автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.03, диссертация на тему:Дисковое крыло самолета вертикального взлета и посадки

На правах рукописи

ПАВЛОВ ВИТАЛИИ ВЛАДИМИРОВИЧ

ДИСКОВОЕ КРЫЛО САМОЛЕТА ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

05.07.03 - прочность и тепловые режимы летательных аппаратов

05.07.02 - проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Казань 2010

004604550

Работа выполнена в государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (Национальный исследовательский университет)

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Михайлов Сергей Анатольевич

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Шатаев Владимир Георгиевич

кандидат технических наук, старший научный сотрудник

Бирюк Виктор Илларионович

Ведущая организация: ОАО Казанский вертолетный завод

Защита состоится « » июня 2010 г. в /7 часов на заседании диссертационного совета Д 212.079.05 при Казанском государственном техническом университете им. А.Н. Туполева по адресу: 420111 Казань-Ill ул. К.Маркса, д.Ю (факс: (843) 236-60-32-, тел.: (843)238-41-10; e-mail: kai&htu-kai.ru-. сайт: http://www.kai.ru).

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

« '-У »

Автореферат разослан « '-7 » мая 2010 г.

Ученый секретарь

диссертационного совета Снигирев В.Ф.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность. В работе излагаются исследования предложенного автором вращающегося дискового крыла, из которого на взлете и при посадке выдвигаются лопасти, для создания преобразуемых летательных аппаратов, соединяющих возможности самолета и вертолета. Эти аппараты существуют порознь, выполняя разные задачи и практически не замещая друг друга, хотя в этом есть необходимость там, где нет бетонных взлетно-посадочных полос и грузы не могут быть доставлены самолетами сразу к месту назначения, а перегружаются в больших аэропортах с грузоподъемных самолетов на многие вертолеты, которые имеют малые грузоподъемность, скорость и дальность полета. Часто ограниченная дальность требует дополнительных заправок и не позволяет достичь отдаленных районов Сибири, Арктики, Антарктики и Океании. Для самолета дополнительные заправки представляют собой непреодолимые трудности, для самолета вертикального взлета и посадки дополнительные посадки без аэродромов - штатная операция.

Особенно актуально повышение дальности и грузоподъемности там, где нужно доставить в собранном виде турбину, газоперекачивающую станцию или реактор в места, где нет взлетно-посадочных полос. Как правило, это грузы в 100-200 тонн, а у вертолета максимальная грузоподъемность менее 30 тонн.

В такой ситуации конструкторы, проектирующие системы посадки космических аппаратов, даже и не помышляют о приземлении тяжелых ступеней ракет или воздушно-космических самолетов на лопастных средствах. В нашем же случае такие посадки реальны.

Считается непреодолимым ограничение эксплуатации вертолетов по скорости набегающего потока (ветра) при раскрутке и торможении винта, когда лопасти перед их остановом или в начале вращения имеют малые инерционные силы и изогнуты силами тяжести, то есть имеют большой «стояночный свес». Эффективная изгибная жесткость лопастей падает и большие прогибы, и закручивание приводят к их разрушению набегающим потоком. Для корабельных вертолетов этот поток складывается из скорости хода корабля, скорости ветра и влияния волнения моря. Дисковое крыло раскручивается перед взлетом, когда лопасти еще не выпущены и при посадке они уже имеют большие растягивающие инерционные силы и, следовательно, большую эффективную изгибную жесткость, позволяющую при выпуске преодолеть любые воздушные потоки.

Такая возможность преобразования летательного аппарата с дисковым крылом, не зависящего от погодных условий, позволит создать авианосцы с вертикально-взлетающими истребителями на борту, способными обороняться от любых самолетов противника, и атаковать вражеские корабли, когда по погодным условиям самолеты с них взлетать не могут.

Дисковое крыло малого удлинения с чечевицеобразным или шестиугольным профилем может быть хорошим сверхзвуковым крылом.

Очень перспективным направлением в современной авиации является создание дистанционно-пилотируемых самолетов военного назначения, взлет и посадка которых в полевых условиях невозможна. Для взлета используется специальное стартовое устройство, которое необходимо перевозить в район военных действий, а возможность посадки практически исключена. Здесь, как нигде, необходим самолет вертикального взлета и посадки.

Цель работы. Диссертация посвящена задаче создания нового принципа полета:

• на вращающемся дисковом крыле, из которого на взлете и при посадке выдвигаются лопасти вертолетного типа, превращая летательный аппарат в самолет вертикального взлета и посадки (СВВП);

• на дисковом крыле, из которого на большой скорости после его останова выдвигаются небольшие консоли крыла большого удлинения для полета с большим аэродинамическим качеством;

• созданию основ проектирования и конструирования самолетов и средств посадки космических аппаратов с дисковым крылом;

• построению теории балансировки СВВП на режиме висения, горизонтального полета на несущем винте с дополнительной горизонтальной тягой и полета на дисковом крыле с выдвинутыми консолями;

• на лопастях эластичных и жестких, навешенных на двухопорных торсионах;

• с реактивным вращением дискового крыла и вращением от вала несущего винта;

• и доведения его до уровня, позволяющего начать проектирование и конструирование одного из типов летательных аппаратов с дисковым крылом.

Научная новизна. В диссертации предлагаются: новый принцип создания самолетов вертикального взлета и посадки; основы их проектирования ■ и конструирования; технология полета; способ повышения аэродинамического качества дискового крыла; математические модели балансировки дисколета, а также двухопорного торсиона, как составной части модели аэроупругого расчета несущего винта с бесшарнирной втулкой; а также результаты численных исследований летных характеристик дисколета на установившихся режимах полета.

Достоверность конструкторского решения способа уборки лопастей подтверждена на экспериментальных моделях в лаборатории кафедры строительной механики летательных аппаратов КГТУ им. А.Н. Туполева.

Достоверность методов расчета балансировки СВВП с дисковым крылом достигается использованием апробированных гипотез и предположений, а так же сравнением с результатами летных экспериментов, проведенных на вертолете «Ансат», расчета его балансировки, как предельного перехода от СВВП, не имеющего дискового крыла и устройства для горизонтальной тяги, к вертолету с втулкой развитой до диаметра диска-крыла.

Практическая ценность. Предложенный принцип полета разработан и позволяет:

• проводить проектирование и конструирование дискового крыла с выдвигающимися из него лопастями, превращающими его на взлете и при посадке в несущий винт;

• превращать дисковое крыло в диск с выдвигающимися из него небольшими консолями крыла большого удлинения для полета на больших скоростях с высоким аэродинамическим качеством;

• проектировать сверхзвуковые СВВП с диском, имеющим чечевицеобразный или многоугольный профиль;

• создавать космические аппараты, изменяющие процедуру «спасения» при возвращении на Землю на штатную посадку в заданную точку;

• вести расчеты лопастей с двухопорными торсионами в геометрически нелинейной постановке по теории больших перемещений;

• исследовать балансировку СВВП с дисковым крылом на режимах взлета, полета на несущем винте с дополнительной горизонтальной тягой и полета на дисковом крыле с дополнительными консолями.

Апробация работы. Основные результаты диссертационной работы докладывались на втором международном конгрессе "Нелинейный динамический анализ NDA' 2" (Москва, 3-8 июня 2002), на международных научно-практических конференциях "Авиакосмические технологии и оборудование" (Казань 2002, 2004, 2006, 2008), на всероссийских (с международным участием) молодежных научных конференциях «Туполевские чтения» (Казань 2003, 2005, 2006, 2007, 2008), на всероссийской молодежной научной конференции «XXX Гагаринские чтения» (МАТИ, Москва-2004), на VII Международном симпозиуме "Актуальные проблемы прикладной физики, машиностроения и механики сплошных и сыпучих сред" (Москва -2004), на XVII Всероссийской межвузовской научно-технической конференции (Казань 2005), на конференции "Региональные аспекты "Стратегии развития транспорта" (Казань 2006), на 33rd European Rotorcraft Forum (Kazan, Russia, 2007).

Построены модели дискового крыла, проведены аэродинамические продувки и эксперименты, подтверждающие состоятельность разработки. Строится дистанционно-пилотируемая летающая модель СВВП «Дисколет».

Объем работы. Работа состоит из введения, трех глав и заключения, содержит 130 страниц машинописного текста, 88 рисунков, 2 таблицы и список использованной литературы из 109 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ

Во введении показана актуальность данной работы, дается краткий обзор литературы, посвященной данной проблеме, описание других летательных

аппаратов вертикального взлета и посадки, показана история развития предложенной разработки.

Рис. 1. Дисколет с планером самолетного типа

Глава 1 - посвящена обоснованию актуальности поставленной задачи, описанию способов соединения дискового крыла и несущего винта, управлению лопастями с помощью серворулей и лопастями, закрепленными на двухопорных торсионах, расположенных внутри диска-крыла, предлагаются приемы проектирования СВВП с дисковым крылом, технология полета, включающая в себя переходные режимы уборки лопастей в горизонтальном полете и выдвижения консолей крыла большого удлинения, а так же перспективам внедрения дискового крыла вертикального взлета и посадки в летательные аппараты различных назначений.

Рис. 2. Изобретение «Крыло самолета Павловых» 1 - диск, 2 - ось диска, 3 - воздушная полость, 4 - лопастная полость, 5 - лопасти, 6 - тросы крепления и уборки лопастей, 7 - барабан для намотки тросов, 8 - устройство для торможения барабана, 9 - каналы-сонла. для вытекания газов от двигателя

1 - лопасть; 2 - комель лопасти; 3 - трос уборки лопасти; 4 - кронштейн-серьга; 5 - трос управления серворулем; 6 - тяга; 7 - торено»; 8 - серворуль; 9 - законцовка; 10 - серьга управления; 11 - трос разгрузки кронштейнов

13 15 14 8 1 9 6 5 2

Рис. 4. Схема дискового крыла: 1 - диск-крыло; 2 - лопасть; 3 - барабан; 4 - трос; 5 - фильера; 6 - эластомерный подшипник; 7 - вал винта (крыла); 8 - втулка несущего винта; 9-торсион; 10-тормоз; 11 - тяга управления; 12-лонжерон; 13 - опора крыла;

14 - каретка; 15 - консоль крыла.

Технология полета на таком крыле (рис. 4) представляет следующую последовательность преобразований:

• создание вращательного движения диска-крыла на стоянке (или на участке траектории приземления);

• выдвижение лопастей из диска при скорости вращения, создающей достаточное натяжение лопасти, позволяющее сохранять ее работоспособность при имеющих место метео- и аппаратных условиях (ветер, скорость хода и качка корабля);

• вертикальный полет в вертолетном режиме управления по курсу, крену и тангажу;

• создание небольшого положительного (в отличии от вертолетного режима) угла атака диска, для чего необходима уравновешивающая тяга маршевого двигателя (или тянущего винта);

• увеличение тяги маршевого двигателя и скорости горизонтального полета на диске-крыле и несущем винте;

• достижение скорости полета, достаточной для создания необходимой подъемной силы ЛА только за счет диска-крыла, и уборка лопастей в диск;

• остановка вращения диска, полет в самолетном режиме на диске-крыле и достижение предельной скорости для данной конфигурации;

• выдвижение из диска консолей крыла малой хорды и большого удлинения, имеющих высокое качество;

• установка консолей под углом атаки, соответствующим образованию необходимой для ЛА подъемной силы (значительная доля подъемной силы создается консолями);

• полет на самолетном режиме;

• перед посадкой увеличивается угол атаки диска, и уменьшаются до нуля углы установки консолей, подъемная сила создается только диском;

• консоли убираются в крыло;

• начинается вращение диска, скорость полета уменьшается до минимально необходимой для полета на диске;

• выпускаются лопасти таким образом, чтобы не создавать изменения подъемной силы крыла;

• уменьшается скорость полета, подъемная сила создается за счет общего шага несущего винта;

• скорость полета равна нулю, осуществляется вертикальное приземление на несущем винте;

• производится уборка лопастей в дисковое крыло и дальнейший его останов.

Глава 2 - содержит формирование математической модели балансировки дисколета, состоящей из уравнений равновесия и алгоритма расчета, который

(!)

представлен для режима висения, горизонтального полета на несущем винте и полета по самолетному на дисковом крыле.

При создании математической модели пространственной балансировки дисколета используются шесть классических уравнений равновесия, в которых динамические параметры обнуляются, а кинематические являются параметрами режима полета и, следовательно, заданы. Кроме этого, вследствие малости величин, допускается перекрестные составляющие тензора инерции приравнивать нулю, тогда уравнения балансировки можно представить в следующем виде:

т(Пу Уг -О. Уу) = РХ- СбшЭ; т(С1г Ух - = Ру - всозЭсозу; т(ПхУу-ПуУх) = Р1+СсозЭзту;

(Л-./,)• Оя=м*>

Здесь:

С? - сила веса дисколета;

от - масса дисколета;

К> Уу> К> > ~ компоненты линейной и угловой скорости

движения летательного аппарата;

Рх, Ру, Рг, М„ Му, Мг - проекции главного вектора внешних сил Р и

момента М;

■9, у — углы тангажа и крена;

^,■> Л ~ массовые моменты инерции дисколета относительно связанных осей.

Представлены результаты оценки достоверности математической модели балансировки дисколета. Построена модель упругого деформирования лопасти на гибком двухопорном торсионе, алгоритм расчета, представлены результаты исследования сходимости такого расчета в зависимости от числа точек по длине торсиона.

с1 ф2 / ей

¿Фз/сй'

0 0 " ( С03ф2 СОЭфз БШфз 0

0 Ыу. 0 -созф2 бш ф3 совфз 0

0 0 о/ ч эш ф2 0 1

о

С05Фко„

-^пф«,,,

О

С08Ф,И1.

М»

к

м,.

Уравнение (2) определяет упругую деформацию торсиона под действием нагрузок, учитывающих реакции в опорах и обеспечивающих выполнение граничных условий в концевой части торсиона:

А

- ^икр, соэ (р2 ¿Б = О,

(3)

Ч

|8тф2*й = 0.

о

Использованы обозначения:

[Ц„р] - матрица перехода от маховой системы координат в центре

жесткости комлевого сечения лопасти к связанной с сечением лопасти с координатой 5 последовательными поворотами на углы ф,, ф2, ф3;

Фкон ~ Угол конусности торсиона;

EJXS, Шу!, йЗ жесткости изгиба лопасти и жесткость кручения в сечении 5;

Мп, М^, Мг. моменты внешних сил во вращающихся осях.

Горизонтальный полет на несущем винте

Рассмотрим равновесие сил на продольную ось связанной системы координат при установившемся горизонтальном полете

Р., + Р,, + Рг , + Р,, + Рт., - Сяп Э = 0 . (4)

Здесь Рпх, Рр1, Ртх, Рлх, Ртх проекции на ось х силы сопротивления

несущего винта, рулевого винта, тяги двигателя, дискового крыла, планера.

Вектор тяги тянущего двигателя создает только продольную составляющую тяги, тогда {Рт| = {Рт:[,0,0}т. Очевидно, что при заданном угле тангажа равновесие автоматически выполнится, если величина Р, х будет равна сумме сил сопротивления, создаваемых остальными агрегатами, и проекции силы тяжести на продольную ось

(5)

В этом случае число уравнений балансировки дисколета уменьшится до 5-ти, а угол тангажа переходит из категории неизвестных в характеристики режима полета

{с/} = {фн,е„е2,г,фр}т, (6)

{(/} - столбец неизвестных;

Фн - общий шаг несущего винта;

0,, 9г - циклический шаг в продольной и поперечной плоскости;

<рр - шаг рулевого винта.

В принципе этот алгоритм также можно применить на режиме висения. В этом случае угол тангажа будет задан, а величина Ртх определится из (5).

Данный алгоритм расчета применим только до перехода на самолетный режим полета. Критерием возможности перехода на самолетный режим полета является тяга несущего винта, которую с увеличением подъемной силы диска необходимо уменьшить. Когда потребная для баланса сил тяга НВ постигнет нулевого значения, получаем точку перехода.

Полет на самолетном режиме

На самолетном режиме полета лопасти дисколета втянуты внутрь диска, следовательно, управление несущим винтом невозможно. В этом случае управление в продольной и поперечной плоскостях осуществляется по самолетному посредством элевонов и рулей направления.

В этом случае число уравнений балансировки дисколета на самолетном режиме останется также равным пяти, а вот управляющие параметры изменятся, и угол тангажа становится величиной неизвестной

{[/} = {Э,у,фэл,Дф,я,срр1,}Т, (7)

где ф5л - угол установки элевона, Дфэл - разность углов установки элевонов справа и слева (кренение), фрн - угол установки рулей направления.

Тяга тянущего движителя будет вычисляться путем суммирования сил сопротивления планера и несущего диска.

Определяются аэродинамическая нагрузка на лопасть и ее массово-инерционные характеристики, строятся уравнения моментов сил, загружающих лопасть, и их суммирование на втулке несущего винта; исследуется нагружение дискового крыла аэродинамической нагрузкой с помощью программы «Fluent».

Глава 3 - посвящена численной реализации полученных во второй главе математических моделей и алгоритмов расчета. Доказывается, что при уменьшении ометаемой площади за счет включения в нее диска-крыла, более короткие лопасти (более чем в 2 раза), не работающие на максимальных скоростях полета, а только на взлете и при посадке, могут быть выполнены без геометрической крутки и создавать необходимую подъемную силу при меньших значениях общего шага, чем традиционные закрученные лопасти большей длины. Показываются возможности балансировки дисколета на висении в широком диапазоне углов тангажа, что может быть использовано в эксплуатации, например, при посадке на неровную поверхность для исключения земного резонанса. Исследуются зависимости потребной тяги несущего винта, тяги движителя, мощности двигателя от угла атаки и скорости полета дисколета; продольный баланс на различных углах атаки дискового крыла в горизонтальном полете до уборки несущего винта; рассматривается балансировка дисколета на самолетном и переходном режимах, оцениваются влияние на продольный баланс продольных составляющих тяги несущего и

рулевого винтов, тяги движителя и сопротивления планера, приближенный расход мощности двигателя на все составляющие продольных сил; проводится анализ схемы крыла, в которой для достижения высокого качества из диска-крыла выдвигаются консоли большого удлинения (рис. 5), показывается результативность такого подхода по скорости полета и по расходу мощности.

2400 -1

2000

и «

1600

1200

800 -

400

0 50 100 150 200 250 300 350

Ух, км/час

Рис. 6. Сравнительный баланс мощностей для полета дисколета на различных углах тангажа и вертолета: О - 6°; О - 10°; О - 15°; • - вертолет

0 1 23456789 10 11

Э, град.

Рис. 7. Изменение аэродинамического качества диска по углу тангажа в зоне перехода

режима полета

N„ л.с. 1600 -т

0 50 100 150 200 250 300

Vx, км/час

Рис. 8. Мощности, затрачиваемые на полет дисколета: <3 - тянущий движитель, X - несущий винт, □ - сумарная

N„, л.с.

250 275 300 325 350 375 400

Ух, км/час

Рис. 9. Потребные мощности по скорости полета: • - 0°; □ - 2°; О - 5°; Ш - 10°; О - без консолей.

выводы

В диссертации предложены следующие основные результаты, полученные соискателем:

1. Новая схема крыла самолета вертикального взлета и посадки в виде диска, из которого выдвигаются лопасти, превращая крыло в несущий винт.

2. Способ повышения аэродинамического качества дискового крыла посредством выдвижения дополнительных аэродинамических консолей.

3. Способ уборки лопастей в диск за счет кинетической энергии вращающегося крыла, не требующий дополнительных энергетических устройств.

4. Способ крепления лопастей на двухопорных торсионах, распложенных в диске и соединяющихся с лопастями в единый стержень после их полного выпуска.

5. Технология полета дисколета.

6. Основы проектирования самолетов вертикального взлета и посадки с дисковым крылом.

7. Математические модели балансировки дисколета, а также двухопорного торсиона, как составной части аэроупругого расчета несущего винта с бесшарнирной втулкой.

8. Результаты численных исследований летных возможностей дисколета, которые подтвердили ожидаемые эксплуатационные характеристики: максимальная скорость 375 км/ч, что значительно превышает вертолетные показатели при условии ограничении мощности 1200 л.с.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНО В СЛЕДУЮЩИХ РАБОТАХ:

В научных журналах, рекомендованных ВАК:

Х.Павлов В.В. Свойство пера птицы изменять свою жесткость -Авиационная техника №3, 2006, с. 70-72.

2. Павлов В.В. Напряженное состояние крыла в области скачков крутящего момента. - Авиационная техника №1, 2009, с. 70-71.

3. Гирфанов A.M., Павлов В.В. Математическая модель балансировки дисколета вертикального взлета и посадки - Авиационная техника №1, 2010.

В патентах на изобретения:

А.Павлов В.А., Павлов В.В. Патент № 2101215 - Крыло Самолета Павловых. - Российское агентство по патентам и товарным знакам.,1998.

5. Павлов В.А., Павлов В.В. Патент № 2192986 - Самолет Павловых. -Российское агентство по патентам и товарным знакам. Москва, 20-11-2002.

6. Павлов В.В. Патент № 2385267 - Способ преобразования дискового крыла - Федеральная служба по интеллектуальной собственности патентам и товарным знакам. 27.03.2010.

В других журналах и материалах научных конференций:

I. Павлов ВВ., Мельничное A.B., Лигой В.В., Иванов Я.В. О динамике преобразования роторной системы посадки. - Вестник Казанского Государственного технического университета им. А.Н. Туполева №2, 2008, с.8-, 11.

8. Павлов В.А., Быков А.Л., Павлов В.В. Transformable Flying Vehicle. -27th European Rotorctraft Forum, 2001, Moskow.RU/ c. 146-147.

9. Павлов B.A., Быков А.Л., Павлов B.B. Дисколет с вертикальным взлетом и посадкой. - Тез. конф.-выставки "Транспорт", 11-13 февр. 2002, Москва -Звенигород, с.24-26.

10 .Павлов В. А. Павлов В.В. Проблемы создания преобразуемых летательных аппаратов. - Второй международный конгресс "Нелинейный динамический анализ NDA' 2", Москва, 3-8 июня 2002, с.35-36.

II. Павлов ВВ. О вертикальном взлете и посадке самолета. - X Туполевские чтения, Казань, КГТУ им. Туполева 2002 г., с.9.

12.Павлов В.В. Преобразуемый самолет. - XI Туполевские чтения, Казань, КГТУ им. Туполева 2003 г., с.26.

13. Павлов В.А., Павлов В.В. Проблемы вертикального взлета и посадки летательных аппаратов. - Российский форум "Авиакосмические технологии и оборудование", Казань 2003.

14. Павлов В.А., Павлов В.В. Крыло самолета Павловых. - 31 Salon Inventions Geneva' 2003, с. 143.

15. Павлов В.А., Павлов В.В., Мельничное A.B., Огородов М.В. О самолете, имеющем средство спасения. — VII Международный симпозиум "Актуальные проблемы прикладной физики, машиностроения и механики сплошных и сыпучих сред", Москва -2004.

16.Павлов В.В., Лигай В.В. Несущий винт, убирающийся в дисковое крыло. -XXX Гагаринские чтения. МАТИ, Москва-2004, с. 120-121.

17. Павлов В.В., Шигапов А.И. Поворотный винт самолета вертикального взлета и посадки. - XXX Гагаринские чтения. МАТИ, Москва-2004, с.123.

18. Павлов В.В. Особенности конструкции крыла птицы. - XII Туполевские чтения, Казань, КГТУ им. Туполева, 2004, с. 30-31.

19. Павлов В.В. О перспективах развития силовых элементов крыла. -Сборник материалов XVII Всероссийской межвузовской научно-технической конференции, Казань-2005, с. 246-247.

Ю.Павлов В.В., Павлов В.А., Мельничное A.B., Лигай В.В. Проблемы создания дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов с вертикальным взлетом и посадкой. - Сборник материалов XVII Всероссийской межвузовской научно-технической конференции, Казань-2005, с. 247-248.

21 .Павлов В.В., Шигапов А.И. Дистанционно-пилотируемый самолет вертикального взлета и посадки. - XIII Туполевские чтения, Казань 1000 лет, КГТУ им. Туполева, 2005, с. 33.

22. Павлов В.А., Павлов В.В., Шигапов А.И. Летающая лаборатория на основе вертикально-взлетающего летательного аппарата с дисковым крылом. -

Сборник материалов XVIII Всероссийской межвузовской научно-технической конференции, Казань-2005, с. 299-300.

23. Павлов В.А., Павлов В.В. Городской самолет. - Материалы конференции "Региональные аспекты "Стратегии развития транспорта", 2006.

24. Павлов В.А., Павлов В.В., Мельничное A.B., Шигапов А.И., Иванов Я.В., Газизов И.Ф., Колесников И.В. Принципы полета вертикально-взлетающего самолета - Материалы международной научно-практической конференции "АКТО-2006",с. 31-32.

25. Павлов В.В., Газизов И.Ф., Шигапов А.И. О компенсации реактивного момента вертикально взлетающего летательного аппарата с дисковым крылом. - XIV Туполевские чтения, Казань, КГТУ им. Туполева, 2006, с. 33-34.

26. Павлов В.А., Павлов В.В., Шигапов A.M. Vertical Take-off and Landing Vehicle. - Abstract Book. 33rd European Rotorcraft Forum Kazan, Russia, 2007, c. 65.

27. Павлов B.B. Способ разгрузки дискового крыла. - XV Туполевские чтения, Казань, КГТУ им. Туполева, 2007.

28. Павлов В.В. О преобразовании дискового крыла. - XVI Туполевские чтения, Казань, КГТУ им. Туполева, 2008.

29. Павлов В.А., Павлов В.В., Лигай В.В., Шигапов А.И., Иванов Я.В. Дисковое крыло в авиации и космонавтике. - Материалы международной научно-практической конференции "АКТО-2008" с. 57-62.

Формат 60x84 1/16. Бумага офсетная. Печать офсетная. Печ. л. 1,0. Усл. печ. л. 0,93. Уч.-изд. л. 1,0. Тираж 100. Заказ Н 86,

Типография Издательства Казанского государственного технического университета: 420111 Казань, К. Маркса, 10.

Введение.

1 Преобразуемое дисковое крыло.

1.1 Актуальность решаемой задачи.

1.2 Способ соединения крыла и несущего винта.

1.3 Управление углом установки лопастей.

1.4 О проектировании летательного аппарата с дисковым крылом.

1.5 Технология полета на дисковом крыле с повышенным качеством

1.6 Применение дискового крыла в различных схемах летательных аппаратов

2 Математическая модель балансировки дисколета.

2.1 Уравнения балансировки дискового крыла.

2.2 Алгоритм расчета дисколета.

2.3 Лопасть на двухопорном торсионе.

2.4 Нагружение лопасти.

2.5 Нагрузки, создаваемые дисковым крылом.

2.6 Оценка достоверности математической модели балансировки дисколета

3 Исследование и оптимизация летных характеристик дисколета.

3.1 Висение.

3.2 Горизонтальный полет на несущем винте.

3.3 Горизонтальный полет по-самолетному.:.

Идею создания летательного аппарата типа вертолета (геликоптера) связывают с именем Леонардо да Винчи. Им предложено использовать винт в виде несущей системы, которая может подниматься с грузом, лететь на какие -то расстояния, а затем мягко приземляться. Предложение XV века было осуществлено лишь в XX, в отличие от самолета, у которого от идеи до реализации прошло совсем немного времени. Оказалось, что для создания геликоптера (что значит винт плюс крыло, или как у Леонардо да Винчи -спираль плюс перо) необходимо сначала осознать крыло, что было сделано лишь в XX веке [1, 2, 3].

Если раньше казалось, что для полета на крыле необходимо создавать ему машущие движения (как у птицы), то на основе теории Н.Е.Жуковского ученые пришли к выводу, что при определенной форме сечения крыла набегающий поток воздуха создает подъемную силу, даже если крыло при этом не делает никаких движений (парящий полет птицы). И, если несколько таких крыльев соединить в несущий винт, придать ему вращательное движение, при котором каждое крыло (лопасть) получит скорость и будет обдуваться воздухом — появится подъемная сила винта, на котором возможно осуществлять взлет, посадку и горизонтальный полет [4, 5, 6].

Развитие несущего винта определяется, конечно, вертолетостроением, где винты осуществляют и создание подъемной силы и силы для горизонтального полета, и функции управления. Основные достоинства вертолета: вертикальный взлет и посадка. Для вертолета нет необходимости во взлетной полосе, которая для современных самолетов достигает 3-4 километров, он может и висеть над водной поверхностью. Однако в развитии вертолетов много ограничений.

1. Классический вертолет не может развивать скорость более 350 км/час. Это связано с тем, что в горизонтальном полете лопасти несущего винта, находящиеся в момент вращения с одного борта, имеют большую скорость обтекания, в то время как с противоположного — меньшую.

2. Лопасть вертолета представляет собой гибкую конструкцию и, когда на стоянке лопасти свисают почти касаясь корпуса — «стояночный свес», который тем больше, чем больше длина лопасти. Лопасть длиной более 20 метров становится настолько тяжелой, что вертолет как грузоподъемное устройство становится просто не выгодным. Теоретически предел грузоподъемности около 35 тонн, а практически это вертолет МИ-26, который поднимает 25 тонн.

Если у кого - то возникнет вопрос: почему нигде в мире нет серийных вертолетов грузоподъемностью более 25 тонн, не верьте, что это никому не нужно. Ведь есть же самолеты грузоподъемностью и в 250 тонн, но самолет доставит этот груз лишь туда, где есть соответствующий аэродром. А дальше, а туда, где горы, где вечная мерзлота, болота, или очень ранимая тундра, где как раз и очень пригодились бы собранные на "материке" конструкции? Даже простейшие газоперекачивающие станции имеют вес более ста тонн и перевозятся на Север в собранном состоянии, а конструкции, которые сооружаются на шельфах.

3. Ограничение по удельной нагрузке - каждый квадратный метр площади круга, ометаемого винтом, несет вес не более 50 кг, при большей удельной нагрузке поток от винта будет так силен, что не позволит производить работы под несущим винтом.

4. Еще одним ограничением считают передачу большой мощности через один вал, а точнее через редуктор от двигателя к несущему винту. Считается, что предел возможной передачи мощности через коническую пару шестерен редуктора равен 8 тысячам лошадиных сил (л.с.), а"таких пар в редукторе от вала одного двигателя, может быть две, значит, мы не можем создать одновинтовой вертолет, имеющий два двигателя; мощностью более 32 тыс. л.с. [7, 8, 9]

Если мы находимся в области нескольких ограничений, это не значит, что мысль об увеличении скорости, грузоподъемности, области применения, может остановиться.

На протяжении последних тридцати — сорока лет, то есть с момента, когда стало ясно, что вертолет утвердился как достаточно надежное транспортное средство, идут интенсивные работы по созданию летательных аппаратов, объединяющих качества самолета и вертолета.

Винтокрыл. Наиболее характерным летательным аппаратом такого типа является вертолет - самолет, называемый винтокрылом. На режиме взлета или посадки, когда горизонтальной скорости нет и крыло не эффективно, винты, объединенные с двигателями в общем блоке и укрепленные на конце крыла, поворачиваются так, что создают подъемную силу. В режиме горизонтального полета подъемная сила создается крылом, а винты создают горизонтальную тягу.

Рис. 1. Винтокрыл

Появление винтокрылов породило массу проблем, препятствующих их развитию.

1. Винты, расположенные в вертикальном полете над крылом, не могут реализовать свою подъемную силу, так как крыло мешает движению воздуха, отбрасываемого винтами, поэтому существуют винтокрылы, у которых крыло поворачивается вместе с винтами и двигателями, что достаточно сложно.

2. Винты больших диаметров, позволяющие взлететь, затем работают в горизонтальном полете как тянущие, ограничивая скорость полета на уровне 500-550 км/час.

3. На традиционных несущих винтах могут взлетать только винтокрылы малого веса ввиду ограниченной способности несущих винтов по грузоподъемности.

За рубежом придается большое значение работам в области создания скоростных вертолетов, винтокрылов и преобразуемых винтокрылых аппаратов. В США, Англии, Франции и ФРГ разрабатывается ряд программ научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, ставящих целью определить оптимальные конфигурации скоростных вертолетов, винтокрылов и преобразуемых винтокрылых аппаратов, а также разработку конкретных проектов.

Большинство этих программ финансируется вооруженными силами, по заказам которых ведутся исследования возможностей увеличения скорости существующих типов вертолетов и разрабатываются новые типы скоростных вертолетов, винтокрылов и преобразуемых винтокрылых аппаратов. Из военных программ в первую очередь следует отметить программу разработки для армии США усовершенствованного боевого летательного аппарата для огневой поддержки с воздуха. Характерно также, что схема винтокрыла рассматривается перспективной и для авиалиний малой и средней протяженности, для которых разработан ряд проектов винтокрылов фирмами Локхид и Сикорский в США и Сюд Авиасьон во Франции. [10, 11, 12]

Проекты преобразуемых винтокрылых аппаратов с поворотными и убираемыми несущими винтами разрабатывались в США в соответствии с концепцией САЛА, предусматривающей создание летательного аппарата для спасения экипажей сбитых самолетов. Проекты таких аппаратов исследуются и для возможного их применения на авиалиниях малой и средней протяженности, где они смогут обеспечить достижение скоростей полета, приближающихся к скоростям обычных самолетов.

Кроме того, всеми вертолетостроительными фирмами, а также многими самолетостроительными фирмами на свои средства ведутся исследования новых схем скоростных вертолетов и винтокрылов, а также преобразуемых винтокрылых аппаратов. Особенно большой объем проектных и экспериментальных работ по новым схемам аппаратов проводится в США фирмами Белл, Боинг, Вертол и Сикорский. [13, 14, 15]

Посадка космических аппаратов на несущих винтах. Каждому из нас наиболее привычно представление посадки космических спускаемых аппаратов, в том числе и с космонавтами, на парашютных системах, которые в момент приземления гасят скорость с помощью двигателей мягкой посадки. В 50-е годы как альтернатива парашютам начинается проектирование и экспериментальные исследования средств спасения с торможением на складных несущих винтах, названных ротошютами (рис. 2). К использованию несущих винтов склонялся в то время и С.П.Королев, однако в 70-х годах исследования эти прекратились. [16, 17]

Развитие новейших отраслей промышленности, техники, биологии и медицины в ряде случаев становится невозможным без использования уникальных материалов и препаратов, производство которых в настоящее время возможно только в условиях космического пространства. Промышленное использование космических технологий предъявляет дополнительные требования к системам возвращения полезной нагрузки с баллистических траекторий.

Рис. 2. Ротошют

Кроме того, в условиях новых экономических отношений значительно увеличились размеры компенсаций за отчуждение земель для осуществления запуска многоступенчатых ракетоносителей и посадки спускаемых аппаратов, что влечет за собой и увеличение стоимости созданных в условиях космического пространства материалов и препаратов. В этой связи представляет интерес разработка принципиально новых систем посадки, обеспечивающих приведение спускаемого аппарата в заданный район, что не всегда возможно традиционным способом (парашютным).

В последнее время, с появлением новых конструкционных материалов, внимание разработчиков систем приземления и спасения вновь привлекают системы посадки на базе роторных несущих устройств. Удобство такой системы состоит в том, что начальное торможение и стабилизация летательного аппарата, регулирование и управление сопротивлением и подъемной силой на всей траектории спуска, а также конечное торможение, то есть обеспечение "мягкой" посадки, создаются единой системой.

Использование роторной системы в качестве альтернативы парашютным имеет ряд существенных преимуществ :

- возможность обеспечения заданных перегрузок при широком диапазоне изменения скорости спускаемого аппарата;

- устойчивость и точное управление положением летательного аппарата на всех режимах полета;

- способность обеспечить безопасную посадку на неподготовленную площадку;

- возможность планирования точно к месту посадки;

- возможность уменьшения вертикальной скорости в момент касания с поверхностью Земли без привлечения дополнительных энергетических источников (за счет накопленной кинетической энергии вращения винта).

Начало работ над роторными системами посадки (РСП) было положено европейскими и американскими фирмами. Исследовались РСП с жесткими лопастями. Для подтверждения потенциальных возможностей РСП фирмой 8

Каман (США) была разработана и испытана в аэродинамической трубе и в летном эксперименте установка "Ротошют". Испытания проводились с целью исследования работоспособности РСП на больших высотах при высоких начальных скоростях обтекания, управления РСП, а также режимов посадки с нулевой скоростью.

Испытания в аэродинамической трубе показали возможность осуществления раскрытия ротора в широком диапазоне скоростей (при числах М от 0,5 до 3,0) и высот (от 12000 до 36000 м), летные испытания продемонстрировали надежную работу РСП при начальных скоростях, соответствующих числам М, равным 0,95-1,2 и высотах от 150 м до 1300 м. Экспериментальные установки типа "ротошют" с диаметром роторов от 0,3 до 7,4 метров прошли комплекс летных испытаний и успешно применялись для мягкого приземления со скоростью до 6 м/с грузов весом от 2,7 до 410 кг.

Известные автору отечественные исследования по РСП проводились в начале 70-х годов и ограничивались исследованиями РСП с жесткими лопастями на малоразмерных моделях в аэродинамических трубах при гиперзвуковых и околокосмических скоростях.

Следствием положительных результатов отечественных и зарубежных исследований РСП стала разработка различных проектов роторных систем спасения и посадки для конкретных спускаемых аппаратов. В частности, один из первых вариантов системы спасения и посадки первого спускаемого аппарата космического корабля "Восток" проектировался с РСП. Однако в силу некоторых обстоятельств он не пошел в серию как альтернатива парашютной системе.

Подобные системы не были доведены до промышленных образцов, в основном вследствие их неудовлетворительных габаритно-массовых характеристик и неприемлемой компоновки при проектировании конкретных спускаемых аппаратов.

Обобщая вышеизложенное, можно заключить, что использование роторных систем в качестве систем торможения и посадки возможно, однако необходимо решить ряд проблем, связанных с уменьшением габаритно — массовых характеристик РСП до сравнимости их с характеристиками парашютных систем и созданием приемлемой компоновки РСП в спускаемом аппарате. Как один из вариантов решения этих проблем можно предложить использование РСП со сворачиваемым несущим винтом.

Сворачиваемые лопасти несущего винта. Идея создания несущего винта, лопасти которого не имеют собственной изгибной и крутильной жесткости, предложена И. П. Братухиным и существует уже около ста лет. С понятием эффективной изгибной жесткости мы уже как-то смирялись и понимаем, что лопасть вертолета, представляющая собой на стоянке внешне очень ненадежное сооружение, при вращении приобретает большую изгибную жесткость, способную нести тяжелые винтокрылые машины. Такого понимания в отношении эффективной крутильной жесткости, можно сказать, нет не только в кругах обывателей, но и на уровне КБ и НИИ, занимающихся вертолетостроением, хотя теоретические разработки на эту тему существуют.

Достаточно бурное развитие эти нежесткие или эластичные лопасти получили в 60 —е годы в США в связи с появлением изобретения, которое предполагает перед остановкой несущего винта каждую лопасть сворачивать на отдельный барабан, а процесс разворачивания начинать тогда, когда втулка несущего винта раскручена до определенных оборотов и концевые грузы лопастей имеют инерционные силы, способные вытянуть лопасть, накрученную на барабан. Сворачиваемый несущий винт (СНВ) привлекателен своей компактностью, которую можно использовать в ротошютах космических аппаратов, в летательных аппаратах других классов как дополнительное устройство для выполнения висения, авторотации, вертикального взлета и посадки. [17, 18]

Рис. 3. Лопасти, сворачиваемые на отдельные барабаны

Однако в 70-х годах бум развития СНВ в США прекратился. Для развития СНВ в России это стало непреодолимым препятствием. Мы привыкли все оценивать с оглядкой на Запад и, если развитие СНВ в США зашло в тупик, значит и мы не должны этим заниматься. А может быть что-то можно изменить, улучшить? По этому поводу вспоминается рассуждение известного советского авиаконструктора, итальянца по происхождению, Роберта Людвиговича Бартини. Он говорил: "У вас не решается шахматная задача, а вы достаете из кармана дополнительную пешку. В шахматах это запрещено, а в технике?.!"[ 19, 20]

Взлет и посадка на реактивных струях. Система А-клиппер. Идея торможения при посадке реактивной силой двигателя достаточно очевидна. Она используется для уменьшения пробега самолета после посадки, но в отличии от взлета и пробега посадка на реактивных струях - очень сложная задача. Однако в последнее время появилась Американская программа Д-клиппер, ставящая целью разработку дешевых перспективных космических транспортных систем, которая пытается реализовать единую систему взлета и посадки на реактивных струях.

Обоснованием новой программы является то, что издержки космических перевозок в настоящее время преобладающим образом состоят из эксплуатационных издержек системы, которые включают предпусковой монтаж, сборочные и проверочные работы в случае невозвращаемого JIA и стоимость восстановительных, сборочных (монтажных) работ между полетами в случае наполовину повторно используемых космических систем Шатл. Полностью многократно используемый А-клиппер, одноступенчатая (55ТО) система разрабатывается с целью уменьшить либо устранить многие из этих дорогостоящих операций, что приводит к значительному снижению стоимости и к повышению безопасности текущих перевозок в космическое пространство и обратно. Снижение стоимости одного полета для транспортной системы, предназначенной для подъема ракеты — носителя средней грузоподъемности на околоземную орбиту, ниже 10 миллионов долларов позволит открыть новую эру в использовании космического пространства в военных, государственных гражданских, а главное — в общечеловеческих областях и в расширяющемся коммерческом рынке.

При поддержке ВМДО (оборонная организация — спонсор) команда McDonnell Douglas выполняет программу одноступенчатой ракетной технологии (SSRT), чтобы продемонстрировать характеристики низкоскоростного полета и возможность достичь самолетоподобной эксплуатации, возможность выполнить полет с одноступенчатой системой на криогенном ракетном топливе. Эту программу называют ДС-Х (А-клипперная, экспериментальная). Разработка средств обслуживания и эксплуатации была с самого начала совмещена с разработками как ДС-Х, так и соответствующих наземных систем в ходе всего цикла проектирования. Была проанализирована самолетная практика, а затем результаты внедрены в разработку ДС-Х, для уменьшения времени техобслуживания с целью доказать, что время восстановления для ракеты многократного использования может быть уменьшено и сделано почти равным времени, которое требуется для систем эксплуатации в самолетной индустрии.

Чтобы оценить успешность ДС-Х в том, что касается концепции самолетоподобной эксплуатации, перед испытательной программой была выполнена приближенная оценка сервисных и эксплуатационных требований, а также требований надежности.

Заявлено, что "продемонстрированы летные характеристики полностью возвращаемого JIA с автономным управлением, с двигателем на жидком кислороде либо жидком водороде, вертикального взлета и посадки, который в полной сохранности возвращается в свой космопорт в случае чрезвычайной ситуации, включая отключение двигателя. Успешно продемонстрирована реальная вынужденная посадка".

Бортовые системы наведения и система управления полетом позволяют ему совершать полет на ветру как при посадке, так и при приземлении; ветер и его порывы больше не являются помехой при эксплуатации. А -клиппер возвращается из космоса в позиции носом вперед (до 2 км); после того как он замедляется примерно до М=0,2 он разворачивается кормой вперед для посадки. Бортовая глобальная система ориентирования (GPS), обеспечит точную посадку рядом со стартовыми стойками. От 2-х до 4-х из восьми основных двигателей используются для торможения и управления вертикальной посадкой JIA на небольшую площадку по соседству со стартовой установкой.

Процесс "восстановления" должен начинаться сразу же после приземления и обеспечивает автоматическое выключение систем. Наземная бригада буксирует его назад на стартовую позицию для того, чтобы выгрузить груз или пассажиров, выполнить техобслуживание, дозаправку и погрузку, необходимые для следующего полета.

Итак, мы рассмотрели основные возможности вертикального взлета и посадки и каждая из них имеет явные недостатки: вертолет - малую скорость полета, винтокрыл - и скорость и взлетный вес меньше, чем у самолетов, преобразуемые летательные аппараты, представляющие собой одновременно и вертолет и самолет - пока не нашли наилучшего воплощения, так как в их взлетный вес входят паразитные агрегаты ( крыло - на взлете и посадке, а несущий винт - в горизонтальном полете), которые делают их малорентабельными.

Средство спасения на ротошюте громоздкое и тяжелое; СНВ, у которого каждая лопасть сворачивается на отдельный барабан - имеет тяжелые редукторы, трансмиссию и даже двигатели для сворачивания лопастей после посадки, перед остановкой их вращения; использование для взлета и посадки ракетных двигателей, видимо, может иметь место, как у А-клиппера, хотя имеет большой недостаток — на такую посадку необходимо много топлива, посадка невозможна при выходе двигателей из строя, невозможно возвращение ракеты прямо на стартовую площадку.

Наилучшим средством для вертикального взлета и посадки, а также средством спасения были бы несущие винты, так как они могут служить средством спасения при отказе двигателей, отсутствии топлива, способны осуществить посадку на аэродром или на неподготовленную площадку, а также на место будущего старта ракеты. Наилучшим средством, если бы были свободны от описанных выше недостатков.

Системы вертикального взлета и посадки на винтах предложены в Казанском Государственном Техническом Университете им. А.Н.Туполева (КАИ). Они компактны, легки, так как не имеют редукторов и трансмиссий, удачно объединяют винт с крылом и практически не имеют эффекта паразитных грузов [19]. Построены демонстрационные модели, (рис. 4)

Состояние казанских исследований на фоне мировых. В 80-е годы в КАИ была открыта подготовка по специальности «Вертолетостроение» и" появились исследования по сворачиваемым несущим винтам (СНВ) с эластичными лопастями. Оказалось, что эти исследования явились повтором работ, выполненных в США, но это стало известным, когда уже появились реальные модели СНВ и установки для их испытаний, включающие создание СНВ для посадки космического аппарата одного из отечественных КБ. И только выполнение СНВ в реальном масштабе показало насколько тяжелы эти системы, включающие трансмиссии, редукторы и даже двигатели для сворачивания эластичных лопастей.

Рис. 4. Принципиальная схема РСП с эластичными лопастями:

1 - эластичная лопасть; 2 - внешний диск; 3 - барабан намотки лопастей; 4 - концевой груз; 5 - серворуль В результате появилось отечественное изобретение [19]. СНВ, у которого все лопасти сворачиваются на один барабан, расположенный на оси несущего винта, а процесс сворачивания происходит за счет кинетической энергии движения лопастей (рис. 4). Для этого барабан, к которому прикрепляются лопасти, тормозится и лопасти наворачиваются на него появляющимися при этом кориолисовыми силами. Сворачивание на один барабан значительно уменьшило массу СНВ. Он стал конкурентоспособен с парашютными системами, обремененными двигателями мягкой посадки.

Проводились исследования по увеличению эффективной жесткости кручения эластичных лопастей за счет установки закрылков, одновременно исполняющих функции серворулей. Но развитие указанных СНВ не получило продолжения из-за сложности производства эластичных лопастей. Этим вопросом интенсивно занимались в Европе и США [19], но надежной конструкции и технологии так пока и не выработано.

Самолеты вертикального взлета и посадки (СВВП). Большая часть работ, проводимых в 50-е годы в Мире по созданию СВВП, посвящена соединению самолета с несущим винтом [13]. Это и вертолеты с несущим а б крылом и тянущим двигателем, и вертолеты-самолеты с убираемыми лопастями, с останавливаемыми лопастями, участвующими после останова в создании подъемной силы самолета, лопастями, вращающимися реактивными струями, вытекающими из их концевых частей.

Развивалось направление, в котором предполагалось лопасти частично втягивать в дисковый обтекатель втулки несущего винта, который в горизонтальном полете создает приращение к подъемной силе основного традиционного крыла. Это «Дискротор» фирмы «Райан», который так и не был построен. Идут работы на Тайване по созданию дискового крыла, но они пока не эффективны.

Одним из важнейших этапов создания новой авиационной техники является математическое моделирование ее летных возможностей. Для их оценки, которых требуется решение задачи балансировки. Модели балансировки дисколета до сегодняшнего дня не существовало. Поэтому возник вопрос о выборе прототипа. Вследствие того, что дисколет оснащен несущим винтом, как и вертолет, то выбор пал на вертолетные модели решения задачи расчета баланса сил и моментов.

К наиболее известным способам следует отнести работу Браверманна [21] в которой решена задача балансировки вертолета с разделением на продольную и поперечную. Кроме этого, в вертолетной промышленности были разработаны более эффективные методики расчета без традиционного разделения на продольную и поперечную балансировку, учитывающие конструктивные особенности несущих винтов с шарнирным креплением лопастей (наличие демпферов вертикальных шарниров, деформации лопастей и т.д.). Здесь следует отметить диссертацию А.Ю. Лисса, защищенную в 1974 году, где разработан метод корректировки > балансировочных характеристик с учетом упругости лопастей [22].

Общим недостатком рассмотренных выше работ является то, что они ориентированы на вертолеты, оснащенные шарнирным винтом. Такого рода модели неплохо зарекомендовали себя для вертолетов, для которых характерно

16 слабое изменение коэффициента сопротивления фюзеляжа по углу атаки, небольшие размеры крыла, а также разнос горизонтальных шарниров менее 5%.

Для предлагаемого летательного аппарата данный способ решения задачи балансировки неприемлем, так как в этом случае оба условия будут нарушаться. Поэтому было обращено внимание на математическую модель пространственной балансировки вертолета с бесшарнирным винтом, разработанную в Казани [83]. В этой модели таких ограничений не заложено. Кроме того она была апробирована при проектировании и летных испытаниях вертолета «Ансат», производимого на ОАО «Казанский вертолетный завод». Взяв за основу алгоритм решения, предложенный в этой работе, автором была разработана комплексная математическая модель пространственной балансировки дисколета, основанная на нескольких способах полета, таких как: на несущем винте совместно с дисковым крылом; на дисковом крыле; на дисковом крыле с выдвигаемыми аэродинамическими консолями крыла.

Лопасти дисколета закреплены на двухопорных торсионах, распложенных в диске, которые после выпуска соединяются с лопастями в единый стержень. Поэтому возникла необходимость решения задачи упругого деформирования стержня закрепленного с двух концов и определяющего маховые движения лопасти.

Много работ посвящено исследованию задач статики, динамики и устойчивости авиационных конструкций, базирующихся на стрежневой расчетной схеме. Как правило, в них учитывается конечность перемещений, но в разрешающих уравнениях накладываются ограничения на величину этих перемещений или линеаризуются сами уравнения. Довольно широко используется теория упругой линии двоякой кривизны [23, 24, 25, 26].

В середине 60-х годов нашла широкое применение методика расчета деформаций лопасти несущего винта, разработанная A.B. Некрасовым [27, 28].

В начале 70-х годов наиболее существенный вклад в развитие методов расчета деформаций лопастей несущих винтов внесли работы А.Ю. Лисса. [29,

30] Лиссом А.Ю. в разложении деформаций применены формы связанных собственных колебаний лопасти с учетом изгиба в двух плоскостях и кручения.

Применение теории больших перемещений в полном объеме стало возможным благодаря развитию эффективных численных методов решения задач строительной механики, которые позволяют заменять дифференциальные уравнения системой нелинейных алгебраических уравнений.

С появлением этих методик теория больших перемещений тонких стержней [31, 32] получила дальнейшее развитие в работах [33, 34] и развилась в геометрически нелинейную теорию пространственно-деформированных стержневых конструкций крыльевого профиля [35, 36, 37, 38, 39, 40].

Математическое обеспечение, созданное на основе теории пространственно-деформированных стрежней, успешно применяется при моделировании реальных процессов, и при этом были получены достаточно точные результаты, подтвердившиеся на практике. Поэтому моделирование деформирования двухопорного торсиона проведено на основе теории пространственно-деформируемых стержневых конструкций.

В диссертации предлагаются: новый принцип создания самолетов вертикального взлета и посадки; основы их проектирования и конструирования; технология полета; способ повышения аэродинамического качества дискового крыла; математические модели балансировки дисколета, а также двухопорного торсиона, как составной части модели аэроупругого расчета несущего винта с бесшарнирной втулкой; а также результаты численных исследований летных характеристик дисколета на установившихся режимах полета. ~

4 Заключение

В диссертации предложены следующие основные результаты, полученные соискателем:

• Новая схема крыла самолета вертикального взлета и посадки в виде диска, из которого выдвигаются лопасти, превращая крыло в несущий винт;

• Способ повышения аэродинамического качества дискового крыла посредством выдвижения дополнительных аэродинамических консолей;

• Способ уборки лопастей в диск за счет кинетической энергии вращающегося крыла, не требующий дополнительных энергетических устройств;

• Способ крепления лопастей на двухопорных торсионах, распложенных в диске и соединяющихся с лопастями в единый стержень после их полного выпуска;

• Технология полета дисколета;

• Основы проектирования самолетов вертикального взлета и посадки с дисковым крылом;

• Математические модели балансировки дисколета и двухопорного торсиона, как составной части аэроупругого расчета несущего винта с бесшарнирной втулкой;

• Результаты численных исследований летных возможностей дисколета, которые подтвердили ожидаемые эксплуатационные характеристики: максимальная скорость 376 км/ч, что значительно превышает вертолетные показатели при условии ограничении мощности 1200 л.с.

1. ред. Г.П. Свищёв. - М.: Большая Российская энциклопедия, 1994. — 736 с.

2. Миль M.JI. Как создать вертолет нужный людям. М.: «Машиностроение», 1999. - 168 с.

3. Богданов Ю.С. и др. Конструкция вертолетов: Учебник для авиационных техникумов. — М.: «Машиностроение», 1990. 272 с.

4. Юрьев Б.Н. Аэродинамический расчет вертолетов. М.: «Оборонгиз», 1956.-560 с.

5. Володко A.M. Основы летной эксплуатации вертолетов. Аэродинамика. М.: «Транспорт», 1984. - 256 с.

6. Володко A.M. Основы аэродинамики и динамики полета вертолетов: Учеб. Пособие для вузов. М.: «Транспорт», 1988. - 342 с.

7. Тищенко М.Н., Некрасов A.B., Радин A.C. Вертолеты. Выбор параметров при проектировании. М.: «Машиностроение», 1976. - 368 с.

8. Миль М.Л., Некрасов A.B., Браверман A.C., Гродко Л.Н., Лейканд М.А. Вертолеты. Расчет и проектирование, ч. 1, Аэродинамика. М.: Машиностроение, 1966.

9. Далин В.Н., Михеев C.B. Конструкция вертолетов: Учебник. М.: Изд-воМАИ, 2001.-352 с.

10. Ружицкий Е.И. Современная авиация. .Европейские самолеты вертикального взлета и посадки. М.: «Астрель», 2000. - 256 с.

11. Ружицкий Е.И. Современная авиация. Американские самолеты вертикального взлета и посадки. М.: «Астрель», 2000. — 190 с.

12. Курочкин Ф. П. Основы проектирования самолетов с вертикальным взлетом и посадкой.— М.: Машиностроение, 1970.

13. Проектные и экспериментальные исследования скоростных вертолетов и винтокрылых аппаратов. Обзоры. Переводы. Рефераты. №269 / Ред. Е.И. Ружицкий ЦАГИ. Бюро научно-технической информации, 1969.

14. Ружицкий Е.И. Мировые рекорды вертолетов. Казань: «Вертолет», 2005.-288 с.

15. Павлов В.В., Мельничнов A.B., Шигапов А.И., Иванов Я.В., Газизов И.Ф., Колесников И.В. Околозвуковой вертолет-самолет. Материалы конференции "Региональные аспекты "Стратегии развития транспорта", 2006 г.

16. Жесткие роторы. Обзоры. Переводы. Рефераты. №276 / Ред. Е.И. Ружицкий ЦАГИ. Бюро научно-технической информации, 1969.

17. Роторные системы для спуска и посадки космических летательных аппаратов, возвращения отработавших ступеней ракет и десантирования грузов. Обзоры. Переводы. Рефераты. №258 / Ред. Е.И. Ружицкий ЦАГИ. Бюро научно-технической информации, 1968.

18. Носов A.A. Выбор параметров роторной несущей системы спускаемого летательного аппарата с эластичными лопастями. Дисс. канд.техн. наук. Казань, КГТУ им. А.Н. Туполева 1993. —165с.

19. Павлов В.А., Привалов Л.В., Рыбаков A.B. Патент N2005655 -Несущий винт летательного аппарата с гибкими убираемыми лопастями. Комитет РФ по патентам и товарным знакам. 15.01.94.

20. Чутко И. Красные самолеты. М.: «Политиздат», 1979. - 128 с.

21. Браверман A.C., Перлштейн Д.М., Лаписова C.B. Балансировка одновинтового вертолета. М.: Машиностроение, 1975.

22. Лисс А.Ю. Исследования работы лопастей несущего винта с учетом изгиба в двух плоскостях и кручения // Дисс. Доктора технических наук. -Казань, 1974.

23. Биргер И.А., Пановко Я.Г. Прочность, устойчивость колебания. М.: Машиностроение, 1968. Т.1.

24. Биргер И.А., Пановко Я.Г. Прочность, устойчивость колебания. М.: Машиностроение, 1968. Т.З.

25. Светлицкий В.А. Механика гибких стержней и нитей. — М.: Машиностроение, 1978.

26. Филин А.П. Прикладная механика твердого деформируемого тела. М. Наука, 1978.

27. Некрасов A.B. Расчет напряжений в лопасти несущего винта вертолета на больших скоростях полета //Тр. ЦАГИ. — 1964. — Вып. 898.

28. Некрасов A.B. Расчет изгибных напряжений в лопасти вертолета на малых и средних скоростях //Тр.ЦАГИ. 1964. - Вып.913.

29. Лисс А.Ю. Расчет деформаций лопасти воздушного винта в полете //Изв.вузов. Авиац.техника. 1973. -№2.

30. Лисс А.Ю. Учет упругости управления при расчете деформаций лопасти несущего винта //Изв. вузов. Авиац.техника 1974.

31. Кирхгоф Г. Механика. М.: АН СССР, 1962. - 402с.

32. Каудерер Г. Нелинейная механика. М.: Иностранная литература, 1961.-778 с.

33. Павлов В.А., Гайнутдинов В.Г., Михайлов С.А. Теория больших и конечных перемещений стержня. // Изв. вузов. Авиационная техника. №3. 1985. С. 55-58.

34. Михайлов С.А. Геометрическая нелинейность в статике и динамике расчета лопастей несущего винта вертолета. Дисс. . канд.техн.наук. Казань: КАИ, 1982- 165 с.

35. Павлов В.А. Геометрически нелинейная теория расчета стержней крыльевого профиля. Изв.вузов. Авиац. Техника 1981. №2 - с.44-50.

36. Павлов В.А., Михайлов С.А. Квазистатический расчет лопасти в геометрически нелинейной постановке. Вопросы расчета прочности конструкций летательных аппаратов: Сб. статей. — Казань: КАИ, 1979. С. 118— 124

37. Павлов В.А., Михайлов С.А. Конечные перемещения нелинейно-деформированного стержня крыльевого профиля. Вопросы конструкции и проектирования самолетов: Сб.статей. Ташкент: ТашПИ, 1981. С.60-69.

38. Михайлов С.А. Геометрическая нелинейность в статике и динамике расчета лопастей несущего винта вертолета. Дисс. . канд.техн.наук. — Казань: КАИ, 1982- 165 с.

39. Гайнутдинов В.Г. Расчет несущих и управляющих поверхностей летательных аппаратов в геометрически нелинейной постановке. Дисс. канд.техн. наук. Казань, КАИ 1982. -131с.

40. Павлов В.А., Михайлов С.А. О численной реализации задачи нелинейных упругих колебаний лопастей воздушных винтов. Казань, 1983. -9с. - Рукопись деп. в ВИНИТИ, №447-83.

41. Гирфанов A.M., Павлов В.В. Математическая модель балансировки дисколета вертикального взлета и посадки — Авиационная техника №1, 2010.

42. Павлов В.В. Напряженное состояние крыла в области скачков крутящего момента. Авиационная техника №1, 2009, с. 70-71.

43. Павлов В.В. Свойство пера птицы изменять свою жесткость -Авиационная техника №3, 2006, с. 70-72.

44. Павлов В.В., Тлеулинов М.К., Шигапов А.И. О динамических реакциях в узлах навески оперения при отклонении рулей. Авиационная техника №4, 2007, с. 15-18.

45. Павлов В.В., Мельничнов A.B., Лигай В.В., Иванов Я.В. О динамике преобразования роторной системы посадки. Вестник Казанского Государственного технического университета им. А.Н. Туполева №2, 2008, с.8-11.

46. Павлов В.А., Павлов В.В. Патент № 2101215 Крыло Самолета Павловых. - Российское агентство по патентам и товарным знакам., 1998.

47. Павлов В.А., Павлов В.В. Патент № 2192986 Самолет Павловых. -Российское агентство по патентам и товарным знакам. Москва, 20-11-2002.

48. Павлов B.B. Патент № 2385267 Способ преобразования дискового крыла - Федеральная служба по интеллектуальной собственности патентам и товарным знакам. 27.03.2010

49. Павлов В.А., Быков A.JT., Павлов В.В. Transformable Flying Vehicle. -27th European Rotorctraft Forum, 2001, Moskow.RU/ c. 146-147.

50. Павлов B.A., Быков A.JI., Павлов B.B. Дисколет с вертикальным взлетом и посадкой. Тез. конф.-выставки "Транспорт", 11-13 февр. 2002, Москва - Звенигород, с.24-26.

51. Павлов В.А. Павлов В.В. Проблемы создания преобразуемых летательных аппаратов. Второй международный конгресс "Нелинейный динамический анализ NDA' 2", Москва, 3-8 июня 2002, с.35-36.

52. Павлов В.В. О вертикальном взлете и посадке самолета. X Туполевские чтения, Казань, КГТУ им. Туполева 2002 г., с.9.

53. Павлов В.В. Преобразуемый самолет. XI Туполевские чтения, Казань, КГТУ им. Туполева 2003 г., с.26.

54. Павлов В.А., Павлов В.В.Проблемы вертикального взлета и посадки летательных аппаратов. — Российский форум "Авиакосмические технологии и оборудование", Казань 2003.

55. Павлов В.А., Павлов В.В. Крыло самолета Павловых. 31 Salon Inventions Geneva' 2003, с. 143.

56. Павлов В.А., Павлов В.В., Мельничнов A.B., Огородов М.В. О самолете, имеющем средство спасения. VII Международный симпозиум "Актуальные проблемы прикладной физики, машиностроения и механики сплошных и сыпучих сред", Москва -2004.

57. Павлов В.В., Лигай В.В. Несущий винт, убирающийся в дисковое крыло. XXX Гагаринские чтения. МАТИ, Москва-2004, с.120-121.

58. Павлов В.В., Шигапов А.И. Поворотный винт самолета вертикального взлета и посадки. XXX Гагаринские чтения. МАТИ, Москва-2004, с. 123.

59. Павлов B.B. Особенности конструкции крыла птицы. XII Туполевские чтения, Казань, КГТУ им. Туполева, 2004, с. 30-31.

60. Павлов В.В. О перспективах развития силовых элементов крыла. -Сборник материалов XVII Всероссийской межвузовской научно-технической конференции, Казань-2005, с. 246-247.

61. Павлов В.В., Шигапов А.И. Дистанционно-пилотируемый самолет вертикального взлета и посадки. XIII Туполевские чтения, Казань 1000 лет, КГТУ им. Туполева, 2005, с. 33.

62. Павлов В.А., Павлов В.В., Шигапов А.И. Летающая лаборатория на основе вертикально-взлетающего летательного аппарата с дисковым крылом. — Сборник материалов XVIII Всероссийской межвузовской научно-технической конференции, Казань-2005, с. 299-300.

63. Павлов В.А., Павлов В.В., Городской самолет. Материалы конференции "Региональные аспекты "Стратегии развития транспорта", 2006.

64. Павлов В.А., Павлов В.В., Мельничнов A.B., Шигапов А.И., Иванов Я.В., Газизов И.Ф., Колесников И.В. Принципы полета вертикально-взлетающего самолета Материалы международной научно-практической конференции "АКТО-2006",с. 31-32.

65. Павлов В.В., Газизов И.Ф., Шигапов А.И. О компенсации реактивного момента вертикально взлетающего летательного аппарата с дисковым крылом. -XIV Туполевские чтения, Казань, КГТУ им. Туполева, 2006, с. 33-34.

66. Павлов В.А., Павлов В.В., Шигапов А.И. Vertical Take-off and Landing Vehicle. Abstract Book. 33rd European Rotorcraft Forum Kazan, Russia, 2007, c. 65.

67. Павлов B.B. Способ разгрузки дискового крыла. XV Туполевские чтения, Казань, КГТУ им. Туполева, 2007.

68. Павлов В.В. О преобразовании дискового крыла. XVI Туполевские чтения, Казань, КГТУ им. Туполева, 2008.

69. Павлов В.А., Павлов В.В., Лигай В.В., Шигапов А.И., Иванов Я.В. Дисковое крыло в авиации и космонавтике. Материалы международной научно-практической конференции "АКТО-2008" с. 57-62.

70. Павлов В.А., Павлов В.В. Дисковые крылья Павловых. Техника молодежи. Апрель, 2004 г.

71. Одиноков Ю.Г. Расчет самолета на прочность. М.: «Машиностроение», 1973. -392 с.

72. Астахов М.Ф., Караваев A.B., Макаров С.Я., Суздальцев Я.Я. Справочная книга по расчету самолета на прочность. М.: «Оборонгиз», 1954.- 702 с.

73. Михеев С.В. Прикладная механика в вертолетостроении. М.: «Альтекс», 2003. - 264 с.

74. Спунда Б. Летающие модели вертолетов. М.: «Мир», 1988. - 143 с.

75. Егер С.М. и др. Проектирование самолетов: Учебник для вузов. М.: «Машиностроение», 1983. - 616 с.

76. Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. М.: «Наука», 1981.-496 с.

77. Проблемы создания перспективной авиационно-космической техники.- М.: ФИЗМАТЛИТ, 2005. 648 с.

78. Гирфанов A.M., Михайлов С.А., Николаев Е.И., Математическая модель балансировки вертолета с зависимой аэродинамикой. Изв.Вузов. Авиационная техника 1998г. №4.

79. Гирфанов A.M., Николаев Е.И. Исследование влияния упругости торсиона на мощность, потребляемую бесшарнирным несущим винтом. Тезисыдокладов II Республиканская научная конференция молодых ученых и специалистов. Казань 1996г.

80. Гирфанов A.M. Исследование влияния характеристик упругого бесшарнирного несущего винта на летно-технические характеристики вертолета. Тезисы докладов 4 Всероссийских Туполевских чтений. Казань, КГТУ им. Туполева 1996.

81. Гирфанов A.M., Николаев Е.И., Якубов В.К. Анализ аэродинамических и балансировочных характеристик вертолета с бесшарнирным несущим винтом. Тезисы докладов Всероссийской конференции «Самолетостроение России проблемы и перспективы» г.Самара 1998 г.

82. Гирфанов A.M. Аэроупругий расчет и балансировка одновинтовоговертолета с бесшарнирным винтом: Дис.канд. техн. наук. Казань, 2000. 117с.

83. С.В. Михеев, В.А., Павлов, С.А. Михайлов, Ю.Г. Соковиков, Г.В. Якеменко. Динамика и прочность несущего винта. Казань: КАИ 1986.

84. Лурье А.И. Аналитическая механика. М.: Наука, 1961.

85. Михайлов С.А. К теории расчета тонких стрежней крыльевого профиля при больших упругих перемещениях // Вопросы прочности тонкостенных авиационных конструкций: Сб. статей. Казань: - Казань: КАИ, 1982.

86. У.Джонсон. Теория вертолета. М.: Мир, 1983. - Кн.1.

87. У.Джонсон. Теория вертолета. М.: Мир, 1983. - Кн.2.

88. Павлов В.А., Михайлов С.А. Квазистатический расчет лопасти в геометрически нелинейной постановке. Вопросы расчета прочности конструкций летательных аппаратов: Сб. статей. Казань: КАИ, 1979. С.118-124.

89. Светлицкий В.А. Механика стержней: Учеб. для втузов. В 2-х ч. Ч. 1. Статика. М.: Высш. шк., 1987. - 320 с.

90. Светлицкий В.А. Механика стержней: Учеб. для втузов. В 2-х ч. Ч. 2. Динамика. М.: Высш. шк., 1987. - 304 с.

91. A.M. Гирфанов «Математическая модель сложного пространственного деформирования лопасти несущего винта при произвольном движении вертолета» Вестник Самарского аэрокосмического университета имени академика С.П. Королева, № 4, 2009 г.

92. Биргер И.А., Пановко Я.Г. Прочность, устойчивость колебания. — М.: Машиностроение, 1968. Т.1.

93. Биргер И.А., Пановко Я.Г. Прочность, устойчивость колебания. М.: Машиностроение, 1968. Т.З.

94. Тимошенко С.П. Устойчивость упругих систем. М.:Гостехиздат, 1955.-568 с.

95. Миль М.Л., Некрасов A.B., Браверман A.C., Гродко JI.H., Лейканд М.А. Вертолета-М.: Машиностроение, 1966.-Кн.2.

96. Тимошенко С.П., Янг Д.Х., Уивер У. Колебания в инженерном деле. -М.: Наука-М.: 1985.

97. Калиткин H.H. Численные методы. М.: «Наука», 1978. - 508 с.

98. Демидович Б.П., Марон И.А. Основы вычислительной математики. -М.: Наука, 1966. 660 с.

99. Белоцерковский С.М., Васин В.А., Локтев Б.Е. К построению нестационарной нелинейной теории воздушного винта // Изв. АН СССР, МЖТ. -1979.-№5.

100. Локтев Б.Е., Миргород В.И., Нищт М.И. Расчет аэродинамических характеристик преобразуемого винта вертолета. // Научно-методические материалы по аэродинамике ЛА: Сб. статей. — М.: ВВИА им. Проф. Н.Е. Жуковского, 1985.

101. Васин В.А., Локтев Б.Е. Метод расчета нестационарных нелинейных аэродинамических характеристик несущего винта вертолета // Научнометодические материалы по аэродинамике JIA: Сб. статей. М.: ВВИА им. Проф. Н.Е. Жуковского, 1976.

102. Вахитов М.Б., Сафариев М.С., Снигирев В.Ф. Расчет крыльевых устройств судов на прочность. Казань, Тат.книжное издательство, 1975.

103. Вахитов М.Б. Расчет свободных совместных изгибно-крутильных колебаний вращающейся лопасти. // Изв.вузов Авиац.техника. 1963. -№4

104. Fluent 6.3.26 «Руководство пользователя».

105. В. E.Launder and D. В. Spalding. Lectures in Mathematical Models of Turbulence. Academic Press, London, England, 1972.

106. V. Yakhot and S. A. Orszag. Renormalization Group Analysis of Turbulence: I. Basic Theory. Journal of Scientific Computing, 1(1): 1-51, 1986.

107. T.-H. Shih, W. W. Liou, A. Shabbir, Z. Yang, and J. Zhu. A New Eddy-Viscosity Model for High Reynolds Number Turbulent Flows - Model Development and Validation. Computers Fluids, 24(3): 227-238, 1995.

108. D. C. Wilcox. Turbulence Modeling for CFD. DCW Industries, Inc., La Canada, California, 1998.