автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.03, диссертация на тему:Динамические модели автожира и нормирование условий нагружения конструкции

На правах рукописи

Калмыков Алексей Александрович

ДИНАМИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ АВТОЖИРА И НОРМИРОВАНИЕ УСЛОВИЙ НАГРУЖЕНИЯ КОНСТРУКЦИИ

05.07.03 - Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

/V-

Казань - 2005

Диссертация выполнена в Институте динамики систем и теории управления Сибирского отделения Российской академии наук и ОАО «Научно- производственная корпорация «ИРКУТ».

Научный руководитель - кандидат технических наук, с.н.с., доцент

Официальные оппоненты:

- доктор технических наук, профессор, Михайлов Сергей Анатольевич;

- кандидат технических наук Симоненко Владимир Алексеевич.

Ведущая организация - ОАО «Казанский вертолетный завод»

Защита состоится « 28 » июня 2005 г. в « 16: 00 » часов на заседании диссертационного совета Д 212.079.05 при Казанском государственном техническом университете им. А. Н. Туполева, по адресу:

420111, г. Казань, ул. К. Маркса, 10.

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

Автореферат разослан «_»_2005 г.

Ученый секретарь

Сомов Евгений Иванович

диссертационного совета к.т.н., профессор

Снигирев В. Ф.

¿о о&Ч

ZG

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность проблемы. С начала 90-х гг. XX века возрождается интерес к автожирам. Современные автожиры, имея более низкую стоимость, приблизились к возможностям вертолета. Этот тип летательных аппаратов (JIA) имеет экономически обоснованную область использования в условиях безаэродромного базирования и специального применения, там, где затруднено или невозможно применение самолетов, а применение вертолетов неоправданно дорого.

Теория автожира - изобретения испанского конструктора Хуано де Ла Си-ервы, была опубликована Глауэртом в 1926 г. и в 1927 г. дополнена Локком. В 20-40-х гг. XX века были получены значительные результаты теоретических и экспериментальных исследований авторотирующего несущего винта (HB). Прочность автожира, как и любого JIA, обуславливается действующими нагрузками, определяемыми его динамикой и условиями применения. В создание научных основ исследования динамики и прочности винтокрылых JIA, в том числе автожиров, внесли важный вклад О.П. Бахов, А.Я. Бахур, Б.В. Богатырев, И. П. Братухин, Л. С. Вшьдгрубе, А. М. Изаксон, Н.И. Камов, В. А. Кузнецов, В.П. Лаписов, A.M. Макаревский, М.Л. Миль, А.Н. Михайлов, В.Г. Петрунин, А.П.Проскуряков, Н.К.Скржинский, В.Г.Табачников, А.М.Черемухин, В.И. Шай-даков, С.Н.Шишкин, Б.Н.Юрьев-, F.J. Bailey, W.Jr. Castles, R.P.Coleman, A. Ges-sow, De Leeuw, J.B. Wheatley, G. Sissingh, C. Peck, G.C. Myers и другие ученые.

Теоретические и экспериментальные работы по автожирам практически прекратились после II Мировой войны - в то время вертолет оказался более эффективным JIA. Таким образом, динамика движения автожира, особенности которой определяются непостоянством частоты вращення авторотирующего HB со и существенными нелинейностями, остается не вполне изученной, отсутствует и заметный опыт эксплуатации этих JIA. Наименее исследованы такие режимы, определяющие прочность, как маневрирование, разбег, прыжковый взлет, комплексное исследование которых стало возможным с появлением быстродействующих ЭВМ. Вопросы нормирования нагрузок на автожир не являются детально изученными как в теоретическом, так в практическом аспектах. Прямое применение «вертолетных» норм по отношению к автожирам не всегда целесообразно. Из изложенного следует, что данная работа является актуальной и своевременной.

Цель работы. Разработка математических моделей и методов нормирования условий нагружения автожира на неустановившихся режимах полета.

Задачи работы: 1) построение математических моделей автожира, позволяющих моделировать его управляемое движение на неустановившихся режимах и определять внешние нагрузки; 2) проведение комплекса исследований и определение сочетаний полетных параметров, обуславливающих нагружение автожира, выявление особых и критических режимов, разработка расчетных случаев и эксплуатационных ограничений.

Методы исследования. При проведении исследований применялись мето-

РОС НАЦИОНАЛЬНАЯ I вИБЛНаТЕКА I

ды матричной алгебры, конечных элементов, статистической обработки данных, критерий устойчивости Раусса -Гурвица; широко использованы методы численного моделирования.

Достоверность и обоснованность. Обоснованность научных положений и достоверность полученных результатов достигается применением апробированных гипотез и математических методов и подтверждается сравнением результатов моделирования с аналитическими решениями и данными летных испытаний автожира А-002; методическими исследованиями имитационной модели. Полученные результаты не противоречат имеющемуся опыту эксплуатации автожиров и согласуются с опытом создания и совершенствования вертолетов.

Научная новизна. Научная новизна заключается:

1) в построении математической модели автожира, позволяющей моделировать управляемое неустановившееся движение и определять нагрузки;

2) в полученных результатах и выводах, а именно:

- предложенной методике нормирования условий нагружения автожиров с помощью «диаграммы предельных сочетаний», связывающей изменение перегрузки, частоты вращения НВ и скорости полета;

- выявленных характерных для автожира расчетных случаях, особенностях динамики и критических режимах полета, не описываемых однозначно в существующих нормах прочности винтокрылых ЛА;

- результатах параметрических исследований влияния основных параметров НВ на располагаемую перегрузку автожира при маневрировании;

- определении целесообразной перегрузки при маневре и максимального и целесообразного значения взлетной массы прыжкового взлета на основе исследования баланса энергии этих режимов.

Практическая ценность. Представленные в работе методы исследования и аналитические соотношения являются теоретической основой определения условий нагружения. Полученные результаты позволяют создавать математические модели автожира; повысить эффективность проектирования, доводки и испытаний этого типа ЛА; увеличить весовую отдачу. Автором совместно с А.П. Татарниковым предложены и конструктивно проработаны новые технические решения, защищенные патентом на изобретение.

Реализация результатов работы. Полученные результаты реализованы в виде комплекса программ для ЭВМ и использованы при проектировании автожиров А-002 и А-002М в ОКБ легкой авиации Корпорации «ИРКУЪу, при проведении испытаний автожира А-002 во ФГУП «СибНИА им. С.А. Чаплыгина»; внедрены в учебный процесс на кафедре аэродинамики и конструкции ЛА Иркутского высшего военного авиационного инженерного училища и кафедре самолетостроения и эксплуатации авиационной техники Иркутского Государственного технического университета. При непосредственном участии автора реализована имитационная модель автожира в виде компьютерного пилотажного стенда; выполнены расчеты; в теоретическом плане отработаны методики пило-

тирования, используемые при обучении летного состава СибНИА, Корпорации «ИРКУТ», при составлении эксплуатационной документации, программ летных испытаний; разработаны программы летно- прочностных испытаний.

Апробация работы. Основные результаты работы докладывались на научных семинарах ИДСТУ СО РАН (Иркутск, 2001-2003); на 12-й Байкальской международной конференции «Методы оптимизации и их приложения» (Иркутск, 2001); на X Всероссийском семинаре по управлению движением и навигации ЛА (Самара, 2002); на УШ Четаевской международной конференции «Аналитическая механика, устойчивость и управление движением» (Казань, 2002); на Юбилейной научно- технической конференции ФГУП СибНИА (Новосибирск, 2004). Диссертация в целом докладывалась и обсуждалась на заседании научного семинара ИДСТУ СО РАН (Иркутск, 2005); научно-техническом семинаре ОКБ ЛА «Корпорации «ИРКУТ» (2005), на расширенном заседании кафедры строительной механики летательных аппаратов КГТУ- КАИ (2003); на заседании кафедры аэродинамики и конструкции ЛА Иркутского высшего военного авиационного инженерного училища (2005); на заседании кафедры самолетостроения и эксплуатации авиационной техники Иркутского Государственного технического университета (2005).

Публикации. Основные результаты работы опубликованы в 16 печатных работах (14 в соавторстве). Личным вкладом диссертанта в совместные работы является математическое описание и анализ динамики движения автожира, разработка программного обеспечения, определение расчетных режимов, получение и анализ результатов эксперимента, их сравнение с расчетными данными.

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из перечня принятых сокращений, введения, четырех глав, заключения, списка использованной литературы (147 наименований) и тринадцати приложений. Объем основного текста составляет 152 стр.

Основные положения, выносимые на защиту. На защиту выносятся:

- математическая модель пространственного движения автожира;

- результаты параметрических исследований располагаемой перегрузки;

- полученные аналитические соотношения для возмущенного продольного движения автожира;

а также методики:

- задания расчетных условий на основе диаграммы реализуемых сочетаний и описание расчетных случаев, характерных для автожира;

- энергетической оценки прыжкового взлета и маневра «ввод в горку».

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении описывается проблема, обосновывается актуальность темы исследования, формулируются цели и задачи, дается краткий обзор работ по этому направлению.

В Главе 1 дается описание имитационной модели автожира (ИМ), используемой в качестве основного инструмента исследований и анализируются ре-

зультаты моделирования. При описании движения используются стандартная связанная система координат (СК) ОХУХ и дополнительные СК, связанные с осями частей ЛА, в частности, вращающаяся СК лопасти ОлХлУл2л (рис. 1). Автожир в полете рассматривается как твердое тело, имеющее 7 степеней свободы, включая вращательную степень свободы НВ. В математической модели применяется подход, при котором корпус рассматривается как твердое тело, а карданный НВ заменяется его равнодействующей, рассматриваемой как одна из внешних сил, действующих на корпус (пилон). Влияние махового движения на динамику автожира учитывается углами дополнительного отклонения конуса лопастей НВ Да/, ДА/ при криволинейном движении.

Таким образом, движение корпуса автожира описывается шестью стандартными уравнениями пространственного движения в проекциях на оси связанной СК и дополнительным уравнением углового ускорения НВ:

<1(01Ш = Шкр11р, (1)

где Мкр а +Мкр г - Мщ, - крутящий момент НВ; Мкра - аэродинамический крутящий момент; 1Р- осевой момент инерции НВ; Мтр- момент трения; Мкр./=-1р-а((И1Х Ь1 -со¡-а/) - дополнительный крутящий момент инерционной природы; сох г- угловые скорости автожира; а/, Ь/- амплитуды 1 гармоники

е: ^ *

Рис. 1. Основные СК автожира махового движения, рассчитываемые аналитически. Компенсация взмаха учитывается пересчетом параметров НВ в плоскость эквивалентного винта.

Тяга и крутящий момент НВ Мкра рассчитывается непосредственным интегрированием по сечениям лопасти в общем итерационном цикле расчета средней индуктивной скорости V, ср на каждом шаге Д/ интегрирования по времени. Расчет производится для N азимутов, полученные значения усредняются за оборот НВ. Значения аэродинамических коэффициентов сопротивления Схг и подъемной силы Суг в сечении задаются функциями местных угла атаки аг и числа Мг по данным круговой обдувки профиля в рамках гипотезы стационарности. Моделирование зоны концевых потерь осуществляется уменьшением Суг на конце лопасти по эллиптическому закону. Распространение результатов моделирования ограничено значением Или, = 0,3.

Нелинейная модель авторотирующего НВ учитывает неравномерность поля индуктивных скоростей, задаваемых в виде воронкообразного распределения и скосов. Вклад каждого закона задается коэффициентами// и/¡, так зависящих от режима работы ц = Ур сое а.р, что на осевых режимах остается только осесимметричное распределение (/}=!), а на больших скоростях - только скосы.

Коэффициенты/, и/г определяются экспериментально. Здесь обозначено: Ур-воздушная скорость у ротора; Ур =Ур/аЯ; Я-радиус НВ, ар - угол атаки НВ. Выражение для местной индуктивной скорости имеет, таким образом, вид = + ( 1 + {^со5\уа+^¡пуЛ-'Шц)], (2)

где кх и к^ - градиенты продольного и поперечного скосов; \|/й - угол азимутального положения лопасти (рис. 1); г = г / Л - относительный радиус сечения.

Изменение индуктивной скорости при криволинейном движении учитывается поправками рД/ и рД/:

р„ Д; = (35» / 2р 5«, Я2) ■ (кл /ц)- со„ / (0, (3)

где статический момент лопасти относительно оси горизонтального шарнира; р -плотность воздуха; 5^-ометаемая площадь НВ; £л-число лопастей.

Приближенно учитывается обдув НВ струей маршевого винта. Скорость за винтом принимается равной скорости У2, определяемой по теории идеального винта. Обдуваемая область определяется пересечением конуса НВ со струей, имеющей цилиндрическую форму.

Управляющие параметры модели: положения ручки управления (РУ) циклическим шагом НВ по крену и тангажу, общего шага (ОШ) лопастей ф07, руля направления (РН), рычагов управления двигателем (РУД) аруа и шагом маршевого винта 0.руше\ угол установки стабилизатора фго; усилие на рычаге включения системы раскрутки НВ Рфри1Щ., разовые команды тормоза шасси и НВ.

При пересчете тяги Р силовой установки (СУ) учитывается влияние атмосферных условий и высоты полета Н на мощность двигателя. Значения тяги и потребляемой винтом мощности от положения 0!^ и арушй и скорости набегающего на диск потока определяются по значениям коэффициентов тяги и мощности сечений лопасти пропеллера с учетом экспериментальных данных. Приближенно учитываются силы У^ос^), Хсуфсу), возникающие в плоскости диска при его косой обдувке; а также моделируется приемистость двигателя.

Киль и стабилизатор выделяются в качестве отдельных элементов планера для адекватного учета угловых скоростей автожира, влияния НВ и СУ, в струе которой находится часть размаха консолей оперения. Силы в сечениях поверхностей оперения рассчитываются по данным круговой обдувки.

Значения аэродинамических производных корпуса и сопротивление эквивалентной «вредной пластинки» получены расчетным путем. Подъемная и боковая силы определялись в линейной постановке до углов атаки и скольжения 40°, далее интерполировались уменьшением до 0 при углах 90е. В отсутствии данных продувок такое допущение обосновано тем, что на пилотаже на больших скоростях углы атаки корпуса не превышают 25...40°, а на малых, например, режимах парашютирующего спуска или прыжкового взлета, где могут достигаться большие углы атаки, малы силы корпуса.

Сходимость численного решения исследовалась для случая наибольших достигаемых ускорений автожира при маневре варьированием шага Д/.

Моделированием были выявлены особенности динамики, подтвержденные

впоследствии в испытаниях: тенденция к кабрированию и потере скорости после отрыва; перебалансировка автожира и изменение (О при криволинейном движении; тенденция к переходу в набор высоты при выходе из виража, «клевок» при вводе в пикирование из-за запаздывания снижения частоты вращения НВ.

Для увеличения ю на разбеге, ротор отклоняется назад на большой угол управления 8„ часть диска попадает в струю маршевого винта, что уменьшает «просадку» оборотов НВ в начале движения. Учет этого явления позволяет уточнить расчетные условия нагружения НВ на разбеге. В работе исследовано влияние угла 8„, скорости V и режима работы СУ на величину Мкр а.

В Главе 2 исследуется динамика движения автожира на неустановившихся режимах полета, важных для прочности. При отклонении V, ар и т.д., от исходного режима, изменяется частота вращения авторотирующего НВ, и, соответственно, силы НВ. Для изучения возможности определения условий нагружения с помощью аналитических соотношений, оценки влияния непостоянства со на динамику автожира и качественной оценки особенностей динамики, решается система уравнений возмущенного продольного движения, включающая дополнительное уравнение (1). Пренебрегая изменением р(Н), эти уравнения, записанные в скоростной СК (рис. 2), линеаризуются методом малых возмущений относительно режима установившегося горизонтального полета (ГТТ). Получены^ уравнения в вариациях (индекс «О» означает, что значение переменной относится к исходному'TT^kV^V режиму, индекс «р» в обозначе- \аi ниях переменных относится к НВ (ротору), «к» - к корпусу, «го» - 1 к горизонтальному оперению): Рис. 2. Схема сил, действующих на автожир d(AV)/dt = /nó1 ■ {[Pvcos aM-{Xvp+XvK )]ДV- (Р0 sin а^+Хр" )Аак

+ (PWz-Xpz )-d(A$)/dt-Xp A(ú-m0g АО + F¡}\ (4)

d(AB)/dt=[mo V0]'l-{(Yp +Y? + +Pvs in а„о)ДУ+(У"" +Ука* +Y¿a0" +P0 cos оЫДа, + (Yp< +C* )-d(AQ)ldt +YpA(0+ F2}\ (5)

d2(Ab)ldt2= i;l-{MvzAV+M*"AaK+ Mf'■d(AÜ)/dt+M?A<a +F3}- (6) d(A<a)/dt = Дак+ -d{Ab)ldt+M^p Дсо + F4), (7)

где X, Y- аэродинамические силы частей J1A (индекс «а» опущен для удобства записи); Ü, в - углы тангажа и наклона траектории; т0, /2 - масса и момент инерции автожира; F1...F4 - возмущающие силы и моменты, которые могут быть обусловлены ступенчатым отклонением управления, порывом и т.д. Выражения перед ДУ, Да« и т.д. и отнесенные к т0, m0V0, lz и 1Р, обозначены коэффи-

циентами с,*, где i - номер уравнения по порядку, к - обозначение переменной, при которой стоит коэффициент. При ступенчатом отклонении НВ в ГП на угол Д6„ исключив в с помощью уравнения связи Ад = кв+АаК и используя символ дифференцирования р, уравнения (4) - (7) принимают вид:

AU = - F, где F- вектор внешнего возмущения или вектор управления: [с,у -р) (Сю,* +8) (С1югР ~8) с,а, c2v (р+с2ак) (Сги>г-^)Р с2ш

C3V с3ак (cla>zp-p2) С3ш C4V с4ок С4шг Р (С40-Р)

Характеристическое уравнение системы (8) Д(р) = 0 запишется в виде: a¡p3 + а4р4 + a3p3 + а2р2 + a¡p + ао = 0. (9)

Вещественный корень характеристического уравнения (9) находится численно, после чего степень уравнения понижается до четвертой, решение которого известно. Выражения для коэффициентов а5.. .ао приведены в Главе 2.

С помощью алгебраического у устойчив критерия Раусса- Гурвица по значе- —;_

ниям коэффициентов характеристи- '

с- неустойчив ческих уравнении определена об- q ^__^ ■ ;

ласть устойчивости автожира А-002 ' 1-«= var~j I

(линия 1, рис. 3) в сравнении со слу- q ^g__2-о>= const__J_

чаем, когда не учитывается измене- ' 150 200 250 300 350 Х0,мм ние (о (линия 2), в зависимости от ско- Рис. 3. Область устойчивости автожира роста V0=V0 / (üR и центровки хо- Изменение частоты вращения НВ приводит к сохранению устойчивости движения до более задних положений ц.м. из-за затрат части кинетической энергии JIA на изменение со при возмущении.

Приближенно- аналитическое решение переходного процесса при ступенчатой перекладке НВ в ГП сравнивается с численным (Д8,= +1°; V0= 0,3; хо = 250 мм). В данном случае значения частных производных НВ и параметров исходного режима определены с помощью ИМ. Изменение ар относительно угла атаки корпуса ак учитывалось углом отставания Дая(шг)= -8сог /(улшо), где у,» массовая характеристика лопасти.

Характеристическое уравнение (9) имеет вещественный кореньp¡ = п0< 0 и комплексно сопряженные корни р2,з = СО] i; р4 ¡ = п2 ± üh'"; где n¡ < 0; п2< 0; ü)i > 0%; n¡ < п2. Корень p¡ определяет сильнозатухающее апериодическое движение; пара комплексно сопряженных корней р2 з характеризуют быстрозатуха-ющее короткопериодическое движение автожира, корни p4¡¡ - слабозатухающее длиннопериодическое. Общее решение уравнений (8) принимает вид:

ДU = Л(,ие"^ +А,иещ1 -sin (coif + cp„i) + А2ие"''-sin (0)гГ + ср„2) + Д(/г, (10) где í/e {V, а*, д, а)}.

Частное решение неоднородной системы (9), то есть приращения парамет-

ДУ Fi Pi -Xp"fmo

V Да* Рг Pi Ypp/(m0V0)

л Дд Ръ » % М°р/1г

Да) Ра h M%4lr

ургой^ив

не] 'СТОЙЧИВ XX^. J <

1-o)= vaTH 2-0)= const i

150 200 250 300 350 х0,мм

ров движения ДГ/, после окончания переходного процесса имеет вид:

Д£/=Д„/Д(р), (11)

где Д„ - определители, полученные из главного определителя Д(р) (8) заменой соответствующих столбцов правыми частями уравнений. Устойчивый ЛА колебательно или апериодически переходит на новый режим, по установлению которого прекращается изменение параметров полета, что соответствует обращению в нуль всех членов с производными. Для определения реакции ЛА на управляющее воздействие в выражениях (11) нужно положить р = 0: Д£/г= Дн / Д(0) = (0) -Д5,; где И^ (0) - передаточная функция при р = 0;

^2(сЗо>с4<х, -съакс4и>) + ръ(сыс1ак ~с4ак^м) + (^За,~с2акс3ю) ¿л V г— у

С1У (с3(0с4ак _сЗа(гс4ш) + сЗу(с4й)с2а)г ~~ с4ак с2а) + С4У (с3ак с2ш ~ с2ак с3ш)

И'дб (0)- ~сЗа.с4<|)) + Мгй5'(с4ас2а, ~ с4ак с2ч> ) + (сЪак сЪо ~ с2а, С3си ) .

" С2У (с3шс4а, ~ с3а, с4а ) + СЗУ (с*шс2ак ~ с4а„ с2ш ) + С4У (с3а, с2ш ~ с2а„ с3ш )

Да _ Рг(с*дрЪУ-сга>с*у) + рг^с*Ус2е,-сгУсАа) + р^сЪ<йс2У ~с2(0с3у) ■ с2а„ (с4шсЗУ ~~ сЗсос4У ) + с3а, (с4Ус2ш ~~ С2У с4о>) + с4ак (сЗй)с2У ~ с2шсЗУ ) Д(0 ^2 (с3ак С4У ~ с4а, СЗУ ) + ГЪ (с4«„ С2У ~ С2а„ С4У ) + ^4 (с2ак СЗУ ~ с3а„ С2У )

с2и> (с3аж С4У ~ с4а„ СЗУ ) + с3ш (с4а, с2У ~ с2ак с4У ) + с4ш (с2ак СЗУ ~ с3ак С2У )

ДФГ = +(с;у /«>ДУГ + (с1а<( +g)(Aaкr/g) +С1ш(ДСО,/*). (12)

Используя уравнение связи Ддг = Д9Г + Аакг к выражению (12), получим дег= 1-х?' + (0)+С] (0) + с/4,И$ (0)]-Д8„/я = < (0)-Д8„.

о /с б о

Постоянные интегрирования (10) определяются из начальных условий. Полученные зависимости параметров полета от времени и фазовая диаграмма пу((о) в сравнении с результатами моделирования приведены на рис.4,а-г.

Приближенно- аналитическое решение дает качественно правильное описание переходного процесса. Период колебаний параметров движения автожира, определенный с помощью ИМ, превышает период, полученный аналитически, из-за значительной взаимосвязи продольного и бокового движений. Между аналитическим решением и численным имеются существенные количественные расхождения, обусловленные нелинейностью характеристик автожира.

Таким образом, исследования режимов, определяющих прочность, с быстрым и значительным изменением параметров полета, целесообразно проводить с помощью математического моделирования, так как область применения аналитического решения весьма ограничена, а сложность сопоставима.

Из-за больших достигаемых перегрузок в качестве основного маневра рассмотрен ввод в горку (выход из пикирования). Он характеризуется нарастанием нормальной перегрузки, раскруткой НВ и потерей скорости (при выводе из пикирования достигается несколько большая перегрузка, чем при той же скорости ввода в горку, так как в этом случае медленнее теряется скорость). Маневр вы-

полняется на скорости У0 увеличением угла атаки НВ на угол Д8в за время Тру.

-ю

Г— аналитическое решение i - -численное моделирование

Рис. 4, а. Изменение V(V<f53 м/с) 2,00

0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 S0 55 60

Рис. 4, в. Изменение перегрузки

1,25 i

Ханалидаиоюе ищите

-1 -0 8 -0,6 -0,4 -0.2 0 0.2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 1,6 1,8 du, рад/с

Рис. 4, б. Изменение ю (соо = 35,6 рад/с) рис. 4, г. Диаграмма пу (со)

Увеличение центробежной силы сдерживает возрастание изгибающих моментов на карданной втулке при горке, но из-за скоротечности процесса обороты НВ не достигают равновесных. Зависимость изменения пу и ñ в процессе маневра с указанием соответствующей Пу" этим сочетаниям скорости V, назовем 3 0 «диаграммой предельных сочетаний» (рис. 5), где ñ=n !п0\ п0 - частота вращения НВ в ГП (применение символов 2,0 со и и равнозначно). Полученная нормированная диаграмма определяет реализуемые условия нагружения втул-1 g . ки НВ автожира. Линии 1-4 построены для Д8,= 2,5°; 5°; 10°; 15°. Макси-0,51 1,0 1,1 1,2 1,3 мумы пу и п достигаются неодновре- Рис.5. Диаграмма предельных сочетаний менно. Для прочности критичны сочетания максимальной перегрузки при минимально возможной частоте вращения. Диаграмма, полученная аналитически (рис. 4, г), качественно верно отражает ее характерные особенности.

Для иллюстрации физической достижимости полученных значений нормальных перегрузок и сравнительной оценки режимов, выполнен анализ распре-

деления местных углов атаки и площади срыва на диске НВ ?ср - Гср /5а„ при нарастании пу. В работе оценено влияние на срыв криволинейного движения автожира; получены зависимости площади срыва от V, пу, угла и темпа перекладки НВ и его характеристик. Выявлено, что область срыва располагается в комлевых, малонесущих частях лопасти с малыми числами М, а значительная раскрутка НВ при маневре, сдерживающая увеличение аг, потеря скорости, малый угол установки лопасти и небольшая удельная нагрузка на ометаемую площадь способствуют возможности реализации на автожире относительно больших пу. В начале маневра прирост пу опережает увеличение со, поэтому максимальная площадь срыва зависит от 8„ и достигается раньше п™х. Из-за опережающего роста перегрузки по-сравнению с увеличением частоты вращения НВ, а, следовательно, и вызванного этим увеличения разгрузочного действия центробежной силы, максимальный изгибающий момент на карданной втулке НВ может достигаться раньше максимума пу, что необходимо учитывать при расчете на прочность. Перегрузка и раскрутка НВ увеличиваются с ростом скорости ввода в горку (рис.6, область ограничения по п^ заштрихована), стремясь к величине, определяемой несущей способностью НВ и Рис. 6. Располагаемая перегрузка и рабочими значениями Мг. Взаимосвязь максимальная частота вращения НВ параметров движения при маневре позволяет контролировать пу косвенно, в частности, по частоте вращения НВ. Ее предельное значение ограничено прочностью, запасом по флаттеру, возможными резонансами при больших значениях (0, и определяет соответствующее ограничение перегрузки: и™* =2,7 при У0= 0,21; я™ =2,3 при У0=0,3 (Д5,< 6°). Достижение больших значений пу ограничено и другими неблагоприятными явлениями: существенной перебалансировкой автожира, увеличением вибраций и нагрузок и т.д. Так, при некоторой величине сог и достигаемого на вводе в горку значительного угла атаки корпуса при малой поступательной скорости автожира, стабилизатор может оказаться на «сры-вных» углах атаки, а нескомпенсированный кабрирующий момент корпуса и НВ привести к явлению, напоминающему «подхват». Для обеспечения парирования нарастающего кабрирования необходимо предусмотреть достаточность хода РУ «от себя». Важно отметить такое явление, как уменьшение зазора между конструкцией и лопастями НВ после прохождения автожиром верхней точки горки, когда при взятии РУ «на себя» для парирования ю,< 0 складываются отклонение НВ из-за отставания конуса и управляющее отклонение 5„. Явление усугубляется снижением со после выхода из горки.

Значительное изменение со на разбеге и в полете усложняет обеспечение

отсутствия резонансов лопасти и частей автожира с гармониками возбуждающих сил во всем диапазоне рабочих оборотов НВ. Увеличение деформаций лопасти и раскрутка НВ при маневре, приводящая к увеличению чисел Мг и смещению фокуса вперед, уменьшают запас по флаттеру, который целесообразно оценивать для моментов ввода в горку на У™* и достижения л™ах и ятах.

Затраты кинетической энергии автожира Ат0 (У02 - )/2 на раскрутку НВ АЛ;/в = /,, (со^-©о) / 2 приводят к уменьшению энергетической выгодности динамического набора высоты (индекс "О" относится к моменту времени ввода в горку, "1"- к моменту достижения верхней точки). С другой стороны, отсутствие режима сваливания и избыток оборотов НВ в верхней точке горки позволяет реализовать на автожире кратковременное зависание. Доля затрат энергии ДАнв зависит от интенсивности горки, поэтому наибольшая эффективность маневра обеспечивается в определенном диапазоне относительно небольших перегрузок (соответствующих п <1 в верхней точке), но действующих более длительное время. Реализация больших пу, хотя и возможна, но нецелесообразна из-за быстрой потери скорости. На основе баланса энергии (13) рассчитан коэффициент использования энергии Г\= А„1 (ААК+ ЛАНВ + АСу), рис. 7: АСу +ЛЛ* +ААНВ= Ап+А^шрь, (13) Д

Ч 04

где АСу= \PVdt - полезная работа СУ; 0'3

'о 0,2

то^ЬН - полезная работа автожира; Апотерь- потери энергии. " Эффективность горки также мож- Рис. 7. Коэффициент использования но оценить приростом высоты ДЯ и энергии при горке (У0= 0,3) средней динамической скороподъемностью. Расчетные значения ДЯ при горке в зависимости от среднего темпа потери скорости подтверждаются экспериментальными результатами, полученными при испытаниях

автожира А-002 (рис. 8), где Дг=/;-г0. 0 5 _0 4 0 3 _0 2 ^ 0

Таким образом, эксплуатационная Темп потери скорости I (в*Л) перегрузка может быть уменьшена без Рис. 8. Сравнение с экспериментом потери маневренности автожира. Ограничение пу может быть осуществлено установкой демпферов для уменьшения темпа перемещения РУ, сужением диапазона управления НВ за счет включения стабилизатора в контур продольного управления, использованием автоматических систем в управлении и т.д.

В Главе 2 показано, что перегрузка автожира возрастает медленнее увеличения скоростного напора на вводе в горку (Д8„ =сопб1); определены достигаемые значения сог и ар от Д5„ и УЬ. Выполнена оценка вклада корпуса в создание

! "

\

•

о ИМ, \/-190 км/ч ♦ Эксперимент, \Л=180 195 км/ч - Полиномиальный, ИМ !

I

перегрузки, проведены параметрические исследования и получены зависимости располагаемой перегрузки при вводе в горку от момента инерции НВ 1Р, коэффициента заполнения ол, удельной нагрузки на диск ром, угла установки лопасти ф07; как для у>= const, так и для соответствующего изменения ул. Полученные зависимости представлены для относительной скорости V0= 0,3 и абсолютной Vu= 190 км/ч (соответствует ц. ~ V0= 0,3 при параметрах А-002). Так, выявлено, что при увеличении 1Р перегрузка уменьшается из-за меньшей раскрутки НВ за время маневра. Увеличение ром от значения, при котором при данных V0 или Ц располагаемая перегрузка максимальна, приводит к уменьшению перегрузки и возрастанию срыва; несущая способность винта уменьшается, так как возрастают рабочие значения аг и соR. Очевидно, что автожиры с большой нагрузкой на диск частично утрачивают свои маневренные возможности.

Под располагаемой перегрузкой в работе понимается наибольшая физически реализуемая в данных условиях (без учета эксплуатационных ограничений) перегрузка неустановившегося режима при максимальном (практически неосуществимом), ступенчатом увеличении угла управления Л5в или ОШ фо7.

Маневр «ввод в горку» из-за значительного увеличения нагрузок является расчетным и для других частей автожира. При горке увеличиваются нагрузки на узлы крепления СУ от гироскопического момента маршевого винта. Парирование тенденции к развороту приводит к необходимости значительных отклонений РН и увеличению несимметричных нагрузок на оперение.

При увеличении ОШ или маневрировании с увеличенным углом ОШ, площадь срыва существенно возрастает. Такие режимы, в частности, прыжковый взлет, крайне неблагоприятны для прочности несущей системы автожира, так как увеличение пу в этом случае сопровождается падением частоты вращения НВ и уменьшением запаса авторотации. Выделены характерные расчетные случаи (рис. 9): 1) раскрутка НВ до üw ¡ j-1-'-

при ф07 = min; 2) подрыв ОШ; 3) мо- re-----—-1 - -----i---у

мент достижения Шщщ в полете. . -, -{. //

Очевидно, что для повышения эф- ts ¡ i ' / , '

фективности взлета подрыв ОШ дол-|£~* " 1 \Т

жен выполняться максимально быстро —j—------------¡—У - '1

(в противоречии с прочностью). Чтобы ]'р /rL,___¡_[J__

не допустить опасного падения частоты о!з —— LJ I '

вращения после взлета, шаг НВ должен0,8 Й5 о',7 о,к o!e о,es oJ~~o,h "То быть своевременно уменьшен; падение Рис. 9. Диаграмма предельных соче-тяги НВ парируется увеличением ар. таний при прыжковом взлете

Энергетическая оценка дает возможность ограничить массу автожира при прыжковом взлете целесообразным значением, при превышении которого более выгодным становится взлет с разбегом, в частности, исходя из потребной взлетной дистанции. Это упрощает обеспечение прочности, в то же время автожир сохраняет возможность эксплуатации в перегрузочном варианте с испо-

3 i .... ———Г'—' —'г.......... ______1___ 1 , / ! у i M -2 "i И

0,

l3i->—■ 65 0,7 0, '5 0 _U i 8 0,85 0,9 0, 95

Рис. 9. Диаграмма предельных сочетаний при прыжковом взлете

льзованием разбега. За счет запасенной энергии ротора ДАнв > 0 и работы СУ совершается набор высоты АН и разгон автожира от 0 до скорости V;:

АСу+ААнв = А„ + ААк+Аттерь. (14) 77 Т~'"Ч

Энергетическая эффективность оце- °25' нивается по моменту прохождения низшей о,20- V.

точки траектории. В этом случае положи- о 15-тельное значение коэффициента использо- 010. вания энергии т]= А„ /(АСу +&Анв -ДА) сви- 0 05. детельствует о физически реализуемом

взлете. Эффективность использования эне- 4,5 5,о 5 5 б о 6.5 7,о 7 5 е ргии уменьшается с ростом взлетной мае- Рис. 10. Энергетическая эффективен (рис. 10), выраженной через «энергети- ность прыжкового взлета ческое качество» Е=^рам /Р0, где Р0= Ро/то -стартовая тяговооруженность.

В Главе 3 рассмотрены вопросы прочности и ресурса, предложен ряд расчетных случаев, приведены некоторые требования к конструкции, определены критические режимы полета (в частности, условия, способствующие потере авторотации, резкому возрастанию изгибающих моментов на карданной втулке НВ, опасному уменьшению зазоров между лопастями и конструкцией).

Важными для прочности являются режимы с увеличением нагрузок на карданный НВ при малой частоте вращения и большой скорости: это разбег и взлет с недораскрученным НВ. Такие режимы опасны увеличением амплитуды махового движения, а увеличение летчиком ар для раскрутки НВ приводит к дополнительному уменьшению зазора между лопастями НВ и конструкцией. Требования РЛЭ должны оговаривать минимальное значение частоты вращения НВ, безопасное для начала разбега и давать значения опасных сочетаний V- п.

На вводе в горку (выводе из пикирования) кратковременно обеспечиваются существенно большие значения пу, обусловленные динамикой аппарата и мало зависящие от избытка тяги СУ, чем, например, в вираже. Но, как показано в работе, из-за значительного увеличения нагрузок даже за малое время действия вносится заметная повреждаемость, приводящая к ускоренной выработке ресурса. Для расчета показателей надежности и оценки ресурса была собрана статистика опытной эксплуатации автожира А-002, обработаны экспериментальные данные по динамике выполнения горки на автожире, получены продолжительности действия перегрузки и повторяемость режимов, определены условия на-гружения. На примере анализа карданной втулки А-002 выполнено сравнение режимов по вносимой повреждаемости. Напряжения в нерегулярной зоне (ре-сурсоопределяющих точках) определялись методами конечно-элементного анализа с помощью системы М5С Nastran У4.0. В расчете применялся метод структурных схем и гипотеза линейного суммирования повреждаемостей.

В Главе 4 проведено сравнение результатов моделирования с расчетами по теории Глауэрта- Локка и экспериментом, проводимого с участием автора. В организации и проведении испытаний автожира А-002 была задействована ис-

пытательная бригада ФГУП СибНИА. На автожире устанавливалась система бортовых измерений. Сравнение с экспериментом производилось по частоте вращения НВ ш(У) в ГП и на ветровых испытаниях; по балансировочной зависимости 5„(V); по динамике раскрутки НВ на разбеге (о(У, 8„); полярам набора и снижения, сопоставлением качественных оценок особенностей пилотирования.

В Приложении 1.1 описан ряд СК, приведен анализ точности и затрат вычислительных ресурсов для разных методов численного интегрирования. В Приложении 1.2 приведены исходные данные. В Приложении 1.3 описаны математические модели частей автожира. В Приложении 1.4 вынесены численные результаты расчета влияния обдува НВ и оценки сходимости. В Приложении 2.1 приведены выражения для частных производных, их численные значения, параметры установившегося ГП и корни характеристического уравнения в зависимости от У0 и х0. В Приложении 2.2 вынесены результаты расчета баланса энергии. В Приложении 2.3 проведена оценка влияния раскрутки НВ при увеличении перегрузки на границы изгибно-крутильного флаттера для изолированной лопасти. Показано уменьшение запаса по флаттеру при маневре. В Приложении 3.1 приведены значения нагрузок на втулке НВ автожира А-002. В Приложении 3.2 представлены результаты расчета втулки НВ на прочность. В Приложении 3.3 приведены численные результаты расчета показателей надежности и ресурса. В Приложении 4.1 приведено описание системы бортовых измерений. В Приложении 4.2 приведены данные испытаний автожира А-002 с лопастями вертолетов Ми-34 и «Ансат». В Приложении 5.1 приведены Акты внедрения (от ОАО «Корпорация «ИРКУТ», ФГУП СибНИА, ИВВАИУ, ИрГТУ).

В Заключении сформулированы основные результаты работы.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ И РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ

Диссертационная работа посвящена актуальной теме комплексного исследования условий нагружения автожира на неустановившихся режимах полета. Получены следующие результаты.

1) Реализована в виде компьютерного пилотажного стенда имитационная модель автожира - эффективный инструмент исследования неустановившихся режимов, важных с точки зрения прочности. Определены основные особенности динамики управляемого движения, подтвержденные впоследствии в летных испытаниях А-002, выполнено сравнение результатов моделирования с натурным экспериментом. Получено достаточное соответствие.

2) Для нормирования условий нагружения предложена параметрическая «■диаграмма предельных сочетаний». Разработаны расчетные случаи, характерные для автожиров. Предложены и используются конкретные рекомендации и методики выполнения полета. Выявлены и исследованы критические режимы.

3) Проведены параметрические исследования влияния основных параметров НВ на располагаемую перегрузку автожира при маневрировании. Показано, что на автожире могут быть реализованы относительно большие значения пу. Даны рекомендации по конфолю и ограничению перегрузки и установлению

летных ограничений.

4) Исследованы взаимосвязи параметров полета при маневре и определены их достигаемые значения, что позволяет нормировать и определять внешние нагрузки, действующие на каркас автожира со стороны закрепленных на каркасе агрегатов, аэродинамических поверхностей, грузов и т.д.

5) На основе анализа баланса энергии определены энергетически целесообразная перегрузка маневра; максимальная масса прыжкового взлета и взлетная масса автожира (выраженная в виде показателя «энергетического качества»), при которой выгоднее изменить методику взлета с прыжкового взлета на взлет с разбегом. Это позволяет ограничить область применения «точечного» взлета и не рассчитывать конструкцию на необоснованно завышенные нагрузки.

6) Обработаны статистические данные по опытной эксплуатации автожира А-002, определены ожидаемые условия эксплуатации. Выполнено сравнение режимов по вносимой в конструкцию карданной втулки HB повреждаемости. Обработаны экспериментальные результаты выполнения маневра «горка».

7) Получены аналитические соотношения для возмущенного продольного движения автожира; исследованы корни характеристического уравнения движения. Показано, что изменение частоты вращения HB повышает запас устойчивости автожира и оказывает существенное влияние на его динамику движения. Полученные результаты позволяют оценивать характеристики аэродинамической компоновки автожира при проектировании и могут служить основой для разработки автоматических систем управления, что даст возможность уменьшения маневренных нагрузок путем ограничения нормальной перегрузки.

Диссертация выполнена в ОКБ| ■

легкой авиации «Корпорации «ИР-1¿^¡^^¿yi-s- '¡äStZJ " / г КУТ» при проектировании автожира ЖМ/. ,, 9Щ$;'

А-002 (рис. 11), проходящего в настоя- "'U * - - •• .^.г

щее время летные испытания (первый полет выполнен 06.07.2002 г). Авто-' жир демонстрировался в полете на авиасалоне МАКС-2003. Наличие заказов и положительные результаты Рис. 11. Трехместный автожир А-002 испытаний позволили начать производство установочной серии А-002М.

СПИСОК РАБОТ, ОПУБЛИКОВАННЫХ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

1. Калмыков A.A. Реализуемые сочетания перегрузки и раскрутки несущего винта автожира // Известия ВУЗов. Авиационная техника, 2004, № 2. С. 6-9

2. Патент РФ № 2235662. МПК 7 В 64 С 27/48. Втулка несущего винта. / Заявка № 2002121976, приоритет от 12.08.2002 г. А.П. Татарников, A.A. Калмыков. Дата публикаций сведений о заявке: 10.04.2004, Бюл. № 10. Дата публикаций сведений о выдаче патента: 10.09.2004, Бюл. № 25

3. Сомова Е. С., Калмыков А. А. Границы флаттера и дивергенции лопастей несущего винта автожира с учетом смещения фокуса от числа Маха // Известия ВУЗов. Авиационная техника, 2002, № 2. С. 7-12

4. Калмыков A.A., Полынцев O.E., Сомов Е.И. Моделирование продольного управляемого движения автожира // Актуальные проблемы авиационных и аэрокосмических систем, 2002, №1 (13). С. 38-56

5. Калмыков A.A., Полынцев O.E., Сомов Е.И. Имитационное моделирование петли Нестерова на автожире // Актуальные проблемы авиационных и аэрокосмических систем, 2002, №1 (13). С. 56-66

6. Калмыков A.A. Математическое моделирование пространственного управляемого движения автожира//VIII Четаевская международная конференция «Аналитическая механика, устойчивость и управление движением». Тезисы докладов. Издательство КГТУ им. А.Н. Туполева, Казань. 2002. С. 172

7. Калмыков A.A. Особенности взлетных режимов автожира, имеющего заднее положение центра масс // Сборник трудов X Всероссийского научно- технического семинара по управлению и навигации ЛА, Самара, 2002. С.279-284

8. Д. Беляш, А. Калмыков, О. Полынцев, А. Татарников. Автожир А-002 // Авиация общего назначения, 2001, № 10. С. 32-39

9. Калмыков A.A., Полынцев O.E., Бутырин С.А. Моделирование «прыжкового» взлета автожира // Труды 12-й Байкальской международной конференции. Секция «Управление ЛА и их системами». Иркутск, 2001. С.43-48

10. Калмыков A.A., Полынцев O.E., Ранцан Я.Я. Моделирование петли Нестерова на автожире // Труды 12-й Байкальской международной конференции. Секция «Управление ЛА и их системами». Иркутск, 2001. С.48-54 П.Калмыков A.A., Полынцев O.E., Сомов Е.И. Динамика движения автожира при отказе двигателя // Труды 12-й Байкальской международной конференции. Секция «Управление ЛА и их системами». Иркутск, 2001. С.54-58

12. Калмыков A.A., Полынцев O.E., Сомов Е.И., Ранцан Я.Я. Особенности динамики взлетных режимов автожира // Труды 12-й Байкальской международной конференции. Секция «Управление ЛА и их системами». Иркутск, 2001. С.58-65

13. Калмыков A.A., Полынцев O.E., Татарников А.П. Имитационная модель продольного управляемого движения автожира // Труды 12-й Байкальской международной конференции. Секция «Управление ЛА и их системами». Иркутск, 2001. С.65-70

14. Полынцев O.E., Калмыков A.A., Ранцан Я.Я. Распределение аэродинамических характеристик по диску авторотирующего HB // Труды 12-й Байкальской международной конференции. Секция «Управление ЛА и их системами». Иркутск, 2001. С.123-127

15. Полынцев O.E., Калмыков A.A., Татарников А.П. Определение нагрузок на систему управления автожиром//Труды 12-й Байкальской международной конференции. Секция «Управление ЛА и их системами» Иркутск, 2001. С.127-131

16. Полынцев O.E., Ранцан Я.Я., Калмыков A.A. Расчет нагрузок на втулку HB автожира в плоскости вращения//Труды 12-й Байкальской международной конференции. Секция «Управление ЛА и их системами». Иркутск, 2001. С.131-135

17. Полынцев О. Е., Калмыков А. А. Иркутский автожир // Вертолет, 2000, №3. С. 20-22.

Заказ № 98 , тираж 100 экз. Лицензия ПЛД № 40-61 от 31.05.98 Ризограф ИСЭМ СО РАН 664033, Иркутск, Лермонтова, 130

»-9455

РНБ Русский фонд

2006^4 25591

Принятые обозначения.

Введение.

Глава 1. Математическая модель пространственного управляемого движения автожира.

§ 1.1. Системы координат и уравнения движения.

§ 1.2. Математическая модель автожира.

§ 1.3. Оценка сходимости результатов имитации.

§ 1.4. Исследование распределения характеристик авторотации по диску НВ и ^ основных режимов полета.

Выводы к Главе 1.

Глава 2. Динамика неустановившихся режимов полета автожира.

§ 2.1. Аналитические исследования динамики возмущенного продольного движеиия автожира.

§ 2.2. Динамика маневрирования автожира.

§ 2.3. Срыв потока по диску НВ при нарастании перегрузки.

§ 2.4. Энергетическая оценка эффективности динамического набора высоты.

§ 2.5. Влияние характеристик НВ и автожира на располагаемую перегрузку.

§ 2.6. Прыжковый взлет.

Выводы к Главе 2.

Глава 3. Условия нагружения, прочность и ресурс автожира. ф

§ 3.1. Расчетные условия нагружения автожира.

§ 3.2. Нагрузки и прочность карданной втулки НВ.

§ 3.3. Оценка ресурса втулки НВ.

Выводы к Главе 3.

Глава 4. Сравнение результатов моделирования с экспериментом.

§ 4:1. Опытный автожир А-002 с лопастями вертолета Ми-34.

§ 4.2. Опытный автожир А-002 с лопастями вертолета «Ансат».

Выводы к Главе 4.

S - площадь аэродинамической поверхности; фго- угол установки консоли ГО (фго > 0, если носок отклонен вверх).

Размеры, характеризующие положения частей оперения относительно ц.м. автожира, маршевого винта, НВ и корпуса, даны в описании ММ этих агрегатов в Приложении 1.3.

Управление

Хв - положение ручки управления в продольном канале относительно нейтрального положения.

Хв > 0 при отклонении РУ от нейтрального положения вперед; Хк - положение РУ в канале крена. Хк> 0 при отклонении от нейтрального положения влево; Хн - положение педалей в путевом канале. Хн > 0 в положении «правая педаль вперед»; 5„ - угол отклонения ротора относительно конструктивной оси втулки в канале тангажа; 5в > О при отклонении ротора назад; 5, - угол отклонения НВ относительно конструктивной оси вбок; дк > 0 при отклонении влево; S>Рн - угол отклонения РН; 8/)„> 0, если при повороте РН задняя кромка РН при виде сзади отклоняется вправо; ctpyd - положение РУД.

Силовая установка

N - мощность СУ, л.с.;

Р, Ро - текущая и статическая (при V = 0) тяга СУ; Р0 = Ро/то - стартовая тяговооруженность автожира; сОсу\ Псу - угловая скорость вращения СУ (с'1) и частота вращения винта (об/мин). Положительное направление при вращении маршевого винта по часовой стрелке при виде сзади; Dcy - диаметр маршевого винта, м; а' - коэффициент тяги сечения лопасти маршевого винта; Р' - коэффициент мощности сечения лопасти маршевого винта; ав = Р (кгс) / (р D^y ) - коэффициент тяги маршевого винта;

5 г 15N (л.с.) / (р пс D^y) - коэффициент мощности маршевого винта; пс - частота вращения пропеллера, об/с; XC=V/ (ticDcy) - относительная поступь винта; сч - текущий часовой расход топлива, кг/ч; Vp=o - скорость нулевой тяги СУ;

Усу - расстояние по оси Y от точки ротора до центра пропеллера вниз;

Ycy = Yo- Усу - расстояние по оси Y между ц.м. и центром пропеллера. Усу > 0, если ЛДС тяги проходит выше ц.м. (т.е. создает пикирующий момент). Хсу - расстояние по оси X от точки ротора до центра пропеллера назад; Хсу = хо + Хсу - расстояние по оси X от ц.м. до центра пропеллера; фгу - конструктивный угол наклона оси пропеллера; (рсу > 0, если вертикальная составляющая тяги направлена вверх; {Усу} - компоненты скорости диска маршевого винта; V2 - скорость за винтом.

Характеристики шасси fтр.кач/тр.ск - коэффициент трения качения, скольжения при движении по ВПП; гк - радиус колеса.

Аэродинамические характеристики сечений лопасти (индекс «а» опущен)

Су - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки, рад"1; а0 - угол атаки нулевой подъемной силы профиля;

Схр^ - средний коэффициент профильного сопротивления; vir - местная индуктивная скорость;

Ухг, Vyr - воздушная скорость в сечении г вдоль плоскости вращения НВ и по нормали к ней; Uг=^Vx2r +V* ; Mr— Uг I а - полная скорость в сечении; число М потока в сечении лопасти; Фг - угол притекания потока в сечении г; аг = фл + Фг - местный угол атаки лопасти в сечении г;

Суп Cxr - коэффициенты подъемной силы и аэродинамического сопротивления сечения г; АСхр - коэффициент, учитывающий ухудшение профиля лопасти в эксплуатации; Cr = ^СуГ + С2Г - коэффициент аэродинамической силы сечения.

Массовые и инерционные характеристики ротора и лопасти твт, шанс = твт + кл-тл- масса лопасти, втулки НВ и АНС соответственно, кг; 1гш - момент инерции лопасти относительно оси общего ГШ, кг-м ; 1Р - момент инерции ротора относительно оси вращения, кг-м2; Sau - статический момент лопасти относительно оси общего ГШ, кг-м; qn - погонная масса лопасти, кг/м.

Геометрические характеристики ротора и лопасти кл - количество лопастей; R, D- радиус и диаметр ротора, м; S0M - л/?2 - ометаемая площадь НВ; г; r = г! R- радиус сечения лопасти (м); относительный радиус; го - расстояние от оси вращения до узлов крепления лопасти к втулке, м;

Дг; - длина комлевого участка, м;

Дгг - длина переходного участка от комлевой части к профильной, м; г/ = го + Arj - расстояние от оси вращения до конца комлевого участка;

Г2 = г\ + Дгг - расстояние от оси вращения до начала профильного участка; bo, Ьо7 — хорда комлевой части лопасти и в сечении г = 0,7, соответственно, м; фо - угол установки комлевой части лопасти относительно плоскости вращения (угол ОШ);

Pq7 - угол установки лопасти в сечении г =0,7 при нулевом угле установки комлевой части;

Ф07= Фо + Ф07 Угол установки лопасти в сечении г = 0,7;

ФоГ - угол установки эквивалентной прямоугольной незакрученной лопасти;

Дф = ф0 - ф°7 - геометрическая крутка лопасти; аок - конструктивный угол конусности втулки;

1з12113 12 1 kA= \br dr\ кв = \Ьг dr; kc = \brdr; Av=\br фrdr\ B*=\br фrdr\ C* = \btyrdr

0 0 0 0 о 0

- коэффициенты перехода к эквивалентной лопасти; br; br = Z?r/Z?o7-хорда лопасти в сечении г (м); и ее относительное значение; ф г - угол установки лопасти в сечении г, рад;

Ф?= Фг-ос0 - аэродинамический угол установки лопасти в сечении г, рад.

Относительные характеристики ротора Ром. = т0/ Som - удельная нагрузка на ометаемую площадь; кг/ м2; ал = клЬ01/пЯ - коэффициент заполнения ротора;

Yo = Cyp0b01R4 / 21 гш - массовая характеристика лопасти у земли в условиях МСА; ул = у0 • А - массовая характеристика лопасти при плотности воздуха Д; В - коэффициент концевых потерь.

Коэффициенты махового движения, рад ао - средний угол конусности; я;. bj- углы завала конуса в продольном (назад) и поперечном (влево) направлениях; а2, - косинусный и синусный коэффициенты движения лопасти по второй гармонике.

Кинематические параметры НВ, обозначения индуктивных скоростей со, п - угловая скорость ротора (с"1) и частота вращения (об/мин), соответственно; Vp={ Vps} - вектор скорости ротора в связанных осях НВ, параллельных связанным центральным осям автожира с компонентами Vps; s = x,y, z\

4 Vp = yjv*p + Vyp + ; Vp = Vp /u)R -воздушная скорость у ротора и ее относительное значение; к - коэффициент компенсации взмаха; аР у Рр углы атаки и скольжения ротора;

- угол азимутального положения лопасти, отсчитываемый от конструктивной оси автожира;

- угол «воздушного» азимута, отсчитываемый от оси, повернутой на угол скольжения Рл = ao-aj cos Xfa-bi sin cos b2 sin 2ya . -угол взмаха лопасти; dfij,/dt = ay(aj sin - bj cos \j/a) + 2to (a2sin 2\j/a -62cos 2\\fa). - угловая скорость взмаха; \a=Vp cos dp - безразмерная скорость вдоль плоскости диска (коэффициент режима работы); X = Vp sin CLp- vicp - безразмерная скорость по нормали к диску (коэффициент протекания); vicp» vicp = v,. /со/? - средняя индуктивная скорость НВ (м/с); ее относительное значение;

2(H) - коэффициенты, учитывающие неравномерность распределения индуктивной скорости по диску НВ; Pz^i, Px^i - поправки M.JI. Миля при повороте автожира по тангажу и крену.

Интегральные коэффициенты ротора t,h,s- коэффициенты тяги, продольной и боковой сил соответственно; У

Up = u • оур#- S0M' (CO/?) / 2 - тяга ротора, продольная и боковая сила соответственно; где U=T, Н, S; и = t, h, s;

Нагрузки на втулку НВ

Nyo — значение центробежной силы;

Мх, Му - изгибающие моменты в плоскости тяги и вращения; Qyjl- перерезывающая сила на узле крепления лопасти.

Индекс «m» относится к среднему значению нагрузки (постоянной составляющей); «а» - к амплитуде переменной части нагрузки.

ВВЕДЕНИЕ

Прочность автожира, как и любого J1A, определяется действующими нагрузками, обусловленными динамикой J1A, его маневренными возможностями и условиями использования. В диссертационной работе исследуется динамика движения автожира на неустановившихся режимах полета, определяющих его прочность, с целью развития научной основы для нормирования условий нагружения. Особенности динамики обусловлены непостоянством частоты вращения НВ на режиме авторотации и разделению источников пропулъсивной и подъемной силы. Для решения поставленных задач автором разработан инструмент исследования - имитационная модель пространственного управляемого движения автожира (ИМ). Ее адекватность подтверждается результатами летных испытаний опытного автожира А-002. Исторический обзор и современное состояние проблемы

В связи с бурным развитием конструкции автожира в конце 20-х - начале 30-х гг. -изобретения испанского конструктора Хуано де Ла Сиервы - появились работы по изучению теории авторотирующего винта. Теория автожира была опубликована Глауортом в 1926 г. [116]. В 1927 г. ее развил и дополнил Локк [125]. Можно также отметить несколько работ итальянских аэродинамиков (Ферари, Пистолези, Уго- де- Кариа), частично затрагивающие авторотирующие винты, но все они, за исключением работ Глауэрта и Локка, рассматривают работы винтов с лопастями, не имеющих махового движения.

Предположение о неравномерности распределения индуктивной скорости по диску при полете вперед в виде скосов (минимальное значение индуктивной скорости на передней кромке диска и максимальное на задней, и что она изменяется между этими точками линейно), используемое и сейчас в упрощенных аэродинамических моделях НВ, предложил Глау-эрт в работе [116]: v,- (г ,\|/л) = у,-ср-+ К-г cos ул).

Хотя эту гипотезу Глауэрт выдвинул еще в 1926 г., она до сих пор приемлема для простого описания поля индуктивных скоростей НВ. Выражение для К предложено в работах Castless и de Leeuw [111], Coleman'а [112]:

К =(4/3)-(ц/Х)-[ц/Х-1,2]1.

Теорию Глауэрта последовательно расширяли и уточняли [117, 118]. Работа Уитли [133] расширила анализ, данный Глауэртом и Локком, устранив ряд допущений. Даются следующие уточнения теории.

1) Анализ расширен применением к лопастям, имеющим крутку по линейному закону.

Это было сделано введением выражения 0 = 0О + 0] (г / R) в уравнения для элементарных тяги и сопротивления лопасти, где 0о - угол установки в комле и 0i = 6W„4- 0о.

2) При расчете тяги ротора введен метод определения концевых потерь по выражению В= 1 - Ъконц.12R. Зиссинг предложил выражение [128J: В = 1 - (2 / 3) •hojtR.

3) Члены, содержащие вторую гармонику махового движения, сохраняются, как и степени |х, включая четвертую.

4) Предложен метод приближенного определения влияния обратного обтекания возвращающейся лопасти. Это сделано путем интегрирования выражений сил и моментов НВ по частям [20, c.152J.

5) Другое новшество, введенное Уитли - определение сопротивления НВ с помощью метода энергий. Вместо определения продольной силы Н Уитли вычислил сумму энергий, затрачиваемых при создании тяги, и потерь, возникающих от сопротивления лопастей, по сравнению со всей энергией, затрачиваемой на несущий винт за одну секунду XV, где Х- эквивалент сопротивления НВ.

6) Было рассмотрено влияние индуктивного потока на характеристики НВ. Так как винт ведет себя как крыло, то логично ожидать возрастания индуктивной скорости при протекании потока от передней кромки к задней. Уитли изучил простейший случай изменения индуктивной скорости, когда ее величина меняется по линейному закону при перемещении от передней кромки диска к задней, причем среднее значение скорости остается таким же, каким было при рассмотрении равномерного распределения индуктивной скорости. Проведенные эксперименты подтверждали хорошее совпадение этой гипотезы с практикой.

Колемап [112] аналитически определил величину К, необходимую для вычисления махового движения и объяснения вибраций при переходе от режима висения к полету вперед, связанных с перестройкой поля индуктивных скоростей.

Хотя в работе Уитли расширена и ясно изложена теория несущего винта, формы, в которых даны уравнения, мало пригодны для инженерного использования. В работе Бейли [106] эта теория уточняется и ей придается форма, удобная для инженерных расчетов [20, с. 152]. Бейли нашел, что можно получить значительные упрощения, если все выражения свести к трем параметрам, полностью определяющим условия работы НВ: jx, А, и ф. Параметры в формулах некоторых характеристик НВ, как, например, углы конуса ао и бокового завала Ъ\ и члены высших гармоник махового движения, пропорциональны массовой характеристике у.

В результате анализа ряда летных происшествий, связанных с движением шарнирно- закрепленных лопастей при маневрировании автожира, появилась необходимость в изучении махового движения лопастей и сохранения авторотации в тех случаях, когда автожир маневрирует. Такая теория - теория несущего винта с шарнирным креплением лопастей при криволинейном движении - была разработана M.J1. Милем в 1939 г. |53]. В 1940 г. А.Н. Михайлов разработал метод эквивалентного НВ, упрощающего приложение теории Локка к НВ, снабженному автоматом перекоса [57].

В нашей стране исследованиям теории авторотирующего винта посвящены работы [12J-[14], [24], [40], [46]-[53],[57], [66], [78], [89], [96]. В 20-40-х гг. XX века проводится большой объем экспериментальных исследований по автожирам и роторам. Исследуются различные режимы полета, измеряется маховое движение, выполняются продувки профилей, лопастей и НВ в аэродинамических трубах, измеряются нагрузки: [34], [40], [66], f 1021, [103], [105], [114], [119]- [121], [131]-[133], [134], [ 135]—[ 142], [143]- [147], [104], [115], [126] и др.

Наличие на JIA шарнирного НВ значительно усложняет изучение его динамики. Так, винтокрылый JIA с шарнирным креплением лопастей имеет 2п+1 степеней свободы [23, с.25]. Определение аэродинамических сил и моментов корпуса осложняется влиянием на него НВ.

Применение теории Глауэрта - Локка [12, 106 и др.] к исследованию НВ приводит к неточностям, связанным с допущениями этой теории. Использование более точных моделей существенно усложняет расчетную схему и требует больших вычислительных ресурсов. Тем не менее, несмотря на отмеченные трудности, благодаря трудам отечественных и зарубежных ученых, развитию вычислительной техники [59, с.66] и экспериментальной базы, к настоящему времени получены значительные результаты, позволившие создать достаточно подробное математическое описание динамики движения вертолета. Наиболее важные из задач исследования динамики вертолета были изучены в работах [52, 53, 55] (динамика криволинейного движения НВ), [76, 77] (устойчивость вертолета и НВ), [11, 48] (методы расчета балансировки и устойчивости вертолетов при проектировании) и многих других.

В работе [3] получены уравнения движения вертолета в больших перемещениях относительно шести координат фюзеляжа, угла поворота втулки НВ и углов поворота каждой лопасти относительно горизонтального и вертикального шарниров. Благодаря тому, что полученные общие уравнения движения составлены в больших перемещениях, возможно исследование динамики пространственного неустановившегося движения вертолета [55] и динамики несущих винтов при больших углах отклонения лопастей относительно ГШ и ВШ fl 13].

Ранее наиболее полно динамика НВ была учтена в уравнениях, выведенных А. П. Проскуряковым [77]. Для режима висения и малых скоростей полета были получены уравнения относительно обобщенных координат конуса винта, а для режима ГП - уравнения продольного движения без учетов членов с первыми и вторыми производными от обобщенных координат конуса винта. Динамика движения лопасти относительно ВШ при этом не учитывалась.

Успешное решение этих задач до появления ЭВМ стало возможным благодаря созданию относительно простых расчетных моделей, в которых содержались основные свойства изучаемых явлений.

Особенности пилотирования винтокрылых JTA с шарнирным винтом и присущая этому типу НВ неустойчивость стимулировали нормирование динамических характеристик вертолетов. Так, в США существуют военный стандарт MIL-H-8501A, который определяет характеристики устойчивости и управляемости для вертолетов [22], [127].

По мере совершенствования винтокрылых JTA шла работа по созданию их норм прочности. Одни из первых официальных утвержденных отечественных норм [60] были выпущены ЦАГИ в 1948 г. В основу этих норм прочности были положены материалы, разработанные в течение ряда лет А.Я. Бахуром, Б.В. Богатыревым, И.П. Братухиным, A.M. Изаксоном, Н.И. Камовым, В.А. Кузнецовым, В.П. Лаписовым, М.Л. Милем, А.И. Макаревским, Н.К. Скржин-ским, A.M. Черемухиным, С.Н. Шишкиным и изданные впервые в трудах ЦАГИ за № 594 под названием «Рекомендации по расчету на прочность винтокрылых аппаратов». В этих нормах были предусмотрены такие случаи нагружения вертолетов и автожиров в полете:

Случай Ал (для вертолетов). Случай предусматривает планирование аппарата с подачей мощности на ротор на малом шаге, с последующим резким увеличением общего шага и мощности. Эксплуатационная перегрузка в зависимости от параметра q.Jp составляет величину от 3,0 до 2,5 ед. [60, с.11].

Случай А'л. Полет на авторотации. Резкий разворот; пэу = 3,0 [60, с. 14].

Нормирование нагрузок на вертолеты определяется отечественными нормами НЛГВ-2 [61]. Определяющим при маневре является случай Ш-л «Выход из планирования». Нормами задаются скорость маневра и максимальная эксплуатационная перегрузка (3,0 ед.). Для легких вертолетов и автожиров (нормальная категория, взлетный вес до 2720 кг) существуют Авиационные правила, часть 27 (АП-27, FAR-27), и английские нормы по автожирам [110].

Активные работы по автожирам постепенно прекратились после II Мировой войны. Вертолет оказался более эффективным J1A, из-за чего дальнейшее развитие теории автожира утратило свою актуальность. Таким образом, динамика движения автожира, особенности которой определяются непостоянством частоты вращения НВ ш и существенными нелинейно-стями, остается малоизученной. В первую очередь это относится к неустановившимся режимам полета, таким, как маневрирование [27, 31], разбег [26, 32, 46], прыжковый взлет [29, 49, 142], глубокое комплексное изучение которых стало возможным с появлением быстродействующих ЭВМ. В это то же время в нашей стране и мире отсутствует заметный опыт эксплуатации автожиров, в первую очередь относительно тяжелых, трехместных и более.

Из изложенного следует, что вопросы нормирования нагрузок на автожиры не являются досконально изученными ни в теоретическом, ни в практическом аспектах, а использование «вертолетных» норм по отношению к этому классу JIA не всегда целесообразно.

Для развития научной основы по нормированию нагрузок на автожиры на неустановившихся режимах, в данной работе проводится определенный комплекс исследований.

Из-за больших достигаемых значений перегрузки пу в качестве основного типового маневра рассмотрен неустановившийся маневр кабрирования: ввод в горку (вывод из пикирова-ния)[ 10, с.43], [84, с.296], [19, 58, 62, 90, 92]. Он характеризуется нарастанием нормальной перегрузки одновременно с раскруткой НВ и потерей скорости [27], [31]. Из-за скоротечности процесса обороты НВ не достигают равновесных для данной пу значений. Достигаемая перегрузка, величина раскрутки НВ и потеря скорости при маневре связаны между собой, а возможность определения этих границ позволит адекватно задавать расчетные условия для втулки НВ. Раскрутка НВ увеличивает разгрузочное действие ЦБ- силы, в результате чего сдерживается возрастание изгибающих моментов на узле крепления лопасти при карданной схеме втулки. К моменту достижения максимума перегрузки пу частота вращения НВ превышает свое равновесное значение в ГП, а скорость полета V существенно меньше скорости ввода в горку Vo. Для прочности втулки НВ наиболее критичны сочетания «максимальная перегрузка при минимально возможной частоте вращения НВ».

Режим «выход из планирования» является одним из основных расчетных случаев и для вертолета [19, с.29], [58]. В Нормах прочности вертолетов [61] принимается: «™х= 3,0; раскрутка НВ п = птах / Ином =1,2 на скорости 1,15 Vmax. При этом поперечная сила, действующая на пилон, принимается равной 15% тяги НВ, а боковая - 7,5 % тяги НВ.

Значительное изменение частоты вращения авторотирующего НВ при маневре усложняет расчет ротора автожира из-за необходимости обеспечить отсутствие резонансов лопасти во всем диапазоне рабочих оборотов [27, 31]. Увеличение деформаций лопасти и раскрутка НВ при маневре, приводящая к увеличению числа М в сечениях лопасти и неблагоприятному смещению фокуса, уменьшают запасы по флаттеру [55, с.357], [88], см. Приложение 2.3.

Крайне неблагоприятны для прочности и опасны с точки зрения потери авторотации режимы с увеличением пу и падением оборотов НВ, такие как прыжковый взлет, включая этапы подрыва1 шага при взлете и момент достижения минимума оборотов НВ в полете с повышенным значением общего шага [29], [49], [142].

Характер изменения располагаемой перегрузки по скорости у автожира отличается от вертолета [62, 90, 92], так как не определяется изменением избытка мощности. В современных нормах прочности винтокрылых J1A, в частности, АП-27 (и.27.337(a)) и английских нормах [110], задается максимальная эксплуатационная перегрузка л™" =3,5.

Малая удельная нагрузка на ометаемую площадь НВ автожира, небольшой угол установки лопасти, раскрутка НВ при маневре, сдерживающая рост местных углов атаки, расположение срыва в комлевых, малонесущих частях, потеря скорости, способствуют возможности реализации больших перегрузок, чем можно было бы ожидать, исходя из рабочего значения коэффициента тяги НВ t. Располагаемая перегрузка растет с увеличением скоростного напора, стремясь к определенной величине, определяемой несущей способностью НВ и запасом оборотов НВ по раскрутке. Таким образом, важно определить возможности автожира по созданию перегрузки, установить взаимосвязь параметров при маневре, определить критерии и способы ограничения пу в эксплуатации.

Карданная втулка2, используемая на А-002\ обладает рядом преимуществ, однако из-за консольного крепления лопастей [15] происходит быстрое увеличение изгибающего момента в комлевой части при увеличении перегрузки. На горке (выходе из пикирования) кратковременно обеспечиваются существенно большие значения пу, чем при выполнении виража, где относительно небольшая перегрузка пвуир' определяется избытком тяги СУ [10, 62, 84, 90].

При этом продолжительность виража может быть длительной, зависящей от решаемой задачи. Время же действия перегрузки при выполнении горки мало и обусловлено динамикой аппарата. Но из-за значительного увеличения силовых факторов даже за малое время действия может вноситься заметная повреждаемость, приводящая к ускоренной выработке ресурса.

1 Термин «подрыв» (общего шага), как общепринятый, используется для обозначения увеличения общего шага при вертикальной посадке вертолета. Здесь этот же термин (без кавычек) используется и для обозначения увеличения общего шага при прыжковом взлете автожира

2 Патент РФ № 2235662. МПК 7 В 64 С 27/48. Втулка несущего винта. / Заявка № 2002121976, приоритет от 12.08.2002 г. А.П. Татарников, А.А. Калмыков. Дата публикаций сведений о заявке: 10.04.2004, Бюл. № 10. Дата публикаций сведений о выдаче патента: 10.09.2004, Бюл. № 25.

3 Для получения численного результата используются характеристики и конструктивные особенности опытного автожира А-002, разработанного в ОКБ легкой авиации ОАО «Корпорация «ИРКУТ»

Для обеспечения требуемой вероятности безотказной работы деталей на этапе проектировании автожира [56, 86] должны быть определены условия нагружения и значения параметров движения при выполнении различных этапов полета, получена статистика продолжительности этих режимов в эксплуатации и достигаемых перегрузок прототипа; определены действующие напряжения в ресурсоопределяющих точках и рассчитана вносимая повреждаемость на каждом режиме [44, 86, 93].

Маневр «горка» является расчетным и для других частей автожира: увеличиваются нагрузки на пилон и систему управления. При выполнении горки достигаются большие угловые скорости кабрирования [31], приводящие к увеличению нагрузок на узлы крепления СУ, обусловленных гироскопическим моментом маршевого винта. Парирование тенденции к развороту приводит к необходимости значительных отклонений руля направления и увеличению несимметричных нагрузок на оперение. При некоторой величине сог в совокупности с большим углом атаки корпуса, сечения стабилизатора могут оказаться на «срывных» углах атаки, что вызовет появление нескомпенсированного кабрирующего момента. Такой режим полета напоминает «подхват» и для парирования нарастающего кабрирования может не хватить запаса отклонения РУ «от себя» [10], [26].

Рассматриваемые режимы маневрирования, определяющие прочность, характеризуются быстрым и значительным изменением параметров, большими угловыми скоростями автожира, существенными нелинейностями, взаимосвязью бокового и продольного движений, расширением области срыва на диске НВ. Это делает весьма сложными аналитические исследования. Изучение режимов маневрирования целесообразно осуществлять с помощью математической модели, учитывающей наибольшее число факторов, и подтверждать результаты серией летных экспериментов [27, 30]. Таким образом, для решения поставленных задач должен быть создан инструмент, позволяющий моделировать управляемое движение автожира. Экспериментирование с математической моделью, а не с реальным объектом, ведет к значительной экономии материальных ресурсов. Вычислительный эксперимент неподвластен каким- либо ограничениям, на его возможности ограничения накладывает лишь мощность ЭВМ. При этом математическая модель может быть испытана в любых ситуациях, которые в реальной жизни по соображениям безопасности вряд ли удастся воспроизвести. Наиболее продолжительным, опасным и дорогостоящим этапом при разработке JIA является летный эксперимент, поэтому особенно важно именно здесь применять математическое моделирование. Отметим, что между традиционными методами - аналитическим и физическим экспериментом, нет противоречия. Каждый из этих методов имеет преимущества и недостатки, нахо

15 дящиеся в неразрывной диалектической связи. Задача исследователя состоит в том, чтобы используя их во взаимной связи, прийти к цели наиболее рациональным путем. В этих условиях математическое моделирование выступает как объединяющий фактор [59 , с.61].

Располагаемая перегрузка автожира зависит от его динамических свойств. При перекладке управления на увеличение угла атаки ротора Д8в происходит возрастание пу. После окончания перемещения командного рычага и удержания его в том же положении, автожир продолжает какое-то время кабрировать, увеличивая пу. Заброс перегрузки и характер переходного процесса после прекращения действия внешнего возмущения зависят от характеристик динамической устойчивости автожира. Частота вращения НВ из-за его инерционности изменяется с отставанием по фазе от изменения полетных параметров. Таким образом, непостоянство частоты вращения НВ влияет на динамику движения автожира. Для исследования переходного процесса производится анализ линеаризованной системы уравнений возмущенного продольного движения автожира, включающей дополнительное уравнение углового ускорения ротора, а выражения для сил и продольного момента учитывают изменение О). Характеристическое уравнение данной системы ДУ имеет пятый порядок.

При выполнении маневра динамического набора высоты (горки), осуществляемого за счет потери скорости автожира, часть энергии кинетической энергии JIA, которая могла бы пойти на увеличение высоты полета, затрачивается на раскрутку ротора. Очевидно, что величина раскрутки НВ, и соответственно, доля затрат кинетической энергии автожира различна в зависимости от интенсивности выполнения горки. Таким образом, существует такое оптимальное значение пу, при котором маневр выполняется наиболее эффективно, наиболее полно потеря кинетической энергии аппарата используется для его подъема. При ограничении перегрузки автожира в эксплуатации целесообразно ограничить пу целесообразным значением. Актуальность темы

В настоящее время благодаря тому, что автожиры по своим свойствам приблизились к возможностям вертолета (за исключением режима висения), имея более низкую стоимость, во всем мире наблюдается развитие автожиров. Безусловно, самолет, обладая более высоким аэродинамическим качеством, лучше приспособлен для экономически оправданного решения транспортной задачи. Однако в условиях безаэродромного использования и специального применения вертолет [54], и в определенной степени - автожир - имеют свою экономически обоснованную область использования. До недавнего времени применение автожиров рассматривалось исключительно как использование их в туристических, развлекательных и спортивных целях. Области применения современного автожира может быть дано такое определение: это использование автожира там, где затруднено или невозможно применение самолетов, а применение вертолетов неоправданно дорого.

На автожире по сравнению с вертолетом потенциально реализуема более высокая весовая отдача. Так, на WA-116-T в июне 1971 г. был осуществлен полет, в котором была достигнута весовая отдача 68,5% (вес пустого составлял 108,8 кг; взлетный - 341,5 кг) [41].

Автожир подходит для выполнения селъхозработ благодаря возможности устойчивого полета на малых скоростях, нечувствительности к ветру и атмосферной турбулентности, возможности произвести посадку без пробега и «перепрыгнуть» внезапно возникшее препятствие за счет потери скорости, не опасной для автожира. Известны сельскохозяйственные варианты автожиров, например, В-8МА «Агрикоптер» фирмы «Бенсен» и «Агрикоптер» фирмы «Напьер». В России ООО «НИК» (г. Жуковский) в инициативном порядке разрабатывает сельскохозяйственный автожир.

Автожиры активно использовались в 30-х годах [34, 47, 49, 96, 109]. Опыт проектирования и эксплуатации автожиров существенно подтолкнул развитие вертолетов. Почти все основные конструктивные решения при разработке вертолетов были получены на автожирах, в частности, применение шарниров на лопастях. Затем с середины 40-х годов, автожиры про-мышленно практически не производились. В послевоенное время интерес к этим J1A уменьшился из-за бурного развития вертолетов, оставивших позади автожиры по своим возможностям. Тем не менее, за это время было построено большое количество как любительских 1-2 местных аппаратов, так и автожиров промышленной постройки различных моделей. За это время были сертифицированы три типа автожиров, из которых серийно строились Aero&Space 18А и McCullogh J2 (примерно по 100 аппаратов). Для военных целей английской фирме Venom Бундесвером была заказана серия автожиров. Известен беспилотный автожир-мишень NV-101 фирмы Нортроп (США), выпущенный небольшой серией (первый полет совершил в 1963 г). Американская фирма «Bensen» специализируется на создании легких и простых по конструкции автожиров, предназначенных для использования индивидуальными владельцами. Этой фирмой выпускались и продолжают выпускаться большой серией (в основном в виде наборов для самостоятельной сборки) автожиры, буксируемые с помощью автомобиля В-8 «Gyroglider» или моторной лодки «Gyrobout». Эти дешевые и простые аппараты хорошо себя зарекомендовали на протяжении более многих лет эксплуатации. В ФРГ производились испытания автожира WFG-H2, предназначенного для исследований. Широко распространен в мире канадский двухместный автожир RAF-2000.

Можно перечислить достаточно большое количество зарубежных фирм США, Канады, Италии, Франции, Великобритании, ФРГ, ЮАР, Финляндии, занимающихся автожирами: Air Command International; Rotor Flight Dynamics; Kaman; Sport Copter; Ken Brock Manufacturing; Vortech; Farrington Aircraft Company; Rotor Hawk Industries; Groen Brothers Aviation; Bill Parsons Gyros; Barnett Rotorcraft; CarterCopters; Aircraft Designs; Bensen; McCullogh; Magni Gyro; Flight Products; Motodelta; Averso Aviation; Megret; Air-Copter; Rotary Air Force; Cha-yair Manufacturing & Aviation; Rotorcraft; Venon; Capital Copter; Wallis; Napier; Brooklend; Campbell; Akin; WFG; Тервамаки-Эролла; Mac Candles; Вигал, Krauss; Rotary Flight International; Joe Souza Gyroplanes; GYROTech; Jim Montgomerie Gyrocopters и другие.

В России пока только ОКБ JIA Корпорации «ИРКУТ» занимается производством, постройкой и испытаниями автожиров промышленной постройки и имеет Сертификат Разработчика и лицензию на производство автожиров (серия 01-А-АТ-Р, № 000001; дата принятия решения о выдаче 16.04.2004). Активно разрабатывают, производят и используют автожиры ОКСБЭС МАИ, фирмы «Аэромеханика»; «АэроАстра»; ООО «НИК»; «Альтек -Авиа».

Простота конструкции и отсутствие трансмиссии, обеспечивающие высокую живучесть, хорошая маневренность и меньшие ограничения по реализации маневренных возможностей по сравнению с вертолетом, позволят найти применение автожиру в военных целях [33].

Автожиры А-7 имели боевое применение в 1941 г. под Ельней. Во время II Мировой войны на немецких подводных лодках использовался буксируемый автожир для увеличения обзора. Армией США исследовались возможности применения автожира YG -1 [143], [145].

В современную эпоху за рубежом ведутся работы по использованию автожиров в военных целях. По данным [41, с.20], три автожира фирмы Уолисс (модификации W-116) в 1990 г. получили положительную оценку научно- исследовательского института вооружений Англии для использования в качестве разведчика и для оценки потерь на поле боя. В 1985 фирма Уолисс начала разработку модификации WA-116/X в качестве разведывательного аппарата. Требования предусматривали возможность круглосуточной всепогодной эксплуатации и наличие очень низких уровней вибраций. Была проведена серия испытательных полетов. Программа WA-116/X нацелена на создание автожиров нового поколения, оборудованных для ночных полетов и обеспеченных широким диапазоном датчиков. Предусмотрено применения модификаций этих автожиров в военных целях и в интересах полиции. Так, WA-117R-R в 1987 г. применялся при выполнении задач, осуществляемых по контрактам министерства обороны, в частности, для всепогодной круглосуточной разведки. Он оборудован ИК датчиком фирмы British Aerospace, наземной линией передачи данных в реальном масштабе времени и 70-мм фотокамерой. В 1988 г. на автожире WA-122 (R-R) на месте заднего Сиденья была установлена фотокамера F-52 с длиннофокусным объективом (900 мм) с целью проведения экспериментов по проведению разведки.

Комплекс характеристик, присущих автожиру: простота пилотирования, отсутствие режима сваливания, крутые траектории набора и снижения, возможность взлета без разбега и вертикальной посадки - делает автожир востребованной и нужной машиной [4|. [70].

В то же время пока не вполне изучены вопросы нормирования нагрузок на автожир, что позволяет считать данную работу актуальной и своевременной.

Диссертационная работа выполнена в ОКБ легкой авиации H1IK «ИРКУТ» в процессе проектирования автожира А-002, проходящего в настоящее время летные испытания. Atagf. Первый гголет выполнен 06,07.2002 г. Автожир демонстрировался в полете на авиасалоне МАКС-2003. Наличие заказчиков и положительные результаты испытаний позволи- % '""'iw-:, ли начать производство партии А-002М. ~ ! r v Трехместный автожир А-002

Содержание работы и основные результаты

Диссертация состоит из перечня принятых сокращений, введения, четырех глав, заключения, списка использованной литературы {147 наименований) и тринадцати приложений. Объем основного текста составляет 152 стр.

В Главе 1 приводится описание математической модели автожира, реализованной в виде программного комплекса типа пилотажного стенда, и позволяющего осуществлять интерактивное «пилотирование» автожира. Приведены результаты моделирования полета.

В § 1.1 приведены описание используемых систем координат и уравнения движения.

В Si -2 описана структура ИМ. Автожир представляет собой систему с несколькими степенями свободы. К шести уравнениям движения автожира как твердого тела добавляются уравнения движения каждой лопасти, число степеней свободы которых зависит от схемы несущей системы (количества шарниров лопастей) [2, 23J, и одно уравнение, описывающее изменение частоты вращения НВ. На практике требуется меньшая степень детализации математического описания. В используемой для анализа динамики автожира математической модели применяется подход, при котором несущий винт заменяется его равнодействующей, автожир, точнее, его корпус, рассматривается как твердое тело, а равнодействующая сил на 11В

- как одна из внешних сил, действующих на фюзеляж, величина и ориентация которой зависит от характера движения [23]. Динамика движения лопастей рассматривается как изменение углов завала конуса а/, £>/ в зависимости от скорости полета и угловых скоростей автожира. Учитывая большую частоту колебаний лопасти относительно ГШ по сравнению со скоростью изменения параметров движения автожира и малое время затухания колебательного движения лопасти при выведении ее из положения равновесия [10, с.79], [22], [23], влияние махового движения на устойчивость, управляемость, балансировку допустимо учитывать углами отклонения конуса НВ при криволинейном движении автожира. Такой подход широко применяется при исследовании динамики движения вертолетов [64], [92], [127]. Компенсация взмаха учитывается пересчетом параметров НВ в плоскость эквивалентного винта.

Таким образом, автожир рассматривается как твердое тело, имеющее 7 степеней свободы, включая вращательную степень свободы НВ. Нелинейная модель авторотирующего НВ учитывает неравномерность поля индуктивных скоростей, задаваемых в виде воронкообразного распределения и скосов. Тяга НВ, аэродинамический крутящий момент и средняя индуктивная скорость рассчитываются в итерационном цикле на каждом шаге интегрирования по времени. Значения коэффициентов аэродинамических сил в сечениях лопасти определяются как функции угла атаки и числа М по данным круговой обдувки профиля. Приближенно учитывается обдув диска НВ струей маршевого винта, что способствует более адекватному моделированию разбега автожира.

При разработке ИМ, являющейся ПО для пилотажного стенда, для обеспечения приемлемого масштаба времени, принят ряд допущений. Современные методы [5], [75], [80]—[82], [98], [107, 108], [ 122]—[ 124] позволяют гораздо адекватнее рассчитывать распределение аэродинамической нагрузки и поля скоростей в пространстве. Задание сложного распределения индуктивных скоростей по диску НВ [10, 22, 55, 56, 63] суммой двух законов не даст полностью адекватного результата при определении распределенной нагрузки на лопасть (например, не учитываются периодические силы, возникающие при попадании лопасти НВ в след предыдущей лопасти). Однако для решения поставленных задач такие допущения, обеспечивающие достаточно адекватное определение интегральных характеристик НВ [67]—[69], могут быть использованы для получения приемлемого для практических целей результата, что подтверждается сравнением результатов моделирования с данными летных испытаний.

В §1.3 производится оценка шага интегрирования по времени, обеспечивающего надежную сходимость численного решения. Исследование шага производится для наиболее быстрого изменения скоростей и ускорений автожира при выполнении горки.

В §1.4 приведено распределение характеристик авторотации по диску НВ для неустановившихся режимов разбега и прыжкового взлета и проанализированы особенности выполнении основных этапов полета автожира, подтвержденные позднее в летных испытаниях. Анализ распределения коэффициентов элементарного крутящего момента НВ показывает, что при полете вперед аэродинамическая несимметрия является причиной появления на карданнай втулке НВ переменного изгибающего момента в плоскости вращения [71], [73]. В разделе приведены результаты оценки влияния обдува НВ струей маршевого винта на аэродинамический крутящий момент при разбеге.

В Главе 2 исследуется динамика движения автожира на неустановившихся режимах полета, определяющих прочность аппарата.

В §2.1 аполитически решены линеаризованные уравнения возмущенного продольного движения, учитывающие непостоянство частоты вращения НВ; получена методика аналитического решения переходного процесса после малого ступенчатого отклонения НВ. Проведено сравнение аналитического решения для переходного процесса с результатами численного моделирования; аналитическим путем получена «диаграмма предельных сочетаний». Исследованы корни характеристического уравнения движения автожира в зависимости от центровки и скорости полета. Произведена оценка влияния изменения частоты вращения НВ на динамическую устойчивость автожира. Показано, что непостоянство частоты вращения НВ сохраняет устойчивость автожира до более задних положений ц.м.

В §2.2 предложена идея нормирования условий нагружения втулки НВ автожира при маневре на основе введенной «диаграммы предельных сочетаний» [27], отражающей взаимосвязь изменения перегрузки, частоты вращения НВ и скорости. В разделе выполнен анализ взаимосвязи параметров при горке, получены значения достигаемых при маневре предельных значений, определены ограничения, обусловленные допустимой раскруткой НВ. Определено влияние темпа и величины перекладки управления, скорости и режима полета на располагаемую перегрузку. Показано, что располагаемая перегрузка автожира при вводе в горку увеличивается медленнее, чем возрастание скоростного напора на вводе или угла отклонения ротора. В эксплуатации маневры с достижением больших значений пу ограничены неблагоприятными явлениями при резких и больших отклонениях управления: раскруткой НВ при маневре и уменьшением запасов по флаттеру (Приложение 2.3); прочностью НВ; расширением области срыва; максимальной угловой скоростью кабрирования, ограниченной углами инерционного отставания НВ и опасностью ударов лопасти по конструкции; прочностью крепления двигателя от гироскопического момента маршевого винта; возможностью парирования перебалансировки автожира; возрастанием вибраций и усилий на органах управления, и т.д. Приводятся экспериментальные данные по полученным в полете параметрам горок.

В §2.3 физическая реализуемость полученных значений располагаемой перегрузки подтверждается анализом распределения местных углов атаки по диску НВ при нарастании пу. Показано, что область срыва на авторотирующем НВ находится в комлевых, малонесущих частях, исследованы изменение площади срыва на неустановившихся режимах полета.

В §2.4 выполнена энергетическая оценка горки как режима динамического набора высоты с точки зрения целесообразности больших перегрузок. Затраты энергии на раскрутку НВ, доля которой зависит от интенсивности ввода, приводят к тому, что наибольшая эффективность динамического набора высоты обеспечивается в определенном диапазоне перегрузок, из-за чего реализация больших пу, хотя и возможна, но нецелесообразна, так как не приводит к увеличению маневренности. Энергетически более эффективен набор высоты, который обеспечивается при относительно небольших значениях пу, но действующих более длительное время. При чрезмерно интенсивной горке происходит быстрое торможение аппарата, а запас кинетической энергии автожира, который мог бы быть направлен на увеличение потенциальной энергии (набор высоты), растрачивается на раскрутку НВ. Оптимальные параметры динамического набора высоты подтверждаются полученным при испытаниях А-002 экспериментальным материалом (в объеме около 600 горок, см. Приложение 4.2).

В §2.5 проведены параметрические исследования влияния характеристик ротора и автожира на располагаемую перегрузку. Показано значительное расширение области срыва при маневре с увеличенным ОШ, что неблагоприятным образом сказывается на авторотации.

В §2.6 рассмотрены особенности динамики прыжкового взлета и предложены расчетные случаи. Выполнена энергетическая оценка, дающая возможность ограничить максимальную взлетную массу прыжкового взлета целесообразным значением, при котором обеспечивается взлетная дистанция меньше, чем при взлете с разбегом, что упрощает обеспечение прочности автожира. Для энергетической оценки предложено использовать нижнюю точку траектории. Режимы с подрывом общего шага крайне неблагоприятны для прочности несущей системы автожира, так как рост перегрузки сопровождается одновременным падением частоты вращения НВ, уменьшением запаса авторотации, расширением области срыва.

Полученные в Главе 2 результаты, подкрепленные данными летного эксперимента, позволяют нормировать характерные случаи нагружения, ограничить располагаемую перегрузку и повысить транспортную эффективность автожира за счет увеличения весовой отдачи.

В Главе 3 рассмотрены вопросы прочности и ресурса несущей системы автожира.

В § 3.1 описаны основные расчетные случаи, при которых обеспечиваются неблагоприятные сочетания условий нагружения. Предложены некоторые требования к конструкции втулки НВ автожира, пилона, трансмиссии; требования РЛЭ по методикам выполнения некоторых режимов полета; указан ряд критических режимов полета.

В § 3.2 приведен пример расчета на прочность качалки карданной втулки опытного автожира А-002. В результате расчета методом КЭ определены значения постоянной и переменной части напряжений в расчетных режимах и ресурсоопределяющие точки конструкции.

В § 3.3 на примере анализа втулки НВ автожира А-002 выполнены оценка ресурса и проведено сравнение режимов по вносимой в конструкцию повреждаемости. Для расчета показателей надежности и ресурса применялся метод структурных схем и гипотеза линейного суммирования повреждаемостей.

Корректность полученных результатов и адекватность математической модели определялись в Главе 4 сравнением с данными летного эксперимента, проводимого с участием автора. В организации и проведении испытаний была задействована испытательная бригада ФГУП СибНИА им. С.А. Чаплыгина; на автожире устанавливался комплекс СБИ, позволяющий регистрировать необходимые параметры в полете. Следует отметить, что летные испытания автожира промышленной постройки в послевоенной истории нашей страны проводятся впервые. Сравнение результатов моделирования с экспериментом производилось по частоте вращения НВ в установившемся ГП и на ветровых испытаниях; по балансировочной зависимости РУ; по динамике раскрутки НВ на разбеге; полярам набора и снижения.

В Приложении 1.1 описаны системы координат и приведен анализ точности и затрат вычислительных ресурсов для различных методов численного интегрирования.

В Приложении 1.2 приведены характеристики автожира А-002 и исходные данные.

В Приложении 1.3 приведены описания математических моделей частей автожира.

В Приложении 1.4 вынесены результаты численного счета при расчете влияния струи маршевого винта на крутящий момент ротора, моделировании прыжкового взлета и выполнения горки при оценке сходимости.

В Приложении 2.1 приведены выражения для нахождения частных производных при аналитическом исследовании возмущенного движения автожира, численные значения параметров установившегося полета, частных производных и корней характеристического уравнения для ряда скоростей и центровок, пример решения системы ДУ движения автожира.

В Приложении 2.2 вынесены результаты численного счета при расчете энергетических соотношений прыжкового взлета и горки.

В Приложении 2.3 проведена оценка влияния раскрутки НВ при увеличении перегрузки на границы изгибно-крутильного флаттера. Расчет выполнен для изолированной лопасти, по результатам которого построена зависимость, показывающая уменьшение запаса по флаттеру при нарастании перегрузки в процессе выполнения маневра.

В Приложении 3.1 приведены значения нагрузок на втулку опытного автожира А-002.

В Приложении 3.2 приведен пример расчета на прочность качалки втулки опытного автожира А-002 и представлены численные результаты.

В Приложении 3.3 приведены значения ОУЭ, принятых при оценке ресурса качалки опытного автожира А-002; численные значения напряжений в ресурсоопределяющих точках втулки на выделенных режимах, вносимой повреждаемости и эквивалентной продолжительности режимов для одинаковой вносимой повреждаемости.

В Приложении 4.1 приведено описание системы бортовых измерений.

В Приложении 4.2 приведены исходные результаты испытаний автожира А-002.

В Приложении 5.1 приведены Акты внедрения результатов диссертационной работы.

В Заключении формулируются основные результаты работы. Научная новизна

Степень научной новизны заключается:

1) в построении математической модели автожира, позволяющей моделировать движение аппарата на неустановившихся режимах;

2) в полученных результатах и выводах, а именно:

- предложена методика нормирования условий нагружения автожиров на неустановившихся режимах с помощью «диаграммы предельных сочетаний», связывающей изменение перегрузки, частоты вращения НВ и скорости полета;

- выявлены характерные для автожира расчетные случаи, особенности динамики и критические режимы, не описываемые однозначно в существующих нормах прочности винтокрылых ДА;

- получены результаты параметрических исследований располагаемой перегрузки;

- предложены понятия и способ определения целесообразной перегрузки при маневре и максимального и целесообразного значения взлетной массы прыжкового взлета на основе исследования баланса энергии этих режимов.

Методы исследования

При проведении исследований применялись методы матричной алгебры, конечных элементов, статистической обработки экспериментальных данных. При оценке устойчивости использовался критерий Раусса -Гурвица. В работе широко использованы методы численного моделирования.

Достоверность и обоснованность

Обоснованность научных положений и достоверность полученных результатов подтверждаются применением апробированных гипотез и математических методов, сравнением результатов моделирования с аналитическими решениями и данными летных испытаний автожира Л-002; методическими исследованиями ИМ. Полученные результаты не противоречат имеющемуся опыту эксплуатации автожиров и согласуются с опытом создания и совершенствования вертолетов.

Реализация результатов работы

Полученные результаты реализованы в виде комплекса программ для ЭВМ и использованы при проектировании автожиров А-002 и А-002М в ОКБ JIA Корпорации «ИРКУТ»\ при проведении испытаний автожира во ФГУП «СибНИА им. С.А. Чаплыгина»-, внедрены в учебный процесс на кафедре аэродинамики и конструкции JIA Иркутского высшего военного авиационного инженерного училища и кафедре самолетостроения и эксплуатации авиационной техники Иркутского Государственного технического университета. При непосредственном участии автора реализована в виде компьютерного пилотажного стенда имитационная модель автожира; выполнены расчеты; в теоретическом плане отработаны методики выполнения элементов полета, используемые при обучении летного состава СибНИА, ОАО «Корпорация «ИРКУТ» и составлении эксплуатационной документации и программ испытаний. Практическая ценность

Представленные в работе методы исследования и аналитические соотношения являются теоретической основой для разработки эффективных алгоритмов и программного обеспечения при решении задачи определения условий нагружения. Полученные результаты позволяют создавать математические модели автожира; повысить эффективность проектирования, доводки и испытаний автожира; увеличить весовую отдачу. Автором предложены и конструктивно проработаны новые технические решения, защищенные патентом на изобретение. Апробация работы

Основные результаты работы докладывались на научных семинарах ИДСТУ СО РАН (Иркутск, 2001-2003); на 12-й Байкальской международной конференции «Методы оптимизации и их приложения» (Иркутск, 2001); на X Всероссийском семинаре по управлению движением и навигации J1A (Самара, 2002); на VIII Четаевской международной конференции «Аналитическая механика, устойчивость и управление движением» (Казань, 2002); на Юбилейной научно- технической конференции ФГУП СибНИА (Новосибирск, 2004). Диссертация в целом докладывалась и обсуждалась на заседании научно- технического семинара ИДСТУ СО РАН (Иркутск, 2005); научно-технических семинарах ОКБ JIA «Корпорация «ИРКУТ» (2003- 2005), на расширенном заседании кафедры строительной механики летательных аппаратов КГТУ- КАИ {2003); на заседании кафедры аэродинамики и конструкции JIA Иркутского высшего военного авиационного инженерного училища (2005); на заседании кафедры самолетостроения и эксплуатации авиационной техники Иркутского Государственного технического университета (2005). Публикации

Автор имеет 16 печатных работ (14 в соавторстве), включая патент на изобретение. Личным вкладом диссертанта в совместные работы является математическое описание динамики автожира, разработка программного обеспечения, идея нормирования нагрузок на неустановившихся режимах, определение расчетных случаев, получение и анализ результатов экспериментов и сравнение их с расчетными данными.

Выводы

Диссертационная работа посвящена актуальной теме исследования, имеет научное значение, ее результаты применяются в практической деятельности. В работе рассмотрены различные аспекты динамики неустановившихся режимов полета автожира с позиций нормирования нагрузок и получены следующие основные результаты:

1) Создан эффективный инструмент исследования - математическая модель пространственного управляемого движения автожира.

2) Определены основные особенности динамики полета, подтвержденные впоследствии в летных испытаниях. Получены, подтверждены практикой и используются рекомендации и методики выполнения полета на автожире.

3) Проведены параметрические исследования располагаемой перегрузки и площади срыва на НВ при маневрировании. Показано, что на автожире могут быть реализованы относительно большие значения пу, даны рекомендации по контролю и ограничению перегрузки и установлению летных ограничений.

4) С помощью энергетических соотношений показана нецелесообразность больших значений перегрузки для динамического набора высоты, определены целесообразные для маневра значения пу и максимальные значения взлетной массы автожира при прыжковом взлете. Эти массы, выраженные в виде показателей «энергетического качества», определяют предельное значение, при котором реализуется прыжковый взлет, и целесообразное, при превышении которого выгоднее изменить схему взлета, что упрощает обеспечение прочности.

5) Сформулированы расчетные случаи, характерные для автожиров, однозначно не определенные в существующих Нормах прочности винтокрылых JIA; выявлен ряд критических режимов полета. Для нормирования условий нагружения предложена «диаграмма предельных сочетаний».

6) Собрана статистика условий эксплуатации автожира А-002; обработаны экспериментальные данные по динамике выполнения горки. Выполнена сравнительная оценка режимов полета по вносимой повреждаемости, показывающая весьма сильное влияние кратковременного действия перегрузки при горке на выработку ресурса карданной втулки НВ.

7) Получены аналитические соотношения для возмущенного продольного движения автожира, учитывающие дополнительную степень свободы - непостоянство частоты вращения НВ; исследованы корни характеристического уравнения движения в зависимости от центровки и скорости полета, выполнено сравнение результатов моделирования с аналитическим решением переходного процесса. Показано, что изменение частоты вращения НВ повышает запас устойчивости автожира и оказывает существенное влияние на его динамику движения. Полученные результаты позволяют выбирать характеристики аэродинамической компоновки автожира при проектировании и могут служить основой для разработки автопилота и систем автоматического управления, позволяющие реализовать необходимые характеристики системы управления и ограничить перегрузку.

Безусловно, эта работа стала возможна благодаря труду многих специалистов: коллег, создававших автожиры А-002 и А-002М и специалистов ФГУП СибНИА. Автор выражает благодарность людям, в наибольшей степени помогавшим при подготовке работы:

- ведущему конструктору ОКБ легкой авиации (ОКБ JIA) «Корпорации «ИРКУТ» Та-тарникову А.П. - за ряд ценных советов и рекомендаций;

- конструкторам ОКБ JIA Филиппову А.Н. и Филиппову М.Н. — за помощь в проведении численного счета;

- ведущему инженеру ОКБ JIA по динамике несущих систем, к.т.н. Полынцеву О.Е. - за расчет значений нагрузок на втулку НВ и использование некоторых предложенных подходов при оценке ресурса и показателей надежности;

- заместителю начальника ОКБ ЛА по аэродинамике и прочности, доценту, к.т.н. Ранца-ну Я.Я. - за рекомендации в исследования ИМ и расчетах аэродинамических производных корпуса автожира;

- специалистам ФГУП СибНИА им. С.А. Чаплыгина за установку СБИ на автожир, проведение летных исследований, помощь в идентификации имитационной модели: ведущему летчику- испытателю, 1-му зам. директора института В.Е. Барсуку, начальнику отдела НТС СиЭ ATНИО-9 А.А. Калюте, ведущему инженеру по ЛИ М.В. Морозову.

Выводы к Главе 4

1) В ходе летного эксперимента при проведении ЛКИ опытного автожира А-002 с лопастями Ми-34 и вертолета «Ансат» получены экспериментальные данные и выполнено сравнение с результатами моделирования на ИМ и методикой расчета Глауэрта - Локка как для установившихся, так и для неустановившихся режимов: по балансировочному положению РУ; равновесной частоте вращения НВ в ГП; по динамике раскрутки НВ на разбеге; равновесной частоте вращения НВ на ветровых испытаниях; полярам набора и снижения; аэродинамическому качеству автожира.

Кроме того, в § 2.4 выполнено сравнение экспериментальных значений параметров полета при маневре «горка» с результатами моделирования.

2) По полученным значениям избытка тяги и значениям аэродинамического качества автожира рассчитаны значения располагаемой тяги СУ и полезной мощности СУ.

3) Сравнение полученных экспериментальных данных с результатами моделирования показывает достаточную для практических целей степень соответствия допущений, принятых в Главе 1, реальному объекту, что дает возможность использования ИМ для решения поставленных задач.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Для решения поставленной в работе задачи - развития научной основы для нормирования условий нагружения автожиров, с различных аспектов были выполнены исследования неустановившихся режимов полета автожира, определяющих его прочность.

Получены следующие основные результаты.

1. Создана и реализована в виде компьютерного пилотажного стенда математическая модель пространственного управляемого движения автожира, являющаяся работоспособным инструментом исследования неустановившихся режимов полета.

2. На основе составленных моделей определены и исследованы основные особенности динамики управляемого движения, подтвержденные впоследствии в летных испытаниях автожира А-002. Выявлены и исследованы ряд критических режимов полета, в частности, неблагоприятные переходные режимы при выполнении маневра «горка», связанные с забросом перегрузки при вводе в горку, уменьшением зазоров между лопастями НВ и конструкцией и «клевком» при выводе из горки; неблагоприятный переходный режим при подрыве шага и падении частоты вращения НВ в прыжковом взлете. Предложены и используются в практической деятельности конкретные рекомендации и методики выполнения полета. Произведено сравнение характеристик автожира, полученных по результатам летных испытаний, с рассчитанными значениями. Наблюдается хорошее качественное и часто количественное соответствие применяемых моделей с результатами натурных экспериментов.

3. Для нормирования условий нагружения предложена универсальная параметрическая «диаграмма предельных сочетаний», связывающая изменение нормальной перегрузки, частоты вращения несущего винта и скорости полета на неустановившихся режимах полета автожира. Данная диаграмма определяет область реализуемых условий нагружения автожира.

4. Разработаны расчетные случаи, характерные для автожиров, однозначно не определенные в существующих Нормах прочности винтокрылых JIA, включая основные расчетные моменты прыжкового взлета, характерные моменты ввода в горку (выхода из планирования), опасные сочетания поступательной скорости и частоты вращения несущего винта на разбеге. Показано, что расчетное сочетание внешних нагрузок, действующих на НВ, может достигаться раньше момента достижения максимальной эксплуатационной перегрузки, когда происходит быстрое увеличение перегрузки, а раскрутка НВ, обуславливающая разгрузочное действие центробежной силы, из-за инерционности ротора еще невелика.

5. Проведены параметрические исследования влияния основных параметров несущего винта на располагаемую перегрузку автожира при маневрировании. Показано, что на автожире из-за малой удельной нагрузки на ометаемый диск, малых углов установки лопасти и обусловленных этими причинами достаточно большим запасом несущей способности ротора по углам атаки сечений, а также значительной сопутствующей раскрутки НВ, могут быть реализованы относительно большие значения перегрузки. В работе даны рекомендации по контролю и ограничению перегрузки, предложены критерии установления летных ограничений.

6. Проведен анализ взаимосвязи параметров полета при маневре и определены их достигаемые значения, что позволяет нормировать и определять внешние нагрузки при маневре.

7. На основе анализа энергетических соотношений определены целесообразная перегрузка маневра, максимальная масса прыжкового взлета и взлетная масса автожира, при которой выгоднее изменить методику взлета с прыжкового взлета на взлет с разбегом. Это позволяет обоснованно ограничить область применения «точечного» взлета и не рассчитывать конструкцию на завышенные нагрузки.

8. Обработаны статистические данные по опытной эксплуатации автожира А-002 и определены ожидаемые условия эксплуатации. На примере расчета карданной втулки НВ выполнено сравнение режимов по вносимой повреждаемости. Обработаны и проанализированы экспериментальные результаты выполнения маневра «горка».

9. Получено приближенно- аналитическое решение системы уравнений возмущенного продольного движения автожира, включающей дополнительное уравнение углового ускорения НВ, выведены соотношения для возмущенного продольного движения автожира, передаточные функции, исследованы корни характеристического уравнения движения. Используя алгебраический критерий устойчивости Раусса- Гурвица, показано, что изменение частоты вращения НВ повышает запас устойчивости автожира. Полученные результаты позволяют оценивать реакцию автожира на внешнее возмущение и характер переходного процесса, определять заброс перегрузки, выполнять параметрические оценки влияния конструктивных и компоновочных параметров на динамические характеристики автожира. Выполненное сравнение аналитического решения для переходного процесса с результатами моделирования показывает качественное соответствие результатов, полученных разными методами, свидетельствует об отсутствии принципиальных ошибок, как в модели, так и в аналитических соотношениях. Показано, что исследование режимов, определяющих прочность, со значительным изменением параметров полета и нелинейностями, целесообразно проводить с помощью математического моделирования. Такие исследования в контексте обеспечения прочности автожира могут служить основой для создания автоматических систем управления с требуемыми характеристиками, позволяющими ограничить максимальные перегрузки автожира.

Таким образом, в диссертации комплексно изучены вопросы нормирования нагрузок на неустановившихся режимах и предложены практически ценные рекомендации. Созданы работоспособные методики и алгоритмы, адекватность которых подтверждается результатами летного эксперимента. Работа является актуальной, ее результаты внедрены и используются в практической деятельности. Использование полученных результатов позволяет повысить транспортную эффективность автожира за счет увеличения весовой отдачи, сократить сроки и затраты материальных ресурсов, уменьшить объем доводочных работ.

1. Авиационные материалы. Т.4. Под общей ред. д.т.н. Р.Е. Шалина. М.: ОНТИ, 1982 с. 602.

2. Бахов О.П. Аэроупругость и динамика конструкции вертолета. М.: Машиностроение, 1985 -С.176.

3. Бахов О.П. Динамика движения вертолета с жесткими лопастями и фюзеляжем // Сборник трудов КНИГА «Прочность и долговечность авиационных конструкций». Вып.6. Киев, 1973 -С.132-137.

4. Беляш Д.В., Калмыков А.А., Полынцев О.Е., Татарников А.П. Автожир А-002 // Авиация общего назначения, 2001, № 10. С.32-39.

5. Белоцерковский С.М., Кочетков Ю.А., Красовский А.А., Новицкий В.В. Введение в аэроавто-упругость. М.: «Наука», Главная редакция физико-математической литературы, 1980 С.384.

6. Бесекерский В.А., Попов Е.П. Теория систем автоматического регулирования. Изд-во второе. М.: «Наука», Главная редакция физико-математической литературы, 1972 С. 767.

7. Бермант А.Ф., Абрамович И.Г. Краткий курс математического анализа для ВТУЗов. М.: «Наука», Главная редакция физико-математической литературы, 1969 С. 735.

8. Бидерман B.JI. Прикладная теория механических колебаний. М.: Высшая школа, 1972 С.416

9. Борисов Н.П., Свечников В.В. Продольная балансировка и устойчивость самолета. Ленинградская Краснознаменная Военно- Воздушная инженерная академия, 1952 С.251.

10. Браверман А.С., Вайнтруб А.П. Динамика вертолета. Предельные режимы полета. М.: Машиностроение, 1988 С.280.

11. Браверман А.С., Перлштейн Д.М., Лаписова С.В. Балансировка одновинтового вертолета. М.: Машиностроение, М.: Машиностроение, 1975 С.175.

12. Братухин И.П. Теория ротора автожира // Техника Воздушного Флота, 1933, №7 С.7.

13. Братухин И. П. Автожиры. Теория и расчет. ОНТИ НКТП СССР, 1934 С.111.

14. Братухин И. П. Аэродинамический расчет автожира // Техника Воздушного Флота, 1934, №3

15. Братухин И.П. Проектирование и конструкции вертолетов. М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1955 С.357

16. Бюшгенс Г.С., Студенов Р.В. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. М.: Машиностроение, 1979 С. 349

17. Вахитов М.Б., Фирсов В.А. Численные методы решения одномерных задач строительной механики летательных аппаратов. Казань: КАИ, 1985 С.66

18. Васильченко К.К., Леонов В.А., Пашковский И.М. и др. Летные испытания самолетов. М.: Машиностроение, 1996-С.720

19. Воскобойник М.С., Лагосюк Г.С., Миленький Ю.Д. и др. Конструкция и прочность самолетов и вертолетов. Под ред. проф. Миртова К.Д. и Черненко Ж.С. М.: Транспорт, 1972 С.440

20. Гессоу А., Мейерс Е. Аэродинамика вертолета. Под ред. проф. И.П. Братухина. М.: Государственное издание оборонной промышленности, 1954 С.252

21. Данилюк В.Г. Влияние атмосферных условий на тягу двигателя // Авиация общего назначения, 2002, №2. С.11-15

22. Джонсон У. Теория вертолета. Т1., Т2. М.: Мир, 1983 С. 1017

23. Есаулов С.Ю., Бахов О.П., Дмитриев И.С. Вертолет как объект управления. М.: Машиностроение, 1977 С.192

24. Изаксон A.M. Работа воздушного винта на режиме авторотации // Труды ЦАГИ, вып.47. М., 1930

25. Калинин А.И. Суммарные и распределенные аэродинамические характеристики изолированных поверхностей при малых дозвуковых скоростях. Труды ЦАГИ, вып.1503. М.: Издательский отдел ЦАГИ, 1973

26. Калмыков А.А. Особенности взлетных режимов автожира, имеющего заднее положение центра масс // Сборник трудов X Всероссийского научно- технического семинара по управлению и навигации JTA (26-27 июня 2001). Самара, 2002. С.279-284

27. Калмыков А.А. Реализуемые сочетания перегрузки и раскрутки несущего винта автожира // Известия ВУЗов. Авиационная техника, 2004, № 2. С.6-9

28. Калмыков А.А., Полынцев О.Е. Расчет перегрузки автожира при полете в неспокойной атмосфере // АэроМастер, 2001, № 3-4. С.119-124

29. Калмыков А.А., Полынцев О.Е. Бутырин С.А. Моделирование «прыжкового» взлета автожира// Труды 12-й Байкальской международной конференции. Секция «Управление летательными аппаратами и их системами» Иркутск, 2001. С.43-48

30. Калмыков А.А., Полынцев О.Е., Сомов Е.И. Моделирование продольного управляемого движения автожира // Актуальные проблемы авиационных и аэрокосмических систем, 2002, №1 (13). С. 38-56

31. Калмыков А.А., Полынцев О.Е., Сомов Е.И. Имитационное моделирование петли Нестерова на автожире // Актуальные проблемы авиационных и аэрокосмических систем, 2002, №1 (13). С.56-66

32. Калмыков А.А., Полынцев О.Е., Сомов Е.И., Ранцан Я.Я. Особенности динамики взлетных режимов автожира // Труды 12-й Байкальской международной конференции. Секция «Управление летательными аппаратами и их системами» Иркутск, 2001. С. 58-65

33. Камов Н.И. Военное применение автожиров. Техника Воздушного Флота, 1935. №11, 12

34. Квашнин В.К. Летные испытания американского автожира // Техника Воздушного Флота, 1933, №7 С.70

35. Колесников Г.А., Марков В.К., Михайлюк А.А. и др. Аэродинамика летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1993 С.544

36. Корн Г., Корн Т. Справочник по математике для научных работников и инженеров. М.: «Наука», главная ред. физико-математической литературы, 1974 С.831

37. Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский М.М. и др. Летные испытания самолетов. М.: Машиностроение, 1968 С.424

38. Красовский А.А. Основы теории авиационных тренажеров. М.: Машиностроение, 1995 С.304

39. Кравец А.С. Характеристики воздушных винтов. М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1941 -С.259.

40. Куролесова Е.И., Талимонова М.П. Влияние закручивания лопасти на аэродинамические характеристики автожира. Труды ЦАГИ. Вып. № 396. М., 1939 С.34

41. Легкие вертолеты и автожиры //Техническая информация ЦАГИ. №18 (1664). Сент. 1991. С.942