автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Исследование влияния динамических свойств силовой установки и программ управления вектором тяги на характеристики самолета короткого взлета / вертикальной посадки

Московский государственный авиационный институт

(технический университет) 0Д

2 2 ДЕК ад

УДК 629.735.33.016 + 621.45.015 На правах рукописи

Карасев Владимир Николаевич

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ДИНАМИЧЕСКИХ СВОЙСТВ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ И ПРОГРАММ УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА КОРОТКОГО ВЗЛЕТА / ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПОСАДКИ

Специальность 05.07.05 «Тепловые двигатели летательных аппаратов»

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва - 2000

Диссертация выполнена в Московском государственном авиационном

» институте (техническом университете), г.Москва

Научный руководитель: кандидат технических наук, с.н.с.

Селиванов О.Д.

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Полев A.C.,

кандидат технических наук Репрёв Ю.А.

Ведущее предприятие: РСК «МиГ»

Защита состоится « декабря 2000г в ' часов на заседании

диссертационного совета Д 053.18.04 при Московском государственном авиационном институте (техническом университете) по адресу: 125871, Москва, Волоколамское шоссе, д.4,

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МАИ.

Отзывы на автореферат в одном экземпляре, заверенные печатью, просим направлять по адресу: 125871, Москва, ГСП, Волоколамское шоссе, 4, МАИ, "Факультет двигателей летательных аппаратов".

Автореферат разослан «

» ноября 2000г.

Ученый секретарь

Диссертационного Совета

Кандидат техн. наук, доцент

Э.Н.Никипорец

O^t.bHMc^G.O

Общая характеристика работы

Актуальность темы. В настоящее время вновь возродился устойчивый интерес к самолетам короткого взлета/вертикальной посадки (СКВВП). Потребность в такого рода авиационной технике существовала всегда, однако только сейчас, с появлением компьютерных методов проектирования, новых материалов и современных технологий производства стало возможным разработка СКВВП и их подсистем с достаточной степенью эффективности и надежности. В первую очередь, это касается перспективных силовых установок на базе ГТД, параметры которых могут быть существенно улучшены по сравнению с предыдущим поколением двигателей.

Опыт разработки и эксплуатации существующих СКВВП (Harrier, Як-38, Як-141, "Osprey" V-22 и др. ) выявили ряд проблем, без решения которых невозможно создание эффективного самолета следующего поколения. Кроме задач весового и аэродинамического проектирования, центральное место в этом ряду занимает проблема интеграции силовой установки (СУ), планера (ПЛ) и системы автоматического управления (САУ), в которой можно выделить несколько аспектов. В первую очередь, это «энергетическая» завязка самолета - выбор схемы, потребной размерности и основных параметров двигателей с учетом отбора мощности, обеспечивающих высокие летно-технические характеристики (JITX) самолета во всем диапазоне режимов полета. Во-вторых, совместная динамическая балансировка тяговых и аэродинамических сил при отклонении сопел силовой установки. Наконец, согласование работы аэродинамических органов управления и управляемого вектора тяги (УВТ), с помощью интегрированной системы управления с целью оптимизации выполнения отдельных маневров. На рис. 1 показаны основные факторы, которые необходимо учитывать при интеграции СУ+ПЛ+САУ. Учет влияния и увязку многочисленных проектных тараметров невозможно осуществить без разработки специализированных математических моделей (ММ).

В диссертационной работе исследуются некоторые аспекты обширной фоблемы интеграции силовой установки и перспективного маневренного СКВВП.

В качестве основного объекта исследования выбраны аналоги самолета фирмы Локхид-Мартин ^Р Х-35В и двигателя фирмы Пратт-Уитни Р-119-^Р. Рассмотрены вопросы применения для этого самолета двух различных схем силовой установки: единой с выносным вентилятором (ВВ) и составной схемы с подъемными двигателями (ПД) и подъемно-маршевыми двигателями (ПМД).

Целью работы было разработать комплексную математическую модель «ПЛ+СУ+САУ», и провести с ее помощью исследования влияния динамических характеристик СУ на взлетные характеристики самолета. Результатом работы должны были стать исследования по возможности управления угловым положением самолета с помощью УВТ на различных режимах полета, в том числе с помощью дифференциального изменения тяг двигателей, а также рекомендации по применению схемы и параметров при интеграции СУ в СКВВП на начальных стадиях проектирования.

Задачи исследования состояли в следующем:

• Разработать методики расчета и математические динамические модели основных подсистем самолета, учитывающие особенности функционирования и применения СКВВП;

• Разработать методику проведения исследований с применением критериев оценки динамических свойств самолета;

• Верифицировать разработанные математические модели на примере известных или проектируемых самолетов;

• Исследовать влияние динамики двигателей и скорости отклонения сопла для различных схем СУ на устойчивость и управляемость СКВВП при полете на околонулевых скоростях, а также промоделировать ситуации отказов отдельных агрегатов и возможные способы их компенсации;

• Исследовать возможности управления угловым положением самолета в полете с помощью УВТ.

Научная новизна диссертации заключается в разработке комплексной динамической модели «ПЛ+СУ+САУ» на основе системного подхода, который рассматривает СКВВП как сложную техническую систему (СТС). Использование

методов объектно-ориентированного подхода и имитационного моделирования позволило разработать динамическую ММ, пригодную для исследования различных схем СУ СКВВП. Получены новые результаты по поведению самолетов с УВТ на околонулевых скоростях полета, которые позволили оценить области допустимых проектных параметров силовых установок СКВВП и дать обоснованные рекомендации по их применению.

Достоверность результатов обеспечивается:

• Использованием апробированных и точных методик расчета характеристик отдельных агрегатов и элементов СТС при составлении комплексной ММ;

• Идентификацией ММ отдельных подсистем по данным известных или проектируемых прототипов самолетов и двигателей;

• Верификацией комплексной модели СКВВП и агрегатов на известных и изученных режимах работы ( например, для самолета - режим висения, для двигателя - режим «Максимал» и т.д.).

Автор защищает:

1. Методику построения комплексной динамической модели самолета короткого взлета/вертикальной посадки и силовой установки с управляемым вектором тяги на основе имитационного подхода.

2. Систему взаимосвязанных динамических моделей «ПЛ+СУ+САУ» для единой и составной схем СУ СКВВП.

3. Результаты исследования влияния динамики двигателей на характеристики устойчивости и управляемости СКВВП на околонулевых скоростях полета.

4. Результаты исследования управления положением самолета с помощью вектора тяги на основных режимах полета.

5. Результаты моделирования последствий отказов элементов СУ на режиме висения и методы их компенсации.

Практическое значение работы состоит в том, что разработанная методика моделирования динамических свойств самолета и силовой установки на основе имитационного подхода может быть применима для исследования поведения сложной технической системы, каковым является СКВВП, и дает возможность

прогнозирования его устойчивости и управляемости на околонулевых скоростях полета. Созданные алгоритмы и прикладные программы позволяют составлять математические динамические модели самолетов с УВТ и силовых установок на базе ГТД различных схем и назначений. Результаты проведенных в рамках данной работы исследований, могут быть использованы для обоснованных рекомендаций по выбору основных проектных параметров как силовой установки, так и самолета в целом на режимах полета с отклонением вектора тяги.

Апробация работы. Материалы диссертации докладывались и обсуждались на семинаре «Проблемы газовой динамики» каф. 201 МАИ, на Всероссийских и отраслевых конференциях в ЦИАМ и ЦАГИ, а также Международных конференциях в Бостоне (США), в Пекине (Китай) и в Москве.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 3 статьи и 2 тезисов докладов.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, 4 глав, выводов и заключения, а также библиографии из 76 наименований. Работа изложена на 153 страницах и включает в себя 103 страниц машинописного текста, 50 рисунков и 7 таблиц.

Содержание работы

Во введении показана актуальность темы исследования для развития авиации следующего поколения. Отмечается, что с появлением новых материалов, компьютерных методов проектирования, использования новейших технологий, вновь возродился интерес к самолетам вертикального/короткого взлета. Важнейшим компонентом, от которого в значительной степени зависит успех проекта современного самолета, является его СУ. Основной проблемой при проектировании СКВВП является оптимальная интеграция подсистем - наивыгоднейшее согласование тяговых, весовых, расходных характеристик СУ с аэродинамикой планера и возможностями САУ.

Решение проблемы интеграции параметров самолета и двигателя в общей постановке было предпринято в нашей стране в середине 50-х годов в работах проф. Флорова И.Ф.(ЦИАМ), Румянцева C.B.(МАИ). Для дальних тяжелых самолетов это

направление было развито д.т.н. Юговым O.K., для истребителей - к.т.н. Селивановым О.Д.(ЦИАМ), Шкадовым Л.М.(ЦАГИ). Проектирование самолетов вертикального взлета с учетом силовой установки подробно рассматривались в работах проф-ов Курочкина Ф.П., Лисейцева Н.К., Володина В.В (МАИ), Фролищева Б.Н. (ЦАГИ) и др. Проблема выбора параметров силовой установки для СВВП была широко исследована в работах проф. Павленко В.Ф. и его учеников д.т.н. Егорова И.Н., д.т.н. Ефимова И.А.(ВАТУ) и др., а также в работах к.т.н. Шульгина В.А., к.т.н. Колесникова А.Ю. (ЦИАМ), к.т.н. Кажана В.Г (ЦАГИ).

Важное место при разработке СКВВП является исследование работы силовой установки и разработке ее математической модели. Вопросы динамики авиационных ГТД описаны в известных работах проф. Сосунова В.А., Литвинова Ю.А.(ЦИАМ), а управление силовой установкой в полете в работах д.т.н. Гуревича О.С. и д.т.н. Гольберга Ф.Д. (ЦИАМ). Проблемы управления составной силовой установкой на режимах вертикального взлета и переходных рассмотрены в работах проф. Тараненко В.Т (ВАТУ) , д.т.н. Добрянского Г.В. (ЦИАМ) и их учеников. Большой комплекс работ по согласованию элементов СУ (воздухозаборников, двигателей и выходных устройств) различных схем был выполнен под руководством проф-ов Нечаева Ю.Н., Кобелькова В.Н., Полева A.C.

В настоящее время в авиационной промышленности России используется достаточно много математических моделей авиационных ГТД, разработанных авторами, принадлежащими различным научным школам. Первые работы в нашей стране по разработке математических моделей для САПР двухконтурных двигателей проводились д.т.н. Дружининым А.Н. и его учениками к.т.н. Швецом Л.И., к.т.н. Ланшиным А.И. (ЦИАМ). Математические модели газотурбинных двигателей проф. Тунакова А.П. и проф. Ахмедзянова A.M., Кривошеева И.А. используются во многих ОКБ двигателестроения для проектирования проточной части. Следует отметить работы проф. Черкасова Б.А. и учеников (МАИ), применивших современные методы регрессионного анализа для построения динамических моделей ГТД.

Большой вклад в области практической разработки и интеграции силовых установок СВВП внесли руководители и специалисты фирмы «ОКБ им.

А.С.Яковлева» Новиков Р.Н., Агапов С.С., Стаурина JI.B. и многие другие. Их работы и советы во многом помогли автору при разработке моделей СКВВП и проведении исследований.

В настоящее время работы по исследованию проблем короткого и вертикального взлета продолжают широко вестись во всем мире. Указывается, что все новые проекты перспективных маневренных самолетов западных стран так или иначе рассматривают применение УВТ. При использовании систем отклонения сопел можно существенно улучшить взлетно-посадочные характеристики и маневренные характеристики самолета, однако надо решить сложные проблемы динамической балансировки самолета при повороте сопла и изменении уровня тяги.

Первая глава посвящена анализу требований и путей развития силовых установок для СКВВП. В ней формулируется цель и предмет исследования, а также ставится задача и обосновывается применяемая методология исследования. После краткого исторического экскурса по проблемам вертикального взлета, в главе сделан обзор основных удачных проектов и научных работ по данной тематике и дается анализ перспективных программ за рубежом.

В настоящее время известны только два СВВП, находящихся на вооружении стран НАТО и России - это самолеты Harrier II - AV-8B+ и Як-38. Однако анализ локальных конфликтов показывает, что появилась потребность в новом, более эффективном, легком и маневренном самолете, способном взлетать с дистанции 180-200 м и садиться вертикально. Это выдвигает ряд дополнительных требований к самолету, и, в первую очередь, к его СУ. Силовая установка СКВВП должна быть не только мощной, легкой, экономичной, чтобы обеспечить тяговооруженность v > 1, но и надежно организовывать течение, переключать и поворачивать высокоэнергетическую струю в каналах двигателя, обеспечивать повышенные отборы мощности и газа на управление, работать в условиях заброса горячего газа на вход двигателя и т.д.. Кроме того, реактивные струи выхлопа двигателей и агрегатов становится важным элементом управления угловым положением самолета и, следовательно, необходима динамическая балансировка тяг агрегатов СУ. Одновременно необходимо решить проблемы взаимодействия отраженных струй горячего газа с планером и уменьшить эррозию взлетной полосы. Все это требует

более точных методов расчета, а также тщательного рассмотрения всех аспектов интеграции СУ уже на ранних стадиях проектирования самолета.

В главе рассмотрены наиболее перспективные схемы СУ для СКВВП. На основе анализа их преимуществ и недостатков делается вывод, что при современном уровне технологий наиболее реальными в настоящее время следует считать две схемы:

• единую СУ с выносным вентилятором (ВВ), приводимым механическим валом;

• составную, состоящую из 2-х подъемных и 1-го подъемно-маршевого двигателя (2 ПД+1 ПМД).

Целью диссертационной работы было выявление закономерностей интегрирования и исследование динамики поведения, а также выбор методов управления элементами сложной технической системы - «ПЛ+СУ+САУ» на начальных стадиях проектирования. Основной упор в данном исследовании делается на изучении динамики функционирования силовых установок сложных схем, оборудованных дополнительными или выносными тяговыми агрегатами в системе самолета. Исследуются переходные процессы и необходимое быстродействие тяговых агрегатов, потребные точности установки и регулирования уровня тяг, их влияние на балансировочные характеристики самолета, необходимые темпы набора и сброса тяг, совместная устойчивая работа турбокомпрессорных агрегатов в условиях внешних возмущений и переключения управляющих органов, а также возможные методы компенсации последствий отказов и обеспечение безопасности экипажа.

В качестве основного объекта исследований, был выбран прототип перспективного СКВВП с взлетным весом около Овзл = 17 тонн, который принят к разработке фирмой Локхид-Мартин (рис.2). В качестве возможных СУ для применения на данном самолете рассматривались две схемы СУ - составная и гдиная. Схема составной СУ с дифференциальным изменением тяг двигателей была зпробована на самолете Як-141. Единая СУ с выносным вентилятором, по мнению штора, кроме использования технологичных и испытанных на практике сонструктивных решений создания сбалансированных тяговых усилий, обладает

еще и потенциальными возможностями по управлению угловым положением самолета с помощью регулирования тяг основного двигателя и выносного вентилятора, и поэтому может считаться одной из наиболее перспективной.

В работе ставилась задача разработать комплексную имитационную модель СКВВП «ПЛ+СУ+САУ», учитывающую особенности движения самолета с околонулевыми скоростями вблизи экрана, динамические характеристики различных схем СУ с отклонением сопел и работу интегрированной системы управления как двигателем, так и самолетом.

Важным этапом было проведение с помощью данной модели математического эксперимента с целью исследовать не только «энергетическую завязку» аэродинамических характеристик планера и тяговых параметров выбранной СУ, но и динамическую балансировку с использованием системы управления самолета, а также дать оценку поведения системы по критериям устойчивости и управляемости.

Во второй главе рассмотрены методические особенности построения ММ СКВВП.

Полная математическая модель СКВВП, разработанная автором, включает модели динамики полета, аэродинамики планера, модель интегрированной системы управления самолетом и двигателем, динамической модели двигателя, воздухозаборника, выносного тягового агрегата, выходного устройства, струйного управления, внешних условий и возмущений и т.д.. Модель самолета построена на принципах имитационного моделирования, т.е. максимального соответствия и подобия по структуре, функциональным особенностям и взаимодействию отдельных подсистем, узлов и агрегатов с моделируемым объектом. Кроме того, используются системные принципы объектно-ориентированного подхода, когда каждая подсистема, каждый агрегат системы реализован в виде отдельного модуля-объекта, реакция на внешние воздействия которого, является однозначной, и зависит только от вида и последовательности сигналов на входе. Система является открытой, т.е. позволяет добавлять и изменять отдельные модули-объекты. Эти принципы делает разработанную ММ удобным инструментом исследования систем интегрированного управления различных схем самолета и СУ в разнообразных полетных ситуациях и сценариях применения.

Для определения аэродинамических характеристик самолета в данной работе используется традиционный подход. Для прототипа самолета задаются ( по результатам продувок моделей для разных режимов полета) табличные данные аэродинамических характеристик, которые затем аппроксимируются сплайнами:

с/ = СХПЛ + ДС/ВТ + ХДСхупр

с/ =супл + дс/вт + X дс/пр,

ш/ =шхпл + Дш/8Т + X Дтху,,р,

т2х = т2пл + Дт/ВТ + ХДш/пр, где:

Сх, шх, ту - аэродинамические коэффициенты сопротивления, подъемной силы и моментов от ПЛ, УВТ и органов управления относительно соответствующих осей.

Моделирование динамики движения самолета с отклонением вектора тяги существенно отличается от большинства существующих моделей полета обычного самолета из-за большой доли коротко-периодических составляющих ускорений. Для исследования маневров с УВТ была разработана 5-ти степенная модель (без учета скольжения) пространственного движения самолета как «твердого тела» Принципиальная схема массовых, аэродинамических и тяговых сил и моментов, используемых в расчетах динамики самолета приведена на рис. 3. После преобразований проекций сил в связанную систему координат интегрируется известная система нелинейных уравнений движения самолета :

т . ( + Юу у2 . сог У5 ) = X - Ш^-БШ и ;

т • ( + со2 Ух - шч ) = X - т-е-соБ особ у ;

А ' ~

т . (—1 + юх V,, - соу Ух ) =Х 1^.1 + гп^-СОБ и-эт у;

еЛ

Jxx • ~ - ( - )-оусо2 = X МХ|; • ~г - (^ " ^ )-сох-со, = X Му|;

Jzz•í// -и. - ^х)-со,-сах = X М„

сП

Далее используются кинематические соотношения, определяющие ориентацию связанной системы координат относительно земной :

= к>ч - (соу eos у - coz • sin у ) • tg и ;

dy =0 di

d9

- = (oy sin y + cüy-cos y , где :

m - масса самолета; g - ускорение сил тяготения;

сох шу, cüz - угловые скорости вращения относительно центра масс; Vx. Vj. Vj. - проекции линейных скоростей движения центра масс; Rx¡, R>¡, Rz¡, - проекции сил на оси координат; у , и - углы крена и тангажа;

Jx.\, Jyv, Jzz - моменты инерции относительно центра масс;

МХ|, My¡, Mz¡ - моменты от проекций составляющих сил относительно соответствующих координат.

В правых частях уравнений также учитываются силы суперциркуляции, возникающие при отклонении сопла, а также силы и моменты подсоса вблизи экрана, гироскопические моменты двигателей.

Модели системы управления самолетом и СУ использовались в данной модели СКВВП в виде многоконтурных обратных связей и пропорционально-интегрально-дифференциальных (ПИД) регуляторов. В ней учитывались возможные задержки сигналов, а также быстродействие и ограничения углов поворота управляющих устройств. На рис. 4 показана принципиальная блок-схема интегрированной САУ СККВП, используемая в данной работе. На начальных этапах проектирования, когда структура САУ не известна, такой подход позволяет оценить потребное быстродействие и выработать требования к разрабатываемым и подробным интегральным системам управления.

Современная силовая установка на основе ГТД представляет собой сложную нелинейную динамическую систему с взаимным влиянием газодинамических и теплофизических процессов, протекающих в проточной части и в узлах двигателя.

,1 и

Процессы эти являются нестационарными по времени, режимам полета и условиям эксплуатации. Функционирование двигателя происходит при постоянном действии внутренних и внешних возмущений, а при маневрировании практически всегда на переходных режимах. Кроме того, количество регулирующих органов у современного двигателя может достигать 10 - 15 , что делает моделирование динамики изменения тяги и расхода воздуха авиационного двигателя сложной математической задачей.

В главе дается описание имитационной динамической модели газотурбинного двухконтурного двигателя, разработанной автором. Эта модель является лишь подсистемой более общей системы исследования маневренных свойств самолета, и предназначена для расчета динамических тяговых и расходных характеристик его силовой установки. Представленную модель силовой установки можно отнести к прямым динамическим имитационным моделям 1-го уровня, в которой, в качестве метода нахождения расчетных параметров используется, так называемый, «метод установления». Она использует термогазодинамические соотношения взаимодействий между внутренними элементами, описанные как модели нулевого уровня. Схема поэлементной имитационной математической модели СУ с ВВ представлена на рис. 5. Связь между узлами двигателя осуществляется через расходы газа в характерных сечениях и объемах проточной части, а также из условия баланса мощностей компрессоров и турбин:

--—-= в, - 0,ч-1 - Сотй;

Л

^ = мтвл- Мквд - М,ю,ер;

ск

= Мтнд- Мкпд - Мвта - М,ютср. где:

^ - момент инерции ротора высокого давления;

- момент инерции ротора низкого давления;

- расходы газа в характерных сечениях ТРДЦ;

001б- отборы газа в характерных сечениях ТРДД;

М, - крутящие моменты агрегатов двигателя;

сЮ

- накопление газа в характерных ооъемах;

с/!

^СО -т-г. о гг

— - изменение частоты вращения ротора ТРДД.

Модель предназначена для исследования характеристик двигателя в составе самолета. Поэтому важным требованием, которое необходимо обеспечить было существенное увеличение ее быстродействия. Использование принципов системного подхода и метода установления при моделировании сложных схем ГТД позволило разработать достаточно быстродействующую модель СУ СКВВП и в значительной мере решить указанные проблемы. Пример динамических процессов сброса и набора тяги, промоделированные для единой СУ с ВВ, показаны на рис. 6.

Далее в главе дается описание методов расчета в элементах и агрегатах двигателя. Математические модели основных узлов двигателя (компрессоры, турбины, камера сгорания и т.д.) описываются как статические модели 0-уровня, и которые достаточно хорошо были апробированы в других работах.

В качестве критериев оценки переходных процессов управления в канале тангажа СКВВП, использовались время выхода на заданный уровень параметра 1Р, максимальное перерегулирование Ат и комплексный критерий устойчивости в виде:

I

■1т = / [(оги0)/и0 - ш/со0] ск, где:

о

— текущий угол тангажа;

о0 - программный угол тангажа;

о^ - текущая угловая скорость тангажа;

со0 — характерная угловая скорость тангажа ( 20 град/с).

Идентификация комплексной ММ СКВВП проводилась поэлементно и поэтапно. При разработке каждого расчетного блока проводилось его автономное тестирование. После объединения подсистем в единую систему проводилась настройка и верификация ее для выбранного режима полета. Так как комплексная оценка соответствия динамической модели реальному самолету может быть проведена только в случае полномасштабного летного эксперимента, в данной работе результаты моделирования сравнивались с известными результатами,

полученными другими авторами и подробно обсуждались совместно со специалистами в данной области исследований, а также докладывались на семинарах и конференциях.

Кроме расчетных модулей, описание которых дается в данной главе, автором были разработаны подпрограммы диалогового взаимодействия с моделью. Они позволяют оперативно изменять основную входную числовую информацию проекта и просматривать графические результаты динамических процессов. Математическая модель реализована в виде программного комплекса на языке Фортран-90, структура и основные подсистемы которого представлены на рис. 7 .

В третьей главе приводятся результаты моделирования управления угловым положением СКВВП с помощью тяги СУ на режимах короткого взлета, висения, вертикального взлета и посадки, а также переходных к горизонтальному полету.

При взлете с коротких ВПП можно достичь существенного улучшения взлетных характеристик самолета, если использовать различные техники отклонения сопла. Использование программы взлета «подскок» с доворотом сопла цо углов фс = 70-80° при достижении скорости отрыва, как показывает моделирование, может увеличить взлетный вес самолета на примерно 6 — 8% . На эис. 8 показаны итоговые данные исследований допустимого взлетного веса зыбранного прототипа с УВТ при коротком разбеге и сравнение их с данными для )бычного взлета.

Исследовался способ управления углом тангажа и2 СКВВП с помощью вменения расхода воздуха выносного вентилятора единой СУ и углом крена у с юмощыо системы струйных рулей. Как показало моделирование, быстродействие вменения угла установки направляющих аппаратов ВВ обеспечивает надежное правление угловым положением самолета на вертикальном взлете и переходном ежиме к горизонтальному полету, даже в условиях таких возмущений, как заброс орячего газа на вход ПМД и внешние моменты в каналах тангажа и крена. На рис. 9 оказана траектория вертикального взлета и переходного режима к оризонтальному полету, а также процессы в системе управления самолетом и вигателем во время внешних возмущений .

Использование дифференциального изменения тяг ПД и ПМД составной СУ достаточным быстродействием позволяет обеспечить устойчивость и управляемост самолета в канале тангажа на околонулевых скоростях полета и уменьшит количество отбираемого воздуха в систему струйных рулей от ПМД на 30-40% Были промоделированы переходные процессы управления с различныи быстродействием ПД. Показано, что для заданных массово-инерционны; характеристик самолета и транспортных задержек в системе управления Дтза существуют минимально допустимые темпы набора и сброса тяги. Примененш программ быстрого изменения тяг (БИТ) для ПМД, предложенных специалистам! ЦИАМа, позволяет расширить диапазон устойчивого управления самолетом нг режиме висения.

Моделирование сценариев самопроизвольного резкого падения тяги одного и: двигателей составной СУ СКВВП на режиме вертикального движения показывает, что такой отказ приводит к катастрофическому вращению. Использование интегрированного управления работающими двигателями позволяет частично компенсировать последствия отказа и значительно уменьшить угловую скорость вращения, и тем самым обеспечить штатное срабатывание системы катапультирования летчика.

Глава 4 посвящена отдельным примерам моделирования управления угловым положением самолета в полете с помощью УВТ.

Современные всеракурсные поворотные сопла, при быстродействии приводов более фс > 30 град/сек, могут быть использованы в качестве универсального устройства управления самолетом как по тангажу, так и по углу рыскания вплоть до нулевых скоростей полета. Применение УВТ для управления пространственным положением фюзеляжа позволяет реализовать совершенно новые маневры, такие как подскок с резким торможением, полеты с несвязанным положением фюзеляжа, например, полет с отрицательными углами атаки, крутые виражи на сверхкритических углах атаки, кувырки и др. В настоящее время ведутся исследования с целью полного отказа от вертикального и горизонтального оперений для перспективных маневренных самолетов с УВТ.

В качестве примера выхода на сверхкритические углы атаки моделировался известный маневр «Кобра», управление которым осуществляется только с помощью УВТ. При достаточном быстродействии поворота сопла, как видно из рис. 10 , данное управление позволяет достаточно надежно удерживать самолет на :верхкритических углах атаки даже при значительном падении скорости полета.

При ориентировании фюзеляжа на цель управление с помощью СУ также збеспечивает лучшие характеристики, чем управление только с помощью ородинамических органов. В работе показывается, что так называемый 'несвязанный" маневр или полет с отрицательными углами атаки при применении /ВТ позволяет на 30-50% увеличить время удержания цели.

Полет на низких и сверхнизких высотах считается наиболее напряженным для >аботы самолетных систем управления. Аэродинамические органы управления на >ежиме огибания рельефа местности даже при достаточном быстродействии все же [е могут обеспечить достаточных управляющих моментов по тангажу. Терспективным способом для этого режима полета считается управление с юмощью вектора тяги. Однако было не ясно, какое быстродействие поворота сопла югло бы обеспечить безопасное маневрирование на малых высотах. В данной 1аботе были проведены исследования потребной угловой скорости поворота сопла >с и транспортная задержка Дт,ап в системе управления соплом для выбранного рототипа. Имитировалась работа инерциально-навигационной системы, борудованной лазерной системой измерения дальности и высотомером. На рис. 11 оказан пример моделирования одного из вариантов управления - с помощью олько отклонения основного сопла двигателя при полете с огибанием рельефа естности на малой высоте.

Показано, что использование УВТ для управления углом тангажа при ыстродействии сопла <рс > 30 град/сек и транспортной задержке Атзап<0.05 сек оеспечивают удовлетворительные характеристики по комплексному критерию :тойчивости и управляемости и расширяет возможности маневрирования самолета полете.

Выводы и заключение

Управляемый вектор тяги становится важным органом управления самолетом Сложность задачи динамической устойчивости требует комплексного подхода 1 изучению работы силовой установки в системе самолета. Проведенньн исследования показали большую эффективность использования управляемо« вектора тяги и интегрированных систем для стабилизации и управления угловы.ч положением СКВВП. По результатам работы можно сделать следующие выводы :

1. Для проведения исследований по влиянию параметров силовой установки на динамические характеристики СКВВП разработана имитационная динамическая модель системы «ПЛ+СУ+САУ», которая позволяет оценивать схемные решения и программы управления силовой установкой по критериям устойчивости и управляемости самолета. Математическая модель может быть использована для исследования влияния динамических свойств авиационных газотурбинных двигателей на характеристики самолета на режимах полета с отклонением вектора тяги.

2. Исследование способа управления углом тангажа и крена на динамической модели СКВВП с единой силовой установкой на режимах вертикального взлета и переходных к горизонтальному полету показало, что регулирование тяги с помощью поворота направляющих аппаратов выносного вентилятора и системы струйных рулей обеспечивает достаточную устойчивость и управляемость самолета даже при действии внешних возмущений.

3. С помощью разработанной математической модели исследованы динамические процессы согласованного изменения тяг основного и подъемных двигателей составной силовой установки СВВП, темпов отклонения сопел и углового положения самолета при вертикальном взлете, а также на переходных режимах к горизонтальному полету. Показано, что дифференциальное изменение тяг двигателей с помощью

интегрированной системы управления позволяет обеспечить хорошее качество переходных процессов и уменьшить потери тяги на 20-30% за счет сокращения отбора воздуха от основного двигателя. Даны обоснованные рекомендации по темпам набора и сброса тяг подъемных двигателей, а также допустимых величин запаздываний срабатывания бортовой системы управления в канале тангажа самолета на режимах вертикального взлета и переходных к горизонтальному полету. Показано, что применение малоинерционных методов управления проточной частью ТРДД (программы БИТ) может существенно улучшить устойчивость и управляемость самолета на режимах полета с отклоненными соплами.

4. Моделирование ситуаций с отказами основного или подъемного двигателей позволили сделать заключение о необходимости включения в бортовую систему управления сигнала на парирование возмущающего момента путем изменения тяг работающих двигателей. Это значительно замедляет вращение самолета при возникновении отказов двигателей на режимах вертикального взлета/посадки и повышает надежность срабатывания катапультируемой системы спасения.

5. Использование специальных динамических программ поворота сопла при коротком взлете СКВВП позволяет на 6 - 8% увеличить вес полезной нагрузки или сократить длину разбега в 1,5 - 2 раза.

6. Рассмотрены примеры применения УВТ для управления и стабилизации угла тангажа на различных участках полета. Показано, что использование быстродействующего отклонения сопла по тангажу срс > 30 град/сек при запаздывании срабатывания не более Дтзап < 0.05...0.07 сек дает возможность реализовать новые виды маневров, которые трудно реализовать только аэродинамическими способами управления.

Библиография

1. Карасев В.Н., Базаззаде М. Сравнительный анализ различных способо соединения двухконтурных двигателей в силовых установках транспортны СВВП. М:. ЦАГИ, тезисы докл. межд. конференции «Современные проблем! аэрокосмической науки и техники», 2000.

2. Селиванов О.Д., Карасев В.Н. Выбор параметров силовой установки и анали применения интегрированных систем управления маневренным самолетом i поворотным соплом методами компьютерного моделирования. М:. ЦАГИ тезисы докл. межд. конференции «Авиационные технологии 2000», 1997.

3. Карасев В.Н. Моделирование динамики маневрирования самолета < использованием вектора тяги и исследования законов интегрального управление самолетом и двигателем. М:. ЦАГИ, докл. межд. конференции «Авиация -2000», 1995.

4. Karasev V.N., Selivanov O.D. Parameters choice and application effectiveness analysis of manoevrable aircraft and powerplant with rotating nozzle. Beijing, Proceedings ol the Sino-Russian symposium on maneuverable aircraft/engine integration, Dec., 1994.

5. O.K.Yugov, O.D.Selivanov, V. N.Karasev, P.L.Pokoteelo. Methods of integrated aircraft propulsion control program definition AIAA/SAE/ASME/ASME 24st Joint Propulsion Conference, Boston, Massachusetts, 1988.

Рис.1 Факторы самолета, влияющие на выбор параметров силовой установки с УВТ

Рис. 2 Схема единой силовой установки с выносным вентилятором и элементы управления самолетом, используемые в математической модели СКВВП

Рис. 3 Расчетная схема сил и моментов динамики движения СКВВП

САУ Ввод

полетом программ

>

шина передачи данных

г_

БСУ планера

Датчики |

Приводы

х

БСУ сил.устан.

Датчики

Приводы

4

-с ___

Рис. 4 Принципиальная блок-схема интегрированной системы управления СКВВП и силовой установкой

Рис. 5 Блок-схема математической модели силовой установки СКВВП

т-г ■г

—*—*—й—2—*—3—2—=И

21 З1 V >' 71

-I1-1-з1-¡7-^-б1-т*-в1—5* ¥-11-5*-з1-51---51-

т.гек г.си

Рис. 6 Динамические процессы сброса и набора тяги в единой силовой установке с выносным вентилятором

Рис. 7 Блок-схема программного комплекса расчета динамических характеристик СКВВП

Рис. 8 Влияние различных техник поворота сопла

при коротком разбеге на взлетный вес самолета

8-

?■

5я-Е

N

а.

Г---

|Ь 1 А & А

Т.СЕХ

___/ Л _ .

Л / V --

——з—аб-

внешний

Ш7 момент Мг

>

5Г*~ >11 1' •ТгСЕК Ли. ^ я 4

рис. 9 Моделирование вертикального взлета и перехода к горизонтальному полету СКВВП с единой СУ и выносным вентилятором

Рис.11 Управление только вектором тяги при полете в режиме огибания рельефа местности

1:

аЬ Й ^ ^

Введение.Т.

Глава 1. Анализ развития СКВВП и формулировка целей исследования.

1.1. Анализ требований к СКВВП и их силовым установкам.

1.2. Современное состояние разработок СКВВП.

1.3. Основные схемы силовых установок самолетов вертикального взлета и посадки и требования, предъявляемые к ним.

1.4. Программа создания маневренного СКВВП США.зй

1.5. Перспективные программы исследования и разработки авиационных двигателей для СКВВП.4о

1.6. Состояние разработки и требования к интегрированным САУ для перспективных СКВВП.^¿г

1.7. Формулировка цели и предмета исследования.

1.8. Постановка задачи и методология исследования.

Глава 2. Моделирование динамики СКВВП как сложной системы.

2.1. Принципы построения математической модели СКВВП.

2.1.1. Моделирование аэродинамических характеристик самолета.

2.1.2. Моделирование динамики движения СКВВП.

2.2. Моделирование динамических характеристик ГТД сложных схем

2.2.1. Особенности математического моделирования динамических характеристик силовых установок СКВВП.

2.2.2. Математические модели отдельных элементов СУ.

2.3. Моделирование систем управления самолетом и двигателем.

2.4. Идентификация математических моделей СКВВП.

Глава 3. Управление СУ СКВВП на околонулевых скоростях полета./.РР

3.1. Моделирование взлета с коротких ВПП.

3.2. Управление угловым положением СКВВП с помощью изменения тяги силовой установки с выносным вентилятором.

3.3. Моделирование динамики вертикального взлета и посадки.

3.4. Использование программ быстрого изменения тяги (БИТ) двигателя для стабилизации углового положения СКВВП.

3.5. Моделирование отказов двигателей и возможности спасения летчика.

Глава 4. Применение УВТ в полете.&

4.1. Маневрирование на сверхкритических углах атаки.¿3/

4.2. Ориентирование фюзеляжа самолета на цель.

4.3. Полет в режиме огибания рельефа местности.

5. Выводы и заключение.

Развитие авиации и авиационного двигателестроения в конце XX века получило новый качественный скачок, который обеспечили новые методы проектирования, основанные на компьютерных вычислениях и интеграции параметров критичных узлов, а также свойства новых материалов и технологий производства. Достижения в области аэродинамики позволили создать в начале 80-х годов поколение истребителей, летно-технические характеристики (JTTX) которых трудно было улучшить в рамках традиционных схем проектирования. Дальнейшее развитие маневренных и взлетно-посадочных характеристик многоцелевых самолетов связывают прежде всего с применением статически неустойчивых аэродинамических схем, двигателями переменного цикла, выхлопными устройствами с отклонением сопел. Таковы проекты истребителей XXI века F-22, Rafal-D, EF2000, JSF, JAS39, Як-141, Су-37, МиГ-1.44 и небольших транспортных самолетов Osprey V-22, Bell Boeing-609 др. [36][44][65][66]. Особую роль в повышении ЛТХ будущих самолетов отводится бортовым системам автоматического управления, которые должны координировать работу всех подсистем с целью наивыгоднейшего выполнения полетного задания. Возможности современных систем управления, связанные с мощными бортовыми программными комплексами, позволили повысить экономичность, и то же время надежность полетов в широком диапазоне скоростей и высот.

Двигатели современных самолетов стали менее габаритными, более легкими, более мощными и более экономичными. Это позволило обеспечить тяговооруженность небольших маневренных самолетов более единицы, а, следовательно, стал реален переход к возможности вертикального взлета и посадки при использовании техники поворота вектора тяги. Следует отметить, что силовые установки легких маневренных самолетов на основе газотурбинных двигателей обеспечили тяговооруженность более единицы уже несколько десятилетий тому назад. Так максимальная тяговооруженность известных истребителей прошлого поколения Су-27 и Р-15 составляла утах > 1,22 при работе на форсированных взлетных режимах, что, теоретически, могло обеспечить вертикальный взлет. Однако вопросы весового проектирования и интеграции самолета и силовой установки (СУ) не позволили в то время создать эффективный самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) с высокими ЛТХ.

Проблема интеграции становится актуальной еще и потому, что возможности создания подъемной силы летательных аппаратов только с помощью аэродинамических методов близки к предельным, и поэтому возникает задача использования возможностей силовой установки для непосредственного создания подъемной силы и отбора мощности для создания управляющих сил ориентации самолета в пространстве ( так называемые «энергетические методы» управления). Все это предъявляет дополнительные требования к силовым установкам современных и будущих самолетов. В первую очередь, это касается скорости изменения тяги двигателей, поворота и точности ее установки в пространстве. Кроме того, остаются открытыми чисто двигательные проблемы, такие как обеспечение надежной и устойчивой работы в широком диапазоне рабочих режимов, при взаимовлиянии управляющих органов, а также компенсация отказов и др. Таким образом выбор схемы и параметров СУ самолета становится еще более сложной задачей. На рис. 1 показаны подсистемы современного маневренного самолета, влияющие на выбор параметров силовой установки с управляемым вектором тяги (УВТ).

По мнению разработчиков авиационных двигателей, проблема интеграции заключается не только в значительном усложнении силовой установки (дополнительные устройства отбора воздуха, мощности и т.д.), ужесточении требований по надежности к двигателю, работающему длительное время на предельных режимах работы, а следовательно, увеличении размеров и веса, но и в увеличении числа регулирующих устройств, усложняющих прогнозирование устойчивого поведения и расчет двигателя во всем диапазоне его рабочих режимов. Повышение сложности СУ перспективных самолетов резко увеличивает сроки и стоимость их разработки. Кроме того, возрастает технический риск достижения заданных проектных параметров. В конце 80-х годов цикл разработки и доводки ТРДД достигал, в среднем, 10-12 лет, а стоимость разработки нового двигателя около 1 млрд. долл. Однако, ускорение научно-технического прогресса требует сокращение этого цикла, по крайней мере, вдвое. Важным остается вопрос о доступности цены на авиадвигатели.

СВВП как транспортное средство для народного хозяйства также может быть востребован. В современных условиях все более остро ставится проблема взлетно-посадочных полос (ВПП). Дороговизна земли в густонаселенных районах Европы и высокая стоимость строительства и эксплуатации аэродромов в малонаселенных районах России ограничивают развитие транспортных перевозок с помощью обычной авиации. Для малой авиации, кроме того, становится актуальной проблема замены не очень эффективных по экономическим критериям транспортных вертолетов. Одним из примеров хозяйственного применения СВВП может служить задача обслуживания морских нефтедобывающих платформ, удаленных от берегов России.

Еще совсем недавно, десятилетие назад, основные подсистемы существующих самолетов разрабатывались, как правило, традиционными методами, когда каждая из подсистем проектировалась независимо от других. Характеристики этих подсистем оптимизировались отдельно, причем в предположении наихудших характеристик других подсистем. При объединении подсистем эффективность самолета в целом была далека от оптимальной. Интеграция системы управления полетом и силовой установкой позволила существенно улучшить характеристики самолета и двигателя путем наивыгоднейшего согласования параметров отдельных подсистем по критериям более высокого уровня. На перспективных самолетах, которые будут иметь дополнительные органы управления, сопла УВТ и реверса, ПГО, воздухозаборники переменной геометрии, двигатели переменного цикла и др., потребуется сложная координация работы перечисленных выше подсистем управления и адаптация к внешним условиям в полете. Использование принципов интеграции при проектировании, а также повышение эффективности управления самолетом и силовой установкой для перспективных истребителей обычно рассматриваются в нескольких аспектах. Интеграция самолета и силовой установки позволяет:

• удовлетворить заранее выдвинутым требованиям ;

• обеспечить более высокие показатели и JITX ;

• получить новое летное качество.

Задачи интеграции основных подсистем при проектировании самолета весьма обширны, но на первых этапах проектирования можно выделить только два основных аспекта: согласование параметров и выбор размерности планера и силовой установки с целью оптимизации летно-технических характеристик самолета и интегрированное управление аэродинамикой планера и тяговыми и расходными характеристиками двигателей с целью обеспечения топливной эффективности, а также устойчивости и управляемости самолета.

Решение проблемы интеграции параметров самолета и двигателя в общей постановке было предпринято в нашей стране в середине 50-х годов в работах проф. Флорова И.Ф.(ЦИАМ), Румянцева C.B.(МАИ) [34] [35]. Для дальних тяжелых самолетов это направление было развито д.т.н. Юговым O.K.[47], для истребителей - к.т.н. Селивановым О.Д.(ЦИАМ) [II] [48], Шкадовым Л.М.(ЦАГИ). Проектирование самолетов вертикального взлета с учетом силовой установки подробно рассматривались в работах проф-ов Курочкина Ф.ГЦ22], Лисейцева Н.К., Володина В.В (МАИ) [6], Фролищева А.А.(ЦАГИ) и др. Проблема выбора параметров силовой установки для СВВП была широко исследована в работах проф. Павленко В.Ф. [30] [31] и его учеников д.т.н. Егорова И.Н., д.т.н. Ефимова И.А.(ВАТУ) [58] и др., а также в работах к.т.н. Шульгина В.А., к.т.н. Колесникова А.Ю. (ЦИАМ), к.т.н. Кажана В.Г (ЦАГИ).

Важное место при разработке СВВП является исследование работы силовой установки и разработке их математических моделей. Вопросы динамики авиационных ГТД описаны в известных работах проф. Сосунова В.А., Литвинова Ю.А.(ЦИАМ) [39], а управление силовой установкой в полете в работах д.т.н. Гольберга Ф.Д. и д.т.н. Гуревича О.С. (ЦИАМ) [11]. Проблемы управления составной силовой установкой на режимах вертикального взлета и переходных рассмотрены в работах проф. Тараненко В.Т (ВАТУ) [40], д.т.н. Добрянского Г.В. (ЦИАМ) [14]. Большой комплекс работ по согласованию элементов СУ (воздухозаборников, двигателей и выходных устройств) различных схем был выполнен под руководством проф-ов Нечаева Ю.Н.[26], Кобелькова В.Н. и Полева A.C. (ВАТУ) [27] и их учениками.

В настоящее время в авиационной промышленности России существует достаточно много математических моделей авиационных ГТД, разработанных авторами, принадлежащими различным научным школам. Первые работы в нашей стране по разработке математических моделей для САПР двухконтурных двигателей проводились д.т.н. Дружининым А.Н. [15] и его учениками к.т.н. Швецом Л.И., к.т.н. Ланшиным А.И. (ЦИАМ). Математические модели газотурбинных двигателей проф. Тунакова А.П. [41], проф. Ахмедзянова A.M., Кривошеева И.А. и учеников [51] используются во многих ОКБ двигателестроения для проектирования проточной части. Следует отметить работы проф. Черкасова Б.А.[42] и учеников (МАИ), применивших современные методы регрессионного анализа для построения динамических моделей и т.д. Математические 3 модели ГТД, указанных авторов, в течение десятилетий уточнялись и совершенствовались, и поэтому они имеют достаточно высокий уровень совершенства и успешно используются как в научных исследованиях, так и в ОКБ при проектировании опытных образцов авиационных двигателей.

Большой вклад в области практической разработки и интеграции силовых установок СВВП внесли руководители и специалисты фирмы «ОКБ им. А.С.Яковлева» Новиков Р.Н., Агапов С.С., Стаурина J1.B. и многие другие. Их работы и советы во многом помогли автору при разработке моделей СКВВП и проведении исследований.

Изучением управления самолета с помощью вектора тяги в полете в нашей стране конструкторы и ученые фирм РСК "МиГ" и "ОКБ Сухого" занимались с начала 60-х годов. В настоящее время всемирно-известный самолет "Су-37", разработанный специалистами фирмы, неоднократно демонстрировал на международных выставках фигуры высшего пилотажа, которые недоступны обычным самолетам. Работы по исследованию проблем использования УВТ в полете продолжают широко вестись во всем мире. Так в перспективных американских программах развития двигателей XXI века IHPTET и VATE им уделяется приоритетное значение.

Суммируя вышеизложенное, в целом можно отметить, что проектирование и создание эффективных СВВП в большой степени будет зависеть не только от технологических успехов в области самолето- и двигателестроения, но и тщательности выбора и степени «согласованности» основных параметров, проведенных на начальных стадиях проектирования самолета.

5. Выводы и заключение

Управляемый вектор тяги становится важным органом управления самолетом. Сложность задачи динамической устойчивости требует комплексного подхода к изучению работы силовой установки в системе самолета. Проведенные исследования показали большую эффективность использования управляемого вектора тяги и интегрированных систем для стабилизации и управления угловым положением СКВВП. По результатам работы можно сделать следующие выводы :

1. Для проведения исследований по влиянию параметров силовой установки на динамические характеристики СКВВП разработана имитационная динамическая модель системы «ПЛ+СУ+САУ», которая позволяет оценивать схемные решения и программы управления силовой установкой по критериям устойчивости и управляемости самолета. Математическая модель может быть использована для исследования влияния динамических свойств авиационных газотурбинных двигателей на характеристики самолета на режимах полета с отклонением вектора тяги.

2. Исследование способа управления углом тангажа и крена на динамической модели СКВВП с единой силовой установкой на режимах вертикального взлета и переходных к горизонтальному полету показало, что регулирование тяги с помощью поворота направляющих аппаратов выносного вентилятора и системы струйных рулей обеспечивает достаточную устойчивость и управляемость самолета даже при действии внешних возмущений.

4*1 е

3. С помощью разработанной математической модели исследованы динамические процессы согласованного изменения тяг основного и подъемных двигателей составной силовой установки СВВП, темпов отклонения сопел и углового положения самолета при вертикальном взлете, а также на переходных режимах к горизонтальному полету. Показано, что дифференциальное изменение тяг двигателей с помощью интегрированной системы управления позволяет обеспечить хорошее качество переходных процессов и уменьшить потери тяги на 20-30% за счет сокращения отбора воздуха от основного двигателя. Даны обоснованные рекомендации по темпам набора и сброса тяг подъемных и основного двигателей, а также допустимых величин запаздываний срабатывания бортовой системы управления в канале тангажа самолета на режимах вертикального взлета и переходных к горизонтальному полету. Показано, что применение малоинерционных методов управления проточной частью ТРДД (программы БИТ) может существенно улучшить устойчивость и управляемость самолета на режимах полета с отклоненными соплами.

4. Моделирование ситуаций с отказами основного или подъемного двигателей позволили сделать заключение о необходимости включения в бортовую систему управления сигнала на парирование возмущающего момента путем изменения тяг работающих двигателей. Это значительно замедляет вращение самолета при возникновении отказов двигателей на режимах вертикального взлета/посадки и повышает надежность срабатывания катапультируемой системы спасения. т

5. Использование специальных динамических программ поворота сопла при коротком взлете СКВВП позволяет на 6 - 8% увеличить вес полезной нагрузки или сократить длину разбега в 2 раза.

6. Рассмотрены примеры применения УВТ для управления и стабилизации угла тангажа на различных участках полета. Показано, что использование быстродействующего отклонения сопла по тангажу фс > 30 град/сек при запаздывании срабатывания не более Атзап < 0.05.0.07 сек дает возможность реализовать новые виды маневров, которые трудно реализовать только аэродинамическими способами управления.

1. Акимов В.М., Бакулев В.И., Поляков В.В, Сосунов В.А., Шляхтенко С.М. и др. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. М: Машиностроение, 1987.

2. Бабич В.К. Истребители меняют тактику. М.: Военное издательство, 1983.

3. Бабич В.К. Авиация в локальных войнах. М.: Военное издательство, 1988.

4. Бюшгенс Г.С., Васильев Л.Е., Гладков A.A., Гоман М.Г. и др. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Ред. БюшгенсаГ.С. М:. Наука-Физматлит, 1998.

5. Варгафтик Н.Б. Теплофизические свойства материалов. М.: Наука, 1956

6. Володин В.В., Лисейцев Н.К., Максимович В.З. Особенности проектирования реактивных самолетов вертикального взлета и посадки. Под. ред. Егера С.М. М.: Машиностроение, 1985.

7. Володин В.В. Автоматизация проектирования летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1991.

8. Галашев Е.С., Лысенко Н.М., Микоян С.А. и др. Аэродинамика и динамика полета маневренных самолетов. Под ред. Лысенко Н.М. М.: Военное издательство, 1984.

9. Горохов В.Г. Методологический анализ системотехники. М.: Радио и связь, 1982

10. Гуд Г.Х., Макол Р.Э. Системотехника. Введение в проектирование больших систем. М.: Сов.радио, 1962.

11. П.Гуревич О.С., Гольберг Ф.Д., Селиванов О.Д. Интегрированное управление силовой установкой многорежимного самолета. М.: Машиностроение, 1994.

12. Двигатели 1944-2000 гг. Авиационные, ракетные, морские, промышленные. Ред. Шустова И.Г. М:, "АКС-Конверсалт", 2000г.1. НЭ

13. И.Демидов B.C. Расчет аэродинамических характеристик самолета.

14. М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1971. М.Добрянский Г.В., Мартынова Т.С. Динамика авиационных ГТД. М.: Машиностроение, 1989.

15. Дружинин В.В., Конторов Д.С. Проблемы системологии (проблемы теории больших систем). М.: Сов.радио, 1976.

16. Ивахненко А.Г. Индуктивный метод самоорганизации моделей сложных систем. Киев, Наукова думка, 1982.

17. Кампсти Н. Аэродинамика компрессоров. М.: Мир, 2000.

18. Касти Д. Большие системы. Связность, сложность и катастрофы. М.: Мир, 1982.

19. Каханер Д., Моулер К., Нэш С. Численные методы и программное обеспечение. М.: Мир, 1998.

20. Курочкин Ф.П. Проектирование и конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой. М.: Машиностроение, 1977.

21. Максимей И.В. Имитационное моделирование на ЭВМ. М.: Радио и связь, 1988.

22. Маслов В.Г. Теория выбора оптимальных параметров при проектировании авиационных ГТД. М.: Машиностроение, 1981.

23. Микеладзе В.Г., Титов В.М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет. М.: Машиностроение, 1990.

24. Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. М.: ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1990.

25. Нечаев Ю.Н., Кобельков В.H., Полев Ф.С. Авиационные турбореактивные двигатели с изменяемым рабочим процессом для многорежимных самолетов. М.: Машиностроение, 1988.

26. Новицкий В.В., Павленко В.Ф. Особенности воздействия реактивных потоков силовых установок на конструкцию самолета вертикального взлета и посадки. М.: Машиностроение, 1985.29.0стославский И.В., Стражева И.В. Динамика полета. М.: Машиностроение, 1958.

27. Павленко В.Ф. Самолеты вертикального взлета и посадки. М.: Воениздат, 1966.

28. Павленко В.Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. М.: Машиностроение, 1972.

29. Павленко В.Ф. Силовые установки с поворотом вектора тяги в полете. М.: Машиностроение, 1987.

30. Ржавин Ю.А. Осевые и центробежные компрессоры двигателей летательных аппаратов. М.: МАИ, 1995.

31. Румянцев C.B. Исследование экономичности полета и скороподъемности самолетов с турбореактивными двигателями. М.: МАИ, диссертация на соиск. звания докт. техн. наук, 1955.

32. Румянцев C.B., Сгилевский В.А. Системное проектирование авиационного двигателя. М.: МАИ, 1991.

33. Рябинкин Н.И. Современные боевые самолеты. Минск, «Элайда», 1997.

34. Святогоров A.A., Попов К.Н., Хвостов Н.И. Устройства для отклонения реактивной струи турбореактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1968.

35. Семенов В.В. и др. Методы описания, анализа и синтеза нелинейных систем управления. М.: МАИ, 1993.

36. Сосунов В.А., Литвинов Ю.А. Неустановившиеся режимы работы авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1975.

37. Тараненко В.Т. Динамика самолета с вертикальным взлетом и посадкой. М.: Машиностроение, 1993.

38. Тунаков А.П. Методы оптимизации при доводке и проектировании газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1979.

39. Черкасов Б.А. Автоматика и регулирование воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1974.

40. Фрадков A.JI. Адаптивное управление в сложных системах. М.: Наука, 1990.

41. Хафер К., Закс Г. Техника вертикального взлета и посадки. М.: Мир. Перевод с немецкого, 1985.

42. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Т. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. М.: Машиностроение, 1986.

43. Шульгин В.А., Гайсинский С.Я. Двухконтурные турбореактивные двигатели малошумных самолетов. М.: Машиностроение, 1984.

44. Югов O.K., Селиванов О.Д. Согласование характеристик самолета и двигателя. М.: Машиностроение, 1980.

45. Югов O.K., Селиванов О.Д. Основы интеграции самолета и двигателя. М.: Машиностроение, 1989.

46. Югов О.К.,Селиванов О.Д., Дружинин JI.H. Оптимальное управление силовой установкой самолета. М.: Машиностроение, 1978.

47. Янкин В.И. Система программ для расчета характеристик ВРД на ЭЦВМ. М.: Машиностроение, 1976.1. Статьи

48. Ахмедзянов Д.А., Гумеров Х.С., Кривошеев И.А. и др. Математические модели авиационных двигателей произвольных схем (компьютерная среда DVIG). Учебн. пособие, Уфа, УГАТУ, 1998.

49. Боев Д. Як-141: и снова горе от ума? "Авиапанорама", дек., 1997.

50. Базаззаде М., Карасев В.Н. Сравнительный анализ различных способов соединения двухконтурных двигателей в силовых установкахтранспортных СВВП. M.: ЦАГИ, тезисы докл. на межд. конференции «Современные проблемы аэрокосмической науки и техники», 2000.

51. Ефимов И.А., Нелюбов А.И., Павленко В.Ф. С отклонением вектора тяги. М.: Воениздат, «Авиация и Космонавтика», №7,1981.

52. Ильичев Я.Т. Термогазодинамический расчет воздушно-реактивных двигателей. Труды ЦИАМ №677, 1975.

53. Карасев В.Н. Моделирование динамики маневрирования самолета с использованием вектора тяги и исследования законов интегрального управления самолетом и двигателем. М.:ЦАГИ, тезисы докл. межд. конференции «Авиация 2000» , 1995.

54. Новичков Н.В. Боевая авиация в англо-аргентинском конфликте. М.:Воениздат, «Авиация и Космонавтика», 1983, №№ 2,3.

55. Павленко В.Ф., Ефимов И.А., Егоров И.Н., Иванов A.M. Программный комплекс математического моделирования авиационных ГТД различных конструктивных схем. Труды XXIII Чтений К.Э. Циолковского. М.: ИИЕТ АН СССР, 1989.

56. K.Yugov, O.D.Selivanov, V. N.Karasev, P.L.Pokoteelo. Methods of integrated aircraft propulsion control program definition AIAA/SAE/ASME/ASME 24st Joint Propulsion Conference, Boston, Massachusetts, 1988.

57. Brown D. Rolls-Roys studying new version of Pegasus engine.1^3

58. Gilson C. Jumping jet power for the next century. Interavia N10, 1987.

59. Green K.A. Estimation of hot gas reingestion for a VTOL aircraft at the conceptual design stage. Symposium SAE, Warminster, 1984.

60. Hammond D.L., Fredette R.E., Tamplin G.C., Ashby R.L. A USAF Assessment of STOVL Fighter Options. International Powered Lift Conference. Royal Aeronautical Society, London, 1990.6 6. Jackson P. Jane's all the worlds aircraft. 1993-1994. DP A, 1994.

61. Leo C., Roger W. Supersonic STOVL aircraft with turbine bupass/ turbo-compressor engines. AIAA Paper/ N1403, 1984.

62. Lewis W.J., Palfreyman D. Supersonic V/STOL ready for technology push. Aerospace America. October, 1984.

63. Lewis W.S. V/STOL Engine Development. AIAA Paper N1337,1984.

64. Lind G.W., Tamplin G. V/STOL Technology Reguirements for Future Fighter Aireraft. AIAA Paper N81-1360, 1981.

65. Niksch R.A. ASTOVL Flexibility in the 21 st century. International Powered Lift Conference. Royal Aeronautical Society, London, 1990.

66. Pearson D.M. Powerplants and lift systems for ASTOVL aircraft the challenges to an engine maker. AGARD PEP Symposium, Seattle, 1995.

67. Riccius H.V. Desing development and optimization criteria considerations for a tandem fan medium speed V/STOL propulsion concept. AIAA Paper N2395, 1984.

68. Sheridan A.E. Study of Turbine Bupass Remote Augmentor Lift System for V/STOL Aircraft. NACA CR-174682, 1984.

69. Street A.B. VSTOL engine desing evolution. Growth of the Pegasus engine for Harrier. International Powered Lift Conference. Royal Aeronautical Society, London, 1990.

70. William S.W. The Effects of Turbine inlet temperature and Engine complexity on VCE/RALS powered supersonic V/STOL Aircraft 80-1853, 1980.