции ф = Да,/)

принимают либо приведенные затраты, либо критерий отражающий устойчивость летательного аппарата.

Задачу выбора рациональных параметров экраноплана необходимо рассматривать как многофункциональную, поскольку требуется при проектировании обеспечить максимальное аэродинамическое качество, устойчивость аппарата, минимальную массу конструкции при данной коммерческой нагрузке, минимальные приведенные затраты, минимальное лобовое сопротивление.

Существующие методы оптимизации, основанные на свертывании векторного критерия целевых функций и перехода к одноцелевой задаче, приводят к замене одной задачи другой, а получаемое решение не соответствует исходной постановке. Поэтому решать данную задачу необходимо методом, позволяющим учитывать несколько целевых функций, решать задачу в исходной постановке- методом исследования пространства параметров (ИПП).

В основе алгоритма лежит численное исследование (зондирование) пространства параметров проектируемого экраноплана. Алгоритм ИПП состоит из четырех этапов.

1-й этап: входные данные составление таблиц испытаний. Входными данными являются значения летно-технических характеристик экраноплана диктуемых техническим заданием (ТЗ). Вторая группа входных данных формируется из назначенных проектировщиков схемных решений на основе анализа требований к экраноплану опыта разработки экранопланов аналогичного назначения. Намечают ряд проектных альтернатив.

На основе данных, используя статистическую информацию и нормативно-справочные данные, вычисляются или задаются:

- параметры стандартной атмосферы;

- прогнозируемые значения аэродинамических характеристик су, Ккрейо Квзл, Схо И Др.;

- коэффициенты, характеризующие изменение тяги (мощности) двигателя по скорости и др.

Далее выполняется этап на ЭВМ без вмешательства человека, где формируются параметры «завязки» проекта - удельная нагрузка на крыло и потребная тяговооруженность аппарата. Формируется таблица из варьируемых параметров. Варьируемые параметры:

-удлинения несущих поверхностей А,,я,, ...,я„;

-вынос дополнительных несущих поверхностей, переднего горизонтального оперения, горизонтального оперения, относительно крыла

, ,. .., Ьп ,

-вынос по высоте дополнительных несущих поверхностей, переднего горизонтального оперения, горизонтального оперения относительно крыла л,,а,, ...,/)„;

-угол установки дополнительных несущих поверхностей, переднего горизонтального оперения, горизонтального оперения, относительно крыла Да,,Дй2 , ...,Дагл;

-относительная площадь дополнительных несущих поверхностей, переднего горизонтального оперения, горизонтального оперения —А-.

В каждой точке А; вычисляются значения критериев (целевых функций) Ф1(А0,...,ФК(А0. В качестве целевых функций принимаем следующие: аэродинамические коэффициенты, массовая целевая функция, характеристики силовой установки, технико-экономические показатели.

По каждой целевой функции составляется таблица испытаний, в которой значения Ф!(А;),...,ФК (А^ расположены в порядке возрастания ф,.(^„)<ф,.(42)<...<ф1.(4л,), где указанные номера соответствуют

пробным точкам.

2-й этап: критериальные ограничения. В данном случае в качестве критериальных ограничений выступает:

- условие продольной статической устойчивости на крейсерском режиме движения экраноплана;

- условие балансировки экраноплана на взлетно-посадочных режимах;

-условие минимального разбега центровок в летном диапазоне.

3-й этап: проверка не пустоты множества решений. Этот этап также выполняется автоматически без вмешательства человека. Фиксируется какой-нибудь из критериев, например Ф](А) и рассматривается соответствующая ему таблица испытаний. Путем перебора значений всех критериев в точках А;,...,А; нетрудно проверить, есть ли среди этих точек хотя бы одна такая-в которой справедливы неравенства ф,.(л,,)<фг" или ф,.(4,)>фг" в зависимости от целевой функции и решаемой задачи.

Если точка А; существует, то множество Б непусто и задача разрешима.

4-й этап: поиск эффективных точек и выделение рационального решения. Поскольку рассматриваемая задача является многокритери-

альной то на данном этапе исключаются пробные точки попавшие в множество допустимых решений Э, которые заведомо не могут оказаться наилучшими. Для этого автоматически выделяются приближенно эффективные точки (приближенно-паретовские точки). При этом простейший алгоритм поиска приближенных точек будет выглядеть следующим образом. Выделяется какая-нибудь точка А1 из сравнивая ее со всеми остальными точками из С>к исключаем все точки, для которых ф„.(ли)<ф" (или Ф,(ль)>ф" в зависимости от целевой функции и решаемой задачи) при всех V имеет строгое неравенство, чем Ак Затем из оставшихся точек выбираем непомеченную точку и сравнивая ее со всеми оставшимися точками исключим те и них которые, безусловно, хуже чем данная точка и т.д. После конечного числа шагов останутся только помеченные точки.

Таким образом, выше приведен алгоритм выбора рациональных параметров содержащий несколько целевых функций.

Как было указано выше в качестве варьируемых параметров принимаем: относительная хорда горизонтального оперения, плечо переднего горизонтального оперения, вынос горизонтального оперения по высоте, угол установки горизонтального оперения, удлинение крыла, удлинение горизонтального оперения.

Для построения таблиц испытаний используем метод ЛП-последовательностей особенность которого заключается в том, что точки равномерно распределены в области в пространства параметров. Благодаря этому таблицы позволяют получить правильное представление о распределении значений каждой функции Фк (А;) при АеС и гарантируют достаточно подробный просмотр любой наперед заданной части в, когда А' -> -о. Построение генератор псевдослучайных чисел (ЛП-последовательности) рассмотрен в работе и реализован в программе ЬР-ро51ес1оуа1 позволяющая строить 9- мерные последовательности и равномерно размещать точки зондирования в 9-мерном гипероктанте.

Как было указано выше в качестве целевых функций принимаем взлетную массу экраноплана, при этом масса летательного аппарата должна быть минимальна при заданной коммерческой нагрузке, коэффициент подъемной силы, определяемый выражениями (4) и (7) соответственно для компоновки «Самолетная» и «Утка», при этом стремимся достигнуть максимального значения коэффициента подъемной силы, аэродинамическое качество летательного аппарата, при проектировании стремимся достигнуть максимального значения аэродинамического качества аппарата с целью минимизации транспортных расходов и повышения

уровня совершенства аппарата, следующей целевой функцией является тяга (мощность двигателей), стремимся к минимизации данной характеристики, также для оценки локальной эффективности экраноплана используем приведенные затраты и топливную эффективность летательного аппарата.

Также можно ввести и другие целевые функции такие как минимальная длина разбега, минимальная длина пробега, максимальная дальность полета и т.д. на основе выше рассмотренного можно формализовать каждую решаемую задачу выбора рациональных параметров. Критерии качества: аэродинамическое качество = коэффициент

подъемной силы ф2 (а> = max(cv), взлетная масса экраноплана Ф-(А) = m¡n(mj, тяга силовой установки аппарата ф}(А) = т\ЫР0); приведенные затраты ф6(А) = min(а„р), топливная эффективность аппарата ф7(Л) = тт(аг).

- Проектируемый экраноплан должен удовлетворять основным требованиям компоновки и центровки с целью обеспечения безопасности движения и требуемой мореходности. Тогда можно формализовать критериальные ограничения:

В четвертой главе описан аэродинамический эксперимент и методика проведения эксперимента.

Аэродинамический эксперимент проводился на аэродинамической трубе АТ-1, представляющей собой дозвуковую аэродинамическую трубу. Были с проектированы и изготовлены двух и трех компонентные тен-зометрические весы, блок усиления и измерения. Для записи измерений использовался АЦП-ЦАП 16/16 "Sigma USB" и ПЭВМ.

В работе использовались модели крыльев различной формы в плане прямоугольной, треугольной с углом поперечного V<0, треугольной с углом поперечного V>0. Прямоугольные крылья были выполнены удлинения Х=1, 1=2, 1=3, а треугольные крылья с углом поперечного V<0 и треугольные с углом поперечного V>0 выполнены удлинения Х=2. Также изготовлено горизонтальное оперение (ПГО) относительной площади 0,7Skp и 0,5Skp удлинения /.=1,1=2.

Были протарированы тензовесы определены среднеквадратичное отклонение отдельного измерения для обоих тензовесов и среднеквадратичное отклонение результата измерения от истинного значения измеряемой величины в эксперименте.

Исследования были проведены для высот от (0,14...0,4)Ьа, углов установки основного крыла для схем «Утка» и «Тандем» 0...8град, ПГО 0...10 град, для схемы «Самолетной» угол установки основного крыла имел диапазон 0...12 град. Для компоновок «Самолетная», «Утка» и «Тандем» измерялись подъемная сил и коэффициент сопротивления, а для компоновки «Тандем» продольный момент для этого полученные сигналы на осциллограммах обрабатывались по среднему значению.

Получены результаты продувок:

- зависимости коэффициента подъемной силы Су по высоте и углу атаки для различных аэродинамических компоновок с различными несущими поверхностями;

- зависимости коэффициента сопротивления Сх по высоте и углу атаки для различных аэродинамических компоновок с различными несущими поверхностями;

- зависимости аэродинамического качества Ка по высоте и углу атаки для различных аэродинамических компоновок с различными несущими поверхностями.

На рисунке 5 приведены графики зависимости коэффициента подъемной силы Су по высоте и углу атаки, коэффициента сопротивления Сх, аэродинамического качества Ка, продольного момента относительно передней кромки основного крыла соответственно для компоновки «Тандем» с крылом треугольной формы в плане и углом поперечного У<0, ПГО треугольной формы в плане и углом поперечного У>0 и угла установки ПГО относительно крыла апг0=3 градуса.

Пятая глава посвящена сравнению теоретических и экспериментальных результатов, установке адекватности построенной математической модели, программе выбора рациональных параметров компоновки экраноплана реализующий алгоритм зондирования пространства параметров.

На основе результатов полученных при продувке моделей можно сделать вывод об адекватности построенной математической модели. Сравнивая теоретические и экспериментальные результаты можно сказать, что построенная математическая модель, описывающая аэродинамические характеристики экраноплана, в диапазоне углов атаки 0...8 градусов дает погрешность менее 18%. Это очевидно, поскольку для определения аэродинамических характеристик использовалась линейная теория при решении стационарных задач безотрывного обтекания несущих поверхностей, дающая приемлемые результаты для малых углов атаки.

Коэффициент подъемной силы компоновки тандем ПГО-треугольной формы в плане с углом поперечного УХ) крыло треугольной формы в плане с углом поперечного У<0 Су Ьпго=2апго=3 град

0,05

- - - -0,32 0,045

эксперимен

т 0,04

— - -0,14 0.035

эксперимен 0,03

т

0,025

■ 0,32 теория

0,02

0.015

--0,14 теория 0,01

0,005

0

Коэффициент сопротивления компоновки Тандем ПГО-треугольной формы в плане су глом поперечного У>0 крыло треугольной формы в плане с углом поперечного V«) сх Цпго=2 апго»3 град

--0,32

экспериме нт

— - - .0,14

экспериме нт

— — 0,32 теория

— - «0,14 теория

Аэродинамическое качество компоновки Тандем крыло треугольной формы в плане с углом поперечного У<0 ПГОтреугольной формы с углом поперечного У>01.пго*2 апго=3град

Коэффициент продольного момента компоновки тандем ПГО-тре угольной формы в плане с углом поперечного \/>0 крыло треугольной формы в плане с углом поперечного У<01лго«2 апго*3 град

Рисунок 5-Графики зависимости аэродинамических характеристик компоновки «Тандем» для угла установки ПГО относительно крыла апго=3

градуса

По результатам диссертационной работы была написана программа проектирования малого экраноплана типа А с единой силовой установкой с двигателями ПД или ТВД с целью обеспечения выбора рациональных параметров.

В основу алгоритма была положена математическая модель определения параметров экраноплана описанная в главе 3. Данная программа также позволяет оценить аэродинамические, технико-экономические параметры проектируемого экраноплана на этапе технического предложения. На закладках диалогового окна программы «крыло», «горизонтальное оперение», «вертикальное оперение», «пилон», «гребень», «фюзеляж», «шасси» вводятся относительные параметры. После ввода исходных данных в автоматическом режиме происходит вычисление целевых функций в каждой пробной точке, исключение точек в которых экраноплан не отвечает требованиям продольной статической устойчивости, удаление неэффективных точек и вывод на экран монитора на закладке диалогового окна в форме таблицы и столбчатых графиков парето-эффективных точек и значения целевых функций.

На последующих четырех закладках диалогового окна определяются аэродинамические характеристики су=Г(а,Ь), сх=Г(а,Ь), N=^8,^, Хр=Г(а,Ь) экраноплана для выбранной парето-эффективной точки.

Данная программа позволяет учитывать форму несущих поверхностей в плане, в частности прямоугольную, треугольную с углом У<0, и треугольную с углом У>0.

Для апробации программы и поиска рационального решения экраноплана была решена задача эскизного проектирования и поиска рациональных параметров экраноплана со следующим ТЗ на проектирование: масса коммерческой нагрузки 150кг, дальность полета 250км, крейсерская скорость движения 150 км/ч, старт с водной поверхности, диапазон относительных высот эксплуатации экраноплана (0,1...0,2)Ьа, возможность выхода за пределы экранного режима.

Используя данные ТЗ и принимая исходные данные согласно статистическим данным формируем исходные данные для технического предложения. При этом в качестве аэродинамической схемы рассматриваются три варианта: схема "Утка" с прямоугольными в плане несущими поверхностями, с прямоугольным в плане ПГО и треугольным в плане крылом с углом поперечного У<0, с треугольным ПГО с углом поперечного У>0 и треугольным крылом с углом поперечного У<0. Для каждой компоновочной схемы была сформирована собственная таблица исходных данных. Результатом расчета программы являлись числовые значения целевых функций. В таблицах содержались числовые данные о массе аппарата, об относительных массах крыла, оперения, фюзеляжа, оборудования управления, силовой установки, топлива, номинальной мощности силовой установки, коэффициенте подъемной силы на крейсерском режиме движения, аэродинамическом качестве, приведенных затратах.

Учитывая критериальные ограничения, в качестве которых была выбрана продольная устойчивость экраноплана, были получены парето-оптимальные точки из таблиц испытаний. Компоновочным ограничениям удовлетворила одна точка с относительными параметрами компоновки экраноплана: удлинение крыла Х.кр=1,9, удлинение ПГО Хпго=1,7, относительная площадь ПГО 8пго/8го=0,43, угол установки крыла 1град, угол установки ПГО относительно крыла 3 град, вынос оперения по высоте 0,04Ьа, плечо ПГО Ьпго=2,9. По полученным данным был вычерчен эскиз экраноплана, рисунок 6.

____5650___

Рисунок 6- Эскиз экраноплана ЗАКЛЮЧЕНИЕ

На основании проведенных в работе исследований были получены следующие результаты:

1 Разработана методика расчета аэродинамических характеристик: коэффициента подъемной силы Cy = f(a.h). коэффициента продольного момента /77 = f(a,h), безразмерной координаты аэродинамического фокуса

крыла xF = f{a,h) ^ коэффициента индуктивного сопротивления = для несущих поверхностей различной формы в плане с углом поперечного V и систем несущих поверхностей различных аэродинамических компоновок.

2 Разработана математическая модель выбора параметров экранопла-на, алгоритм выбора рациональных параметров методом зондирования гипероктанта варьируемых параметров.

3 Изготовлены трех (двух) компонентные тензовесы, блок измерения и усиления, модели несущих поверхностей. Определены тарировочные коэффициенты и погрешности измерений для каждого типа тензовесов.

4 Построенная математическая модель в диапазоне углов атаки несущих поверхностей 0...8 градусов дает расхождение с опытными данными менее 18%.

5 Создан программный модульный комплекс «Проектирование малого экраноплана типа А», позволяющий проводить проектирование и анализ получаемых решений на этапе технического предложения.

6 Используя программный комплекс и разработанный метод выбора рациональных параметров спроектирован экраноплан грузоподъемностью 150 кг и дальностью полета 250км способный двигаться не только в заданном режиме (0,1-0,2Ьа), но и выходить за экранные режимы. Получены следующие рациональные параметры экраноплана: удлинение крыла л.кр=1,9, удлинение ПГО Алго=1,7, относительная площадь ПГО Snro/Sro=0,43, угол установки крыла 1град;угол установки ПГО относительно крыла 3 град, вынос оперения по высоте 0,04Ьа. плечо ПГО Ьпго=2,9.

СПИСОК ПУБЛИКАЦИЙ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИОННОЙ

РАБОТЫ

1 Антипин М.И. Анализ и выбор аэрогидродинамических компоновок экранопланов [Текст]/ М.И. Антипин, И.Н. Гусев // Решетнев-ские чтения: материалы X Междунар. науч. конф., посвящ. памяти генерального конструктора ракетно-космических систем академика М.Ф. Ре-шетнева (8-10 нояб. 2006, г.Красноярск)/Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т,-Красноярск, 2006-С.5-6.

2 Антипин М.И. Анализ несущих комплексов экранопланов методом дискретных вихрей [Текст]/ М.И. Антипин// XV Туполевские чтения: материалы международной молодежной научной конференции,-Казань: КГТУ, 2007-С.90-91.

3 Антипин М.И. Постановка задачи выбора рациональных параметров экранопланов методом ИПП [Текст]/ М.И. Антипин// Наука, технологии, инновации: материалы всероссийской научной конференции

молодых ученых в 7-ми частях. Новосибирск: Изд-во НГТУ, 2006. Часть1. С. 91-93.

4 Антипин М.И. Анализ несущих поверхностей экранопланов [Текст]/ М.И. Антипин, И.Н. Гусев // Решетневские чтения: материалы XI Междунар. науч. конф., посвящ. памяти генерального конструктора ракетно-космических систем академика М.Ф. Решетнева (6-10 нояб. 2007, г.Красноярск)/под общ. ред. И. В. Ковалева; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т.-Красноярск, 2007-С.5-6.

5 Антипин М.И. Анализ несущих поверхностей экранопланов [Текст] / М.И. Антипин, И.Н. Гусев // Вестник Сибирского государственного аэрокосмического университета имени М.Ф. Решетнева. Красноярск: СибГАУ, 2008- С.101-105.

6 Антипин М.И. Математическая модель выбора параметров при эскизном проектировании экраноплана [Текст]/ М.И. Антипин, И.Н. Гусев // Решетневские чтения: материалы XII Междунар. науч. конф., посвящ. памяти генерального конструктора ракетно-космических систем академика М.Ф. Решетнева (10-12 нояб. 2008, г.Красноярск)/под общ. ред. И. В. Ковалева; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т,- Красноярск, 2008-С.171-173.

7 Антипин М.И. Трех- двухкомпонентные тензовесы [Текст]/ М.И. Антипин// XVI Туполевские чтения: материалы международной молодежной научной конференции.- Казань: КГТУ, 2009- С.92-93.

8 Антипин М.И. Математическая модель выбора параметров экраноплана на стадии технического предложения [Текст] / М.И. Антипин, И.Н. Гусев // Вестник Сибирского государственного аэрокосмического университета имени М.Ф. Решетнева. Красноярск: СибГАУ, 2008-С.77-82.

9 Антипин М.И. Рациональное решение задачи проектирования малого экраноплана типа А [Текст]/ М.И. Антипин, И.Н. Гусев // Решетневские чтения: материалы XIII Междунар. науч. конф., посвящ. 50-летшо Сиб. гос. аэрокосмич. ун-та имени М.Ф. Решетнева (10-12 нояб. 2009, г. Красноярск): в 2 ч.; под общ. ред. Ю.Ю. Логинова / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т.- Красноярск, 2009.-Ч.1,- С.247-248.

Подписано в печать «.24 » ноября 2009г. Формат 60x80/16. Объем 1,3 п.л. Тираж 100 экз. Заказ №_ Отпечатано в отделе копировально-множительной техники СибГАУ 660014 г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ.

ВВЕДЕНИЕ.

1 ПРОБЛЕМЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЭКРАНОПЛАНОВ РАЗЛИЧНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ КОМПОНОВОК.

1.1 Экранопланы в транспортной системе мира. Эффективность. применения экранопланов.

1.2 Экранопланы, классификация, уровень технического развития.

1.3 Проблемы создания экранопланов.

1.3.1 Компоновки экранопланов.

1.4 Исследования и методы выбора рациональной компоновки. экраноплана.

1.5 Цель и задачи исследования.

2 ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ФОРМЫ НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТЕЙ В ПЛАНЕ И ИХ ВЗАИМНОГО ПОЛОЖЕНИЯ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ.

2.1 Вихревая теория и метод дискретных вихрей применительно к задачам околоэкранной аэродинамики экранопланов различных аэродинамических схем.

2.2 Влияние формы несущих поверхностей в плане на аэродинамические характеристики вблизи экрана.

2.3 Влияние взаимного положения несущих поверхностей конечного размаха на аэродинамические характеристики вблизи экрана.

3 МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ФОРМИРОВАНИЯ ОБЛИКА ЭКРАНОПЛАНА НА ЭТАПЕ ТЕХНИЧЕСКОГО ПРЕДЛОЖЕНИЯ.

3.1 Массовые характеристики.

3.2 Аэродинамические характеристики.

3.3 Балансировочные характеристики.

3.4 Характеристики силовой установки.

3.5 Расчетная модель функции локальной эффективности экраноплана.

3.6 Методика выбора рациональных параметров. аэродинамической компоновки экраноплана.

3.6.1 Алгоритм выбора рациональных параметров. аэродинамической компоновки.

3.6.2 Формирование таблицы испытаний.

3.6.3 Целевые функции.

3.6.4 Критериальные ограничения.

4 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ФОРМЫ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ И ВЗАИМНОГО ПОЛОЖЕНИЯ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ.

4.1 Методы исследования движения вблизи опорной поверхности.

4.2 Конструктивная схема экспериментальной установки.

4.3 Аэродинамический эксперимент.

4.4 Методика аэродинамического эксперимента.

4.4.1 Расчет тарировочных коэффициентов тензовесов.

4.4.2 Оценка погрешности эксперимента.

4.5 Результаты по главе.

5 ОЦЕНКА АДЕКВАТНОСТИ ПОСТРОЕНОЙ МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ.

РЕАЛИЗАЦИЯ МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ В ПРОГРАММНОМ КОМПЛЕКСЕ.

5.1 Результаты по главе.

Актуальность темы исследования. В настоящий момент с возрастанием потребностей в скоростной транспортировке грузов, с необходимостью освоения труднодоступных районов, со снижением запасов энергоресурсов возникает потребность в экономичном, экологичном, высокоскоростном виде транспорта непосредственно каковым является экраноплан.

Экраноплан - это летательный аппарат, полет которого в основном эксплутационном режиме осуществляется за счет использования экранного эффекта над водой или какой- либо другой поверхностью без постоянного контакта с такой поверхностью; ЭП поддерживается в воздухе, главным образом, благодаря аэродинамической подъемной силе, возникающей на крыле (крыльях), корпусе или частях, приспособленных для использования экранного эффекта [109].

Экранный эффект проявляется в образовании динамической воздушной подушки между крылом и подстилающей поверхностью. В результате увеличивается аэродинамическая подъемная сила, снижается аэродинамическое сопротивление и как следствие возрастает аэродинамическое качество аппарата. Увеличение подъемной силы и качества экраноплана, по сравнению с самолетами, вертолетами и другими JIA позволяет увеличить грузоподъемность, уменьшить расход топлива и увеличить дальность полета, что приведет к повышению экономической эффективности по сравнению с другими летательными аппаратами.

Аэродинамическое сопротивление экраноплана намного меньше полного (гидродинамического плюс аэродинамического) сопротивления обычного водоизмещающего судна, СПК или СВП, это дает возможность увеличить скорость аппарата более чем в два раза при той же мощности энергетической установки.

Долгое время работы по экранопланам носили только либо научно-исследовательский характер, либо представляли собой опытно-конструкторские работы по поиску компоновки экраноплана способной обеспечить требования безопасности движения. Мешали этому разрозненность проводимых исследований, отсутствие единого исследовательского центра, сложность решения проблемы старта и преодоления гидродинамического «горба» сопротивления для экранопланов базирующихся на воде, обеспечения устойчивости во всем диапазоне полетных скоростей и отстояний, получения высокого аэродинамического качества летательного аппарата.

В большинстве развитых стран мира конструкторские бюро: Techno Trans, АО Roks-Aero, MARIC, Advanced Technology Concepts (АТС), Fischer Flugmechanik (FF),

Aerocon, Airfoil Development GmbH (AFD), Strahl, Homebuilts, China Academy of Science and Technological Development (CASTD), China Ship Scientific Research Centre (CSSRC), Flying Dragon Technology Ltd, ATT, Seabus, Delta V, Botec и др. при создании экранопланов отдают предпочтение определенной компоновочной схеме в силу сложившихся традиций. Задачи исследования:

- анализ влияния формы крыла в плане малого удлинения на аэродинамические характеристики вблизи экрана; анализ влияния взаимного положения несущих поверхностей на аэродинамические характеристики вблизи экрана;

- разработка модели формирования облика экраноплана;

- разработка методики выбора рациональных параметров аэродинамической компоновки экраноплана;

- экспериментальная оценка результатов расчетов;

- разработка программы выбора рациональных параметров экраноплана. Объектом исследования в работе является математическая модель облика экраноплана.

Предмет исследования - аэродинамические характеристики крыльев различной формы в плане с углом поперечного V, различных аэродинамических компоновок экранопланов: «Утка», «Самолетная», «Триплан», весовые и технико-экономические показатели проектируемого экраноплана.

Методологическую и теоретическую основу исследования составили научные труды отечественных авторов в области аэродинамики крыла вблизи экрана: Я.М. Серебрийского, Л.И. Седова, P.E. Алексеева, Р.Д Иродова [42], Синицына Д.Н. [109], Н.И. Белавина [15], Н.Б. Плисова[71], К.В. Рождественского, М.А. Басина, В. П. Шадрина, В.М. Гадецкого, В.Н. Архангельского, A.B. Небылова, В.И. Жукова [39], А.Н. Панченкова [64,67], в области численного моделирования методом дискретных вихрей (МДВ) - С.М. Белоцерковского [11,17,62], И.К. Лифанова [50], также работы в области оптимизации и теории принятия решений и оптимального проектирования И.М.Соболева [25], В.В. Подиновкого[73,74], B.C. Брусова [59], А.Н. Панченкова [65,66] , А.И. Маскалика, Б.А Колызаева [110].

Методы исследований. В расчетной методике вычисления аэродинамических характеристик системы .несущих крыльев произвольной формы вблизи экрана использован метод аппроксимации и сглаживания данных по результатам численного моделирования. При тарировке аэродинамических тензовесов использовался план многофакторного эксперимента. Погрешность аэродинамического эксперимента оценивалась применением метода наименьших квадратов.

Научная новизна заключается в том, что в работе:

- предложена методика расчета аэродинамических характеристик крыльев произвольной формы в плане и системы несущих поверхностей экраноплана в зависимости от формы и расположения относительно друг друга;

- предложна модель формирования облика экраноплана и методика выбора рациональных параметров аэродинамической компоновки экраноплана методом зондирования пространства параметров.

Практическая значимость работы состоит в следующем:

- рационализации формы крыла в плане экраноплана для обеспечения продольной устойчивости вблизи опорной поверхности и получения более высокого аэродинамического качества при высокой несущей способности. Создании методики расчета аэродинамических характеристик крыла произвольной формы в плане;

- рационализации несущей системы экраноплана для обеспечения продольной устойчивости вблизи опорной поверхности и получения более высокого аэродинамического качества при высокой несущей способности. Создании методики расчета аэродинамических характеристик несущей системы экраноплана; рационализации параметров экраноплана на стадии технического проектирования. Создании методики расчета рациональных параметров экраноплана удовлетворяющего поставленному заданию на проектирование и позволяющей получить аппарат совершенный не только в аэродинамическом смысле, но ив весовом и экономическом;

- автоматизации процесса выбора параметров экраноплана на этапе технического предложения.

Апробация работы. Основные положения диссертации докладывались на заседании кафедры «Самолетостроение и эксплуатация авиационной техники» Иркутского государственного технического университета 2006-2008г., на научных конференциях: «Наука, технологии, инновации», Новосибирск, 2006, Международная научная конференция «Решетневские чтения», Красноярск, 2006-2008г., «Туполевские чтения», Казань, 2006,2009г.

Содержание работы

В главе 1 рассматриваются: эффективность транспортных средств; аэрогидродинамические компоновки экранопланов, на основе обзора известных аппаратов. Дан анализ основных теоретических и практических научных работ по влиянию формы крыла в плане и взаимного положения несущих поверхностей вблизи опорной поверхности на его аэродинамические параметры. Обоснована актуальность работы, сформулирована цель и задачи исследования

В главе 2 представлена методика расчета аэродинамических характеристик крыльев малого удлинения различной формы в плане и систем несущих поверхностей в зависимости от геометрических параметров.

В главе 3 предложена модель формирования облика экраноплана и алгоритм выбора рациональных параметров экраноплана. Представлены результаты расчетов.

Глава 4 посвящена экспериментальному исследованию аэродинамических характеристик несущих систем вблизи экрана. Представлена методика проведения аэродинамического эксперимента: определение аэродинамических характеристик модели; расчет тарировочных коэффициентов для внешних трехкомпонентных тепзовесов при совместном нагружении измерительных каналов; оценка погрешностей измерений. Представлены результаты экспериментов.

В главе 5 посвящена сравнению теоретических и экспериментальных результатов, установке адекватности построенной математической модели, программе выбора рациональных параметров компоновки экраноплана реализующий алгоритм зондирования пространства параметров.

Автор выражает глубокую благодарность коллективу кафедры «Самолетостроение и эксплуатации авиационной техники»; научному руководителю - к.т.н., доценту Гусеву И.Н -за помощь, оказанную при выполнении работы.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

На основе проведенных в работе исследований получены следующие результаты:

1 Разработана методика расчета и получены функциональные зависимости для определения аэродинамических характеристик: коэффициента подъемной силы Су — /(а, к), коэффициента продольного момента = /(а, к), безразмерной координаты аэродинамического фокуса крыла хи=/(а,К)^ коэффициента индуктивного сопротивления = /М как всей системы так и для отдельных несущих элементов, для профилей и крыльев конечного размаха, учитывающих вид несущих поверхностей в плане в частности прямоугольных, треугольных с углом поперечного У<0 или У>0

2 Разработана методика расчета и получены функциональные зависимости аэродинамических характеристик несущих поверхностей различной формы.

2.1 Решены линейные стационарные задачи безотрывного обтекания для крыла прямоугольной формы в плане, крыла треугольной формы в плане с углом поперечного У>0 и У<0, получены численные значения аэродинамических коэффициентов су (а,Ь) и т2 (а,И), относительной координаты аэродинамического фокуса х^с^И).

2.2 Построены функциональные зависимости су=Г(а,Ь), ш^^а.Ь), хрДа,!!) для различных удлинений.

2.3 Получены многочлены, позволяющие определить диапазон углов атаки и относительных высот устойчивого движения несущей поверхности вблизи экрана. Кроме этого сделаны выводы, что для крыльев треугольной формы в плане с углами поперечного У<0 или У>0 наблюдается меньшее смещение аэродинамического фокуса при изменении высоты движения, однако отсутствие шайб на крыльях с углом поперечного У>0 приводит к их худшей несущей способности.

3 Разработана математическая модель выбора параметров экраноплана, методика выбора рациональных параметров методом зондирования гипероктанта варьируемых параметров.

4 Изготовлены трех(двух)компонентные тензовесы, блок измерения и усиления, модели несущих поверхностей. Определены тарировочные коэффициенты и погрешности измерений для каждого типа тензовесов.

5 Построенная математическая модель в диапазоне углов атаки несущих поверхностей 0. .8 градусов дает расхождение с опытными данными менее 0,18 .

6 Создан программный модульный комплекс «Проектирование экраноплана» для расчета взлетной массы, компоновки, аэродинамических характеристик, экономических показателей малых экранопланов типа А с единой силовой установкой с двигателями ПД, ТВД с целью обеспечения выбора рациональных параметров. Позволяющий проводить проектирование и анализ получаемых решений на этапе технического предложения, что позволит не только экономить время на разработке эскизного проекта и рабочего, но и максимально приблизить решение к конечному результату. Кроме того данная программа позволит проводить аэродинамический анализ проекта уже на этапе эскизного проектирования.

7 Используя программный комплекс и разработанный метод выбора рациональных параметров спроектирован экраноплан аэродинамической компоновки «Утка» грузоподъемностью 150 кг и дальностью полета 250км способный двигаться не только в заданном режиме (0,1-0,2Ьа), но и вне экрана. Получены следующие рациональные параметры экраноплана:

- удлинение крыла >>жр=1,9;

- удлинение ПГО Хпго=1,7;

-относительная площадь ПГО Snro/Sro=0,43;

-угол установки крыла 1град;

-угол установки ПГО относительно крыла 3 град;

-вынос оперения по высоте 0,04Ьа;

- плечо ПГО Lnro=2,9.

1. Амосов A.A. Вычислительные методы для инженеров Текст./ Амосов A.A., Дубинский Ю.А., Копченова Н.В.-М.: ФМЛ, 1994- 546с.

2. Антипин М.И. Анализ и выбор аэрогидродинамических компоновок экранопланов Текст. / М.И. Антипин, И.Н. Гусев // Решетневские чтения. Материалы X международной научной конференции. Красноярск: СибГАУ, 2006 с.5-6

3. Антипин М.И. Анализ несущих комплексов экранопланов методом дискретных вихрей Текст./ М.И. Антипин// XV Туполевские чтения Материалы международной молодежной научной конференции. Казань: КГТУ, 2007 с.90-91

4. Антипин М.И. Постановка задачи выбора рациональных параметров экранопланов методом ИПП Текст./ М.И. Антипин// Наука, технологии, инновации. Материалы всероссийской научной конференции молодых ученых. Новосибирск: НГТУ, 2006 с. 91-93

5. Антипин М.И. Анализ несущих поверхностей экранопланов Текст. /М.И. Антипин, И.Н.Гусев //Решетневские чтения Материалы XI международной научной конференции. Красноярск:СибГАУ,2007 с.5-6

6. Антипин М.И. Анализ несущих поверхностей экранопланов Текст./ М.И. Антипин, И.Н. Гусев // ВЕСТНИК Сибирского государственного аэрокосмического университета имени М.Ф. Решетнева. Красноярск, СибГАУ 2008 с.101-105

7. Антипин М.И. Математическая модель выбора параметров при эскизном проектировании экраноплана Текст./ М.И. Антипин, И.Н. Гусев // Решетневские чтения Материалы XII международной научной конференции. Красноярск: СибГАУ, 2008 с. 171-173

8. Антипин М.И. Трех- двухкомпонентные тензовесы Текст. / М.И. Антипин// XVI Туполевские чтения Материалы международной молодежной научной конференции. Казань: КГТУ, 2009 с.92-93

9. Арушанян И.О.Численное решение интегральных уравнений методом квадратур Текст./ Арушанян И.О. -М.: ФМЛ,1999-71с.

10. Аубакиров Т.О. Нелинейная теория крыла и ее приложения Текст./ Аубакиров Т.О., БелоцерковскийС. М., Н и ш т М. И. -Алматы:Гылым,1997.-448с.12