автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.09, диссертация на тему:Исследование продольной устойчивости самолетов на больших углах атаки с учетом динамических эффектов отрывного обтекания

Введение

Глава I Критерии апериодической и колебательной устойчивости самолета в продольном движении с учетом динамических эффектов отрывного обтекания.

Глава II

1.1. Постановка задачи.

1.2. Предварительные преобразования и допущения в задаче.

1.3. Вывод условий устойчивости.

1.4. Решение релаксационного уравнения при гармоническом колебании по углу атаки и приближенное определение постоянных времени по экспериментальным данным.

1.5. Приближенная оценка производных коэффициентов аэродинамических сил и моментов, характеризующих нестационарные эффекты обтекания.

1.6. Метод проверки принятых математических моделей по экспериментальным данным

1.7. Выводы.

Исследование продольной устойчивости самолета Су-27 на режиме кобра Пугачева" по экспериментальным данным.

2.1 2.

Исходные данные для исследования устойчивости. Особенности динамического выхода на большие закритические углы атаки. Изменение положения фокуса самолета. Численные методы вычисления коэффициентов производных аэродинамических сил и моментов, характеризующих эффекты нестационарного обтекания.

Восстановление необходимых для расчетов параметров траектории.

Результаты исследования критериев устойчивости. Выводы.

Глава III Исследование продольной устойчивости самолета Су-26 на больших углах атаки путем моделирования на ЭВМ.

Исходные данные для исследования устойчивости. Приближенная оценка производных коэффициентов аэродинамических сил и моментов, характеризующих эффекты нестационарного обтекания.

Численное моделирование колебательного движения самолета Су-26.

Анализ результатов. Выводы.

Выводы

1. Показатели апериодической а"п и колебательной К устойчивости самолета Су-26 наиболее существенно зависят от динамических эффектов отрывного обтекания на углах атаки а более 15°.

2. С учетом эффектов аэродинамической нестационарности характеристик во всем диапазоне углов атаки степень апериодической устойчивости а"п улучшается.

3. С увеличением со и АЗе() погрешность пренебрежения £тах% эффектами нестационарности увеличивается.

4. Погрешность пренебрежения эффектами нестационарности аэродинамических характеристик етах% на показатели апериодической устойчивости сги" на малых углах атаки а < 12° составляет не более 9%.

Заключение:

1. Во введении обоснованы актуальность выбранной темы, цель и содержание поставленных задач. Объектом исследования является высокоманевренный самолет. Для описания нелинейных нестационарных аэродинамических характеристик использована математическая модель в виде обыкновенных дифференциальных уравнений, предложенная группой сотрудников ЦАГИ. [4],

9], [2].

2. В первой главе поставлена задача об исследовании устойчивости самолета и выведены критерии апериодической и колебательной устойчивости в изолированном продольном движении с учетом статической и динамической нестационарности обтекания. Показано, что критерий апериодической устойчивости зависит только статического гистерезиса в аэродинамических характеристиках и не зависит от производных, характеризующих динамическую нестационарность. Выведенные условия пригодны и для проверки устойчивости на докритических углах атаки, когда эффект аэродинамического гистерезиса незначителен.

3. Получено аналитическое решение релаксационного уравнения, описывающего срывы на верхней поверхности крыла, при гармоническом колебании по углу атаки и даны формулы для приближенного определения постоянных времени релаксационного уравнения. Приводится способ приближенной оценки производных коэффициентов аэродинамических сил и моментов, характеризующих нестационарные эффекты обтекания.

4. Для обоснования допустимости (адекватности) принятых математических моделей используется метод проверки этих моделей по экспериментальным данным (в летном и аэродинамическом трубном эксперименте). Этом метод строится на основе полученных аналитических решений и их свойств, а также с использованием решений, полученных другими авторами [6], [7].

Во второй главе проведены исследования устойчивости самолета Су-27 по экспериментальным данным. Отметим здесь основные результаты.

5. В диапазоне углов атаки от а = 10.5° до а «14° самолет является неустойчивым в апериодическом движении.

6. В диапазоне углов атаки от а « 14° до а « 44° самолет является неустойчивым в колебательном движении.

7. В диапазоне углов атаки от а - 44° до а = 70° самолет является устойчивым в апериодическом и колебательном движении.

8. Практически во всем диапазоне опорных докритических значений угла атаки а учет эффектов нестационарности в аэродинамических и моментных характеристиках приводит к улучшению степени апериодической устойчивости самолета и их можно принять во внимание при уточнении требований к СУ У.

9. На углах атаки до а ~ 14° степень апериодической неустойчивости уменьшается по сравнению с известным случаем для стационарных аэродинамических характеристики на « 10%.

10. Наименьшая погрешность в анализе апериодической устойчивости происходит на углах атаки около а « 23.2°. Наибольшая погрешность составляет примерно 24% на углах атаки в области 50°.

В третьей главе исследована устойчивость самолета Су-26 путем математического моделирования. Основные результаты следующие.

11. Показатель апериодической а"п и колебательной Я устойчивости самолета Су-26 наиболее существенно зависят от динамических эффектов отрывного обтекания на углах атаки а более 15°.

12. С учетом эффектов аэродинамической нестационарности характеристик во всем диапазоне углов атаки степень апериодической устойчивости улучшается.

13. С увеличением со и А8е0 погрешность пренебрежения £тах% эффектами нестационарности увеличивается.

14. Погрешность пренебрежения эффектами нестационарности аэродинамических характеристик £шах% на показатели апериодической устойчивости стнп на малых углах атаки а < 12° составляет не более 9%.

1. А. ф. Бочкарев, В.В. Андреевский, В.М. Белоконов, В.И. Климов, В.М. Турапин. Аэроданамика самолета. Динамика полета. М.: Машиностроение, 1985. 356 с.

2. Г.С. Бюшгенс (под редакцией), Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. М.: Наука физматлит., 1998. 805 с.

3. К.К. Васильченко, В.И. Вид, И.П. Волк, В.П. Заборов, Л.Д. Лобас, Ю.В. Мандельбаум, В.Н. Четвергов. Летные исследования маневренного самолета на больших и сверхбольших углах атаки. Журнал ТВФ № 2,1992. с. 10-49.

4. М. Г. Гоман, Г. И. Столяров, С. Л. Тыртышников, С. П. Усольцев, А.Н. Храбров. Описание продольных аэродинамических характеристик самолета на больших углах атаки с учетом динамических эффектов отрывного обтекания. Препринт ЦАГИ №9,1990. с. 1-56.

5. Ю. Н. Желнин. Устойчивость, Управляемость самолета при динамическом выходе на большие закритические углы атаки. Журнал ТВФ № 1-2 , 1994. с. 59-66.

6. Ю.А. Прудников, В.И. Петошин, Е.А. Часовников. Математическое моделирование нестационарных аэродинамических характеристик треугольного крыла на больших углах атаки. Центр научно-Технической информации

7. Волна". Вопросы аэродинамики и динамики полета JIA. Сборник научных трудов, М.: 1985. с. 89-94.

8. М.П. Симонов, Б. В. Ракитин, А. Г. Чернов, С. Т. Кашафутдинов, Ю. А. Кочеловский. Аэродинамические характеристики самолета Су-26. Журнал ТВФ № 2,1990.с. 66-71.

9. С.А. Чаплыгин, A.JI. Лаврентьев. О подъемной силе и сопротивлении длинного тонкого крыла в предположении срыва с его верхней поверхности. Труды ЦАГИД933, Выпуск 123. с. 3-12.

10. В. Б. Хербст. Новые направления проектирования истребителей. Журнал "Ракетная техника и космонавтика". 1982, № 1.

11. Garick I.E., Non-steady Wing Characteristics. In.: Aerodynamic Components of Aircraft at High Speeds, editors A.F. Donovan & H.R. Lawrence , Princeton University Press,1957,PP 658-793.

12. Leishman J.G. .Nguyen K.Q., "State- Space Representation of Unsteady Airfoil Behavior". AIAA Journal ,Vol. 28, № 5,1990,PP 836 -844.

13. Tobak, Murray & Schiff, Lowis B. : On the Formulation of the Aerodynamic Characteristics in Aircraft Dynamics. NASA.TR R-456,1976.

14. Wagner H. "Uber die Entshehung des dynamishen Ayftriebs von Tragfliigeln". Zeitschrift fur Angewandte Mathematik und Mechanik,Vol 5, № l,1925,pp 17-35.