автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Комплексная методика проектирования систем надувной амортизации крупномасштабных свободнолетающих моделей

? Г Б од

1 6 ОПТ Доз

Харьковски;! авкгционшЗ институт ки. !!. Е. Еуковского

УДК 629.7.027.21 lía правая рукописи

• ШУШОВ Игорь Оладкиаропич

ШШШЬАЯ IIEIO&'ÏA ПРОЕГП (POSAD Р OETEt ЙЛДШОП ЛДОТШИМ. БРУШЮНАВДТЛБКЦХ ШОБОДНОПЕТШК* .КОДЕЙЕП

Специальность 03.07.03 "Прсзктгроваино и конструкция летате ышз аппаратов"

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата техиюттак наук

Харьков 19й>

Диссертация является рукопись»,

• Работа выполнена в Кзучио-нсйледоЕгпдлъскоы институте проблей физического моделирования реаяиов полета сашлэтоо при Харьковской авиационном институ; э

Научный руководитель - доктор техааческих tiayii

ЧЕГАШВСКШ 0. Р.

Научный консультант - доктор технических наук, профессор

СИЛАЕВ A.A. .

Официальные оппоненты - член-корреспоидант ИАН Украшш,

доктор технических паук, профессор ГАЙДАЧУК В. Е.

кандидат технических гаук ИВАЮЖ U.A.

Ведущая организация - Киевскоа конструкторское depo "Луч"

'.Эагщта состоится i. в часов иа

зггедапии специализированного совета Д. 02.27. С® в Харьковском . авк-ционноы институте им. Н Е. Жуковского по адресу: 310070, г. Харьков-70, ул. Чкалова, 17.

С диссертацией можно рзнакоьшться в библиотеке ХАИ.

Автореферат разослан citis._19ЭЗ г.

• «

Учения секретарь

специализированного совета, _ _

кандидат технических наук, ¡/УЬ-*-.^ „— -п „

профессор v v ' i^i. Корнилов

- 3 -ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОИ

Актуальность роботы. Комплексный подход к создешю новой 8ВИ8ИИОЫОЯ топсши требует широкого внедрения методов опорежэв-сда исследований летных характеристик самолетов. Летные испытания натурного самолета могу? рассматриваться как зэворшэадий этап проектирования, они требу»т больших затрат на постройку опытных образцов секолетоз и связаны с высокой степенью риска для жизни летчика-испытателя. Примоняемый метод оценки ло;-ных характеристик при продувке геометрически подобных моделей в аэродинамических трубах не обеспечивает полноты информации кз-за невозможности иеследошп'и переходных к неустановившихся рокимсэ полета самолета. Ляп исследования т^юи рокжог- в прякткко отечественного и зарубежного самолетостроения используются с:обод-яохетащие динамически подобные модели 'СДПМ). К. СДПМ предъявляется сложный комплекс требований, выполнеже которых обеспечивает проведение летных исследовать в минимальные срою», и с высокой достоверность)1 получаемых результатов. Одним из основных требований является многократность применения СДПМ, что позволяет обеслочи1Ь достоверность получаемых результатов. Это возможно только при использовании достаточно надежной и эффективной система посадки СДПМ.

В последнее время широкое применение в качества чмортнзаци-ошшх устройств нашли надувные амортизаторы, котьрае обладают высокой, онергосмкостью, малой массой и габаритами в сложенном состоянии, возможностью простого регулирования упругих, свойств., В надувных амортизаторах рабочим телом является газ, заключенный в мягкую оболочку.

СДПМ является специфическим объектом проектирования по-сравнения с другими летательными аппаратами, поэтому вопросы минимизации массы Сортовых систем, использования экономических критериев пр;: выбопе параметров системы посади! являются актуальным!*.

В связи с этим созда!ше комплексной методики проектирования систем нядувдой амортизации (СНА) СДПМ является сложной задачей, для решония которой необходимо разработать набор математических и физических моделей различных степеней слокностк.

Цашз дашой дяссертацконкой' работа является создание мвто-

дики проектирования СНА СДПМ, направленной на сокращение сроков и уменьшение стоимости проведения опереяащих летных исследований с помощью СДПМ путем рационального сочетания методов математического и физического моделирования процесса приземления.

Для достижения этой цели в настоящей работе поставлены следующие задачи:

1. Разработать математическую модель надувного амортизатора (НА), исследовать влияние его конструктивно-технологических параметров на массу и коэффициент полноты диаграммы обхатия.

2. Сформировать математическую модель и провести оптимизацию параметров системы "амортизатор - парашют - конструкция. СДПМ".

3. Исследовать влияние техиико-зкономических параметров СНА . на стоимость проведения прогреммы исследований характеристик создаваемых самолетов с помощью СДГО!.-

4. Разработать и Енедрить экспериментальный комплекс определения параметров движения объекта при приземлении на НА.

5. Внедрить технические решения по повышению эффективности СНА в опытном производстве СДПМ.

Научная новизна работа состоит в том, что впервые: ■ - создана кс..шлексная методика проектирования СНА СДПМ, направленная на сокращение сроков и уменьшение стоимости проведения опережающих летных исследова:шй с помощью СДПМ путем рационального сочетания методов математического и физического модели-ровани; процесса приземления;

- предложена математическая модель надувного амортизатора типа "горизонтальный цилиндр", основанная на использовании полной несущей'способности материала оболочки;

- предложена математическая модель системы "амортизатор -парашют - конструкция СДПМ"; ; .

- создана методика оценки влияни;. технико-экономических параметров системы амортизации на стоимость проведения програм;. > исследований с помощью СДПМ; -

предложен комплекс критериев и масштабов подобия, обеспечивающих отображение процесса приземления СДПМ при его физичео-ком моделировании; • .:

- предложены новые технические решения конструкции амортизаторов, обеспечивающие повышение их эффективности, а также уве-

- 5 -

личение работоспособности всей системы посадки. .

На защиту выносится:

- комплексная методика проектирования СКА, направленная та сокращение сроков и уменьшение стоимости проведения опережающих летних иссле. званий с помощью СДПМ иутем рационального сочетания методов математического и физического моделирования;

- математическая модель- НА типа "горизонтальный шигандр", основанная на использовании полной несущей способности материала оболочки:

- математическая модель и результаты оптк лзации системы "амортизатор - парашют - конструкция СДПМ" с использованием единой целевой функции;

- методика оценки влияния технико-ь.;ономических параметров СНА на стоимость проведения программы исследований с помощь« СДПМ;

- комплекс критериов и масштабов подобия, обеспечивающих отображение процесса приземления СДПМ при его физическом модэли-ровании;

- результаты теоретических и экспериментальных исследований влияния параметров СНА на динамику движения и нагрузки при rrr;i-земленш СДПМ.

Практическая значимость заключается в том, что:

- разработанная методика проектирования СНА обеспечивает на стадии эскизного проектирования СДПМ выбоп схемы и оптимальных параметров СНА, парашютной системы, конструкции СДПМ, определе ние нагрузок при приземлении;

- не стадии доводки конструкции СНА. при экспериментальных модельных сбросах полученные критерии и масштабы подобия обеспечивают минимальный'объем работ с испо.азованием стендовой лина-мичрски подобной модели (ДПМ) при высокой достоверности получаемых результатов. •

■ Внедрение. Методика проектирования СНА, отезд для сбросов ДЦН v чзмэрительнкй комплекс внедрены при вшолнении хоздоговорных' -работ: ГШ 27/86 и ГШ 26/89 по созданию изд. Л15.12 в интересах косковского тиностроитольнсго завода им. А.И..- Мшкояна; ПИ 2/9? по созданию изд. ЛМ-01 в интересах государственного ., Киевского конструкторского бюро "Луч"; П<Ш 4/92 по созданию изд. СЛМА-21 в интересах азкационно-технической фирмы "Аэро"- т-змы .

"Модель" по созданию изд. СЛМТ-'ЮСб и темы "ХАИ-70" по созданию изд. СЛМХ-70 в интересах НИИ ПФМ.

Апробация работы. Основные положения работы докладывались и обсуздались на научно-технической конференции (ХАИ, 1987 г.), заседании кафедры "Систем спасения и жизнеобеспечения" (МАИ, 1988, 1989 гг.), на Всесоюзной конференции "Проблемы создания и испытаний крупномасштабных летающих моделей" (ЛИИ, 1990 г.) и получили положительную оценку.

Публикации. Основные положения диссертационной работы опубликованы в 3-х печатных работах. По результатам работы получено 28 авторских свидетельств. Материалы диссертации использовались при написании 4-х научно-технических отчетов.

Объем и структура работы. Диссертационная работа изложена на 94 страницах машинописного текста, иллюстрирована рисунками и таблицами на 102 страницах, состоит из введения, пяти разделов, заключения и приложений. Список использованных источшкоз содержит 96 наименований. • '

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы, проведен обзор по тематике работы, сформулирован^ цель исследований, научная новизна, и кратко изложено содержание диссертации.

Вопросы теоретического и экспериментального изучения вопросов проектирования систем амортизации рассматривались в работах Б&кьнова Б.И., Осина М.М., Белавского A.A., Комарова С.С., Ку лютне кого С.С., Загулы В.Э., Кепейводы В.Г., Ручина А.П., Рыженко А.И., Черановского О.Р., Зпштейна A.A. и др.

В первол разбеле приведены особенности проектирования.СДПМ. оказывающие влияние на выбор параметров ее системы. На основе анализа сущестг айх систем посадки для применения яа СДПМ выбрана парашютная система в сочетании с системой надувной амортизации. Обоснован выбор целевой и оценочной функций определения параметров СНА.

СДПМ представляет собой беспилотный летательный аппарат, специально созданный для экспгриментальных исследований летных характеристик современных и перспективных самолетов. Проектирование бортовых систем СДПМ должно проводиться с учетом особенно-

стэй СДШЛ. отличающих вэ от других летателышх аппаратов. К ним относятся: зависимость размеров СДПМ от решаемых в летных исследованиях задрч и выданных критериев подобия; геометрическое подобие отводов СДПМ натурному самолету; подобие по' массово-инерционным характеристикам, а такгэ оольшое значение экономических критериев оценки эффективности создания СДПМ.

Выбор типа системы посадки существенно влияет на параметра еда, поэтому сн должен осуществляться с учетом ле только общих требований к системе посадки, но и специфических, витекзвдк из особенностей проектирования СДПМ. Гак, особенности СДПМ не позволяют применить известные системы посадки: по-самолеткому, в сеть, подхват а воздухе. Парасютно-амортизационная система посадки предпочтительнее других для применения на СДПМ по следующим покззатзлтм: низкая стоимость приземления, высокая нгадз-ность работа л стабильность характеристик, низкие требования плевдке приземления, достаточная устойчивость при приземлении в условиях ветрового сноса. Из существующих систем амортизации наиболее полно удовлетворяют требованиям к амортизации СДП)Л системы надувной амортизации, т.к. имеют малую массу и габариты в-уложенном состоянии, просты и надежны в работе, их отличает низкая стоимость л многократность применения, возможность приземления на любой грунт.

СНА характеризуются рядом параметров и с целью выбора критериев их оптимизации в работе рассмотрены связи параметров СНА с параметрами других систем СДПМ, в частности, пэрапзтной системы и конструкции еда, воспринимающей негруьки при приземлении., Все критерии эффективности, позволяющие оптимизировать технические параметру СНА могут бить сведены к одной целевой Функции -величине масхы, включашцей массу СНА, массу параюотноЯ системы и • масс! конструкции СДПМ, воспринимающей нагрузки при приземлении. Целевая Функция характеризует только технические параметры СНА, а для СДПМ определяющими являются экономические показчтаяи эффективности, поэтом. в качестве-оценочной функции для внбора из нескольких а^тернативных вариантов кевг-рухций СНА выбрана стоимость выполнения программ' потных исследований с помощью'СДПМ и приведено выражение для ое определения. . -.'..;.'

Во второл раздел? ребсты сформирована и исследована математическая модель надувного амортизатора и его системы газспапол-

нения. Приведены результаты оптимизации параметров СНА при заданном урозке нагрузок и энергоемкости-.

Применяемые в настоящее время амортизаторы типа "вертикальный цилиндр" и "колокол" не позволяют рационально использовать' материал оболочек и регулировать в них- давление в зависимости от направления ветрового сноса. В работе рассматриваются амортизаторы с боковыми цилиндрическими и угловыми сферическими закруглениями. Амортизаторы имеют начальное избыточное давление и систему клапанов с частично регулируемой площадью проходного сечения в зависимости от давления в оболочке к направления ветрового сноса. Особенностью такого амортизатора является возможность минимизации массы оболочки за счет рационального ее загрукения за все время обжатия. Эти особенность основана на том, что погонная нагрузка в оболочке с цилиндрическими закругления'« равна

т = р.-|-,

где Р - избыточное давление в оболочке;

Н - текущее значение высоты амортизатора.

При этом, по мире обжатия амортизатора и снижения высоты давление повышается, а нагрузка в ткани оболочки остается постоянной. При математическом моделировании обкатия амортизатора предложена схема ег^ работы, состоящая из двух этапов (рис. 1). На первом этапе п роясходат сжатие газа в оболочке в соответствии с законом Р-Н=соп-а, на втсром этапе поело открытия клапанов происходит регулирование истечения газа для поддержания постоянного усилия обжатия Ги=сопаг. «Доказать допустимость принятия такой модэли позволяет сопоставление результатов ее расчета (рис. 1, сплошная линия) с диаграммой обкатия амортизатора, полученной при решении дифференциальных уравнений сжатия и истечения газа из оболочки амортизатора (рис. 1, прерывистая линия).

Для принятой сущ работы амортизатора и заданной его энергоемкости получены уравнения, связывающие параметры .надувного амортизатора

; <1п(н0) - 1п(Н0- Н1)) Ь® , Я.1Н0.(Ш(Н0) - 1П(Н0- Н,)) - Н, )•],,+ • - (Ш(Н0) - Ш(Н0- Н4)) - -%-Н0.Нг ~§2~'Н1 "

Н,.«.Ь1+ -V-«: - ^ "О,

- 9 -

где с - параметр прочности материала ободочки;

Ь, - линейная размер амортизатора.

Для »адачной опертое:,{кости и максимальной нагрузки на амортизатор получены зависимости массы СНА от размеров амортизатора (рис. 2). Кривые зависимости массы СНА от начальной высоты амортизатора имеют четко выраженный минимум, положение которого зависит от исходных ьначекиГ: Е и ?ц. Минимум на графиках тлеет пологий характер, что позволяет дополнительно учитывать при проектировании оптимального амортизатора конструктивные ограничения. При этом величина коэффициента полноты диаграммы для СНА минимальней массы находится в предела:. п=0,44...0,62, а масса СНА с (5=1 больше минимальной в 2...3 раза.

Параметры СКА и парашютной система связаны между собой скоростью снижения под парашютом, которая определяет энергоемкость СКА. Совместный анализ зависимости массы СКА, полученной в раси-то и массы парашютной систему, приведенной в работах С.С. Кул-жинскогс от энергоемкости СНА позволил построить графики зависимости массы параиютно-амортиг^ционной системы посада от кинетической энергии снижения СДПГЛ и определить, что оптимальной ярля- • ется скорость снижения под парашютом 8...И м/с при различных уровнях допуст:".;ых нагрузок (рис. 3).

В '-.ретъел разделе работы проведена оптимизация параметров СНА с учетом характеристик парашютной системы и силовой конструкции еда, воспринимающей ьагрузки при приземлении. Проведен анализ динамики мягкой посадки объекта на надувные амортизаторы, использующий программу расчета траектории движения при приземлении. Призедены при?,-.еры расчета параметров СНА изд. ДМ5.12, исследование целевой и оценочной функций.

Нагрузки на СДПМ при приземлении ограничиваются следующими • величглами:. допустимой перегрузкой бортового оборудования и несущей способностью планера модели. Так, допустимая величина изгибающего момента крыла от воздействия расположенного под нем надувного амортизатора (рис. 4) вводит дополнительные огрышче-ния при определении области существования надувных амортизаторов и минимизации их массы. Позему при исследовании целевой функции . введена величина дополнительной масса конструкции И . возникающей в случае, если нагрузки при поерда превышают полетнь-в.

Для исследования влияния параметров кадувнкх мортизаторов

на массу СНА в условиях ограничения допустимых перегрузок и несущей способности крыла, получена система уравнений

Численное решение системы позволяет минимизировать массу надувных амортизаторов при принятых ограничениях нагрузок при приземлении. Приведенные результаты (рис. 2) показывают' существенное влияние величины допустимой нагрузки на крыло, но массу и другие параметры надувных амортизаторов.

Для исследования целевой функции построена область существования системы амортизации, парашютной системы и конструкции планера СДПМ {рис. 5,. При этом в качестве ограничений использованы условия динамического подобия СДПМ (Мк<Ык .), условия существования СДПМ как исследовательского инструмента (р )

оп оп.д

и допустимые перегрузки на бортовое оборудование ' (п )•

Область, определяемая графиком .1! =/(п ) и ограничениями ^оп^оп.д и Vй, дог.» представляет собой область существования системы посадки, а » .ималы ое значение массы соответствует максимальному значению Допустимой перегрузки 1. ' . Прямая АВ графика соответствует масоо конструкции модели, на которую стирается надувной амортизатор, рассчитанной на полетные нагрузки, а точка Ь соответствует усилию ам угазатора, при котором нагрузка п полете к ттря приземлении равны. Область, ограниченная графиком зависимости Ик=/(п ) и ограничением представляет собс?

область существования конструкции модели.'

Масса системы "амортизатор - парашют - конструкция СДПМ" не

и .V * «

_ У(Но-Н,)-Е

I,)) -Кв.(1п(Н0) - ¡ЖН^Н,))

• н?

о

2-н,-я«г н?

- 0.

2-(1п(Н0) - ХЖ^-В,))

-и-

P-1Û, И Па

t.i

H О a и

Н'бССиг я-гогДл

к» 1 «.

У/ \ i

О- / / / ✓ 1

/ i 1

-<•

Не

Mvii, кг

0,{ DJ. 0.3 û.4

Рис. /

U.H

£0 45 40 5

/I На

— л \ \

А % и /

, \ V « -ves \ а V ✓ ГЧ-У

"H Г

' Ри с . к

Нем

Р И /7 21 17 32 ЯГ

Рис. 4

•• /Ud»ft ^ 2

\ }

Нк IM* 3 >3

h H« ib ■VCV)

ß í

O S 1V VS ¿O 25 Пу

Рис. 5

O Q/ 02 Q} Oí Q5 0,5 0,1 y M

Рис. в

a. не*

0 $05~QÏ §/3 42 q¿3 из (ß3 ун

Рис. 7

W-0 Wn'èj**'

/ "s útrUñUO.

Г \

// \

/ \ •

// r \

À /У к

y

р С/ ojs .. 1 43 û.3S у н

является единственным показателем эффективности при проектировании СНА. Целесообразность применения в СНА СДПМ различных конструкторсгих а технологических решений мокэт быть опрэделег" только при использовании оценочной функции - стоимости выполне-1шя программг летных исследований. В работе проведены исследования по возмо;шости применения для оболочек амортизаторов различных типов тканей и систем газонаполнения и получетш результаты, свидетельствующие о целесообразности применения на СДПМ оболочек из капроновой ткани и газобаллонной зкекторной системы газона-пол5ения из услов::я ¡,оптимальной стоимости программы летных исследование: на СДПМ.

Для уточнения параметров СНА в работе проведены исследования динамики процесса приземления объекта на НА. Получена система уравнений плоского движения объекта в проекциях на осп неподвижной системы координат. Особенностью динамики движения являются применяемые методы обеспечения устойчивости объекта при приземлении в условиях ветрового сноса. Первый метод заключается в уменьшении величины действующего на объект опрокидывающего момента путем исключения из конструкции амортизаторов элементов, первде:<™их на объект силу трения о грунт до момента касания объектом поверхности грунта. Второй метод заключается з создании противоопрокидыващэго момента путем регулирования давления в амортизаторах з зависимости от направления и скорости ветрового . сноса. Комплексное использований'двух методов д-эт нгиЗолыпий эффект для сбеспеченкя устойчивости объект - при приземлении.

Четверя.Я раздел посвящен получению исходных данных для физического моделирования процесса приземления на нгдувные амортизаторы. На основе использовали» оюрмально-математического метода получен комплекс критериев и масштабов подобия, обеспечивающих отобракение на модели параметров натурьогс процесса.

Вопросы физического моделирования приземления на пневмо-амортизаторы рассматривались в работах Л.А. Эштейяа, С.С. Комарова, А.П. Ручинз. Отличия в предлагаемых ими комплексах ьлия-вдих па процесс параметров и рассмотреть взаимодействуя объекта с тпевмоачортззаторач;; как' единого процесса приводит к, противоречиям в результатах, не позволяющих использовать та при моделировании приземления С Ш па ю/}уеные амортизаторы.

В настоящей работе дашеняе СДПМ при приземлении, сжатие и -,

истечение газа кз амортизаторов из-за физической разнородности процессов рассмотрены раздельно, что позволило использовать два комплекса критериев подобия и получить на их основе различные соотношения масштабов параметров движения СДПМ и геза. Рассмотрение механического движения СДПМ при приземлении на амортизаторы и использование критериев Фруда, Кож, Струхаля, Ньютона позволило получить масштабы подобия при частных случаях моделирования приземления ка деформируемый и жесткий грунт. При приземлении на жесткий грунт масса модели не зависит от линейного мас-стаба, а зависит только от масштаба сил. Такой результат позволяет расширить возможности моделирования приземления.

Исследование газодинамических процессов при обжатии надувных амортиз! хоров и использование критериев Эйлера, Коии, Стру-халя, Ньютона позволило получить масштабы подобгя, которые дол-кны выполняться при моделировании. Анализ частных случаев позволил предложить технически простой случай моделирования приземления объекта на надувные-амортизаторы, при котором масса модели пропорциональна квадрату линейного масштаба, а модульная скорость течения газа и давление в амортизатора равны натурным.

3 пят.ол разделе приведено описание экспериментальной части работы. Описан исследовательский комплекс для проведения стендовых сбросов уменьшенной ЛП?Л 7 обработки результатов эксперпмен-тов. Приведены результаты обработки и их сравнение с теоретическими расчетами. Определена относнт«льн"е погрешности измерений перегрузок в стендовом и летном экспериментах. Описана конструкция СлА изд. ДМ5.12, спроектированной с использованной предложенной метода: л.

Эксперименты по приземлению да проводились на стенде типа "Наклонная горка", позволяющем имитировать ветровой снос и любую ориентацию при приведении. Метематическая обработка показаний установленные на ДПМ датчик® ускорений позволила построить траекторию движения ДПМ в процессе обжатия амортизаторов, з кино-грам'.'л приземления дчли возможность уточнить начальные условия приземлении подтвердить достаточную устойчивость 1ги приземлении с ветровам сносом. Результаты стендовых сбросов показали, что величина перегрузки, получэнная при математическом моделировании процесса призэмпешя отличается ст экспериментальной на 25.. .301. (р;:^. 6). Поэтому расчет может использоваться для пред-

верительного определения параметров СНА с последухщим уточнением по результатам экспериментов. . -

Определены погрешности измерения перегрузрк при стендовом и летном экспериментах. Значения перегрузок, полученных при стендовых экспериментах, расположены внутри доверительного интервала, определенного с доверительной вероятностью 90Х. Результаты летных экспериментов показали, что отличие перегрузки от данных стендовых сбросов не превыпает 2% (рис. 6), что свидетельствует о высокой точности метода физического моделировгния приземления.

Экспериментально подтверждена высокая эффективность технических решений, обеспечивающих повышение устойчивости при приземлении со сносом - регулированием клапанов амортизаторов ч зависимости от направления сноса (рис. 7) и от давления в оболочке амортизатора (рис. 8).

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТ И ВЫВОДИ

1. Проведенны"И в работе исследования установлено, что наиболее эффективной системой посадки для СДПМ является парзиотная-система в сочетании с СНА, использующеЛ амортизаторы типп "горизонтальный ш'-линдр" с эффектом автоматическое регулкзов&шя давлений при приземлении в условиях ретрового сноса, что" рациональное сочетание методов математического и физического моделирования позволяет сократить сроки создания СНА. а основные параметры СНА оказывают существеннее влияние на стоимость проведения опережающих летных исследований с помощью СДПМ.

Р.. Разработана математическая модель работы НА типа "горизонтальный цилиндр", позволявшая определить его геометрические и конструкционные параметры, основанная на рациональном использо- ' вании несущей способности материала оболочки. Получены зависимости, позволяющие определить величину коэффициента полноты диаграммы обкатия НА минимальной массы г,=0,44...0,62 в зависимости от нагрузок и энергоемкости.

3. Проведена оптимизация параметров системы "амортизатор -парашют - конструкция СДПМ" с использованием единой целевой функции, на ее основе предложена методика совмзстного проектирования, позволяющая'снизить массу системы в 1,2...1,8 разя.

4. Разработана методика расчета плоского движения и нр ■ Щ ,

саюве создана и отлакена программа расчета, обеспечивающая максимальное удобство работы для пользователя, позволяющая изучать влияние параметров СНА на динамику двикения СДПМ при приземлении ¿1 производить предварительные конструкторские расчеты при проектировании СКА.

5. Исследовано влияние технико-экономических параметров СНА . не стоимость проведения программы исследований с помощью СДПМ.

Показано, что использование тканэй СВМ и газогенераторных систем газонаноляения нецелесообразно из-за увеличения на ЗС% стоимости программы исследрвяниЯ, несмотря на З'И снижение массы СНА.

6. Получен комплекс масштабов подобия, выполни:!:: которых прн физическом моделировании процесса приземления СДПМ на НА обеспечивает отображение натурного прсцесса с помощью модельного. Остановлено, чт0 масштабы подобия параметров СДПМ и НА различны из-за физической, разнородности задач динамики твердого тела и газовой динамики.

7. Проведена оценка достоворости разработанных математических и физических моделей путем идентификации по экспериментальным результатам летных исследований, которая показала рациональность применения математических моделей на предварительна/, этапах'проектирования СНА (из-за высокой относительной погрешности определения величины перегрузки - до 30%), а физической модели -на этапе окончательного определения параметре СНА (относительная погрешность определения перегрузки

8. Разработал и внедрен стдяд для экспериментальных сбросов физических модемен'и натурных СДПМ с имитацией ветрового сноса, комплекс для измерения параметров движения СДПМ при приземлении и обработки результатов.

9. На основе проведенных в диссертация исследований предложены практические решения пс уменьшению опрокидывающего момента и созданию противоопрокидываодего момента для повышения устойчивости СДПМ при приземлении. Установлено, что в процессе приземления происходит автоматическое регулирование давления в амортизатора'* в зависимости от направл°ния и скорости ветрового сноса.

10. Разработенная методика выбора бпределяюощ параметров СНА и технические решения конструкции СНА внея?зны в- опытном производстве и летных испытаниях СДПМ Ж5.12 в интересах ММЗ им. А.К. №оянв (г. Москва), при проектировании изд. ЛМ-01 з инте-

ресах ККБ "Луч" (г. Киев), изд. СЛМА-21 в интересах агшцнонно-тохттской "Аэро" (г. Харьков)е изд. СЛМТ-5СС6 и С.Ж-70 в интересах ИМИ П4М ^г. Харьков).

.11. предложенные модели в больсей степени ориентированы на специфику СДПМ, но после некоторой несущественной доработки, они могут применяться при создании систсм посадки других летательных аппаратов.

Основное содержание диссертации опубликовано в следующих работах ав-ора:

1. Выбор системы посадки динамически подобной летающей модели //Проектирование самолетных конструкций и их соединений.-Харьков: Ш, 1986.

2. Мселедсзание вопросов моделирования посадки с по; теть» динамически подобных моделей ■•'/Проблемы Физического моделирования критических режимов полета самолетов.- Харьков: ХАИ, 1987. (В соавторстве с А.И. Рыженко).

3. Моделирование процесса приземления летательного аппарата на надувной амортизатор //Проблемы проектирования свободнолетаю-них Д1шш!чески подобных моделей.- Харьков: Ш ПСМ, 1939.

4. A.c. 170755 СССР МХИ3 В64С25/00, G01M9/00. Свободнолз-тапцая динамически подобная модель летательного аппарата /О.Р. "эраковсхий, В.Д. Белый, Г.В. Лавриненко, И.В. Калухшюв, В.А. Яценко, П.В. Мелихов (СССР).- » 3018721/40-23: Заявлено 19.05.81 г.

5. A.c. * 185334 СССР НКИ3 B64D17/36. Парапютуоя система, летающей модбли /И;В. Калужинов, Г.В. Лавриненко, В,Д. Белый, В.А. Яценко (СССР).- % 3042374: Заявлено 24.05.82 г.

6. A.c. й 135525 СССР MKZ3 F16P7/12. Амортизационное уст- ' ройство летающей модели /О.Р. Черановский, Р.Д. Белый, Г.В; Лавриненко, И.В. Калужинов (СССР).- й 3043452/40-23: ■ Заявлено •

4.06.82 г. '

7. A.c. *' 200912 СССР МКИа В64С25/57. Амортизационная система динамически подобной летаадей м-щели /К.В. Калушюв,-В.М. Кордпс, Г.В. Лавриненко (СССР).- » 3059893/40-23: ■Заявлзноу

7.02.83 Г. •

.8. A.c. J6 215307 СССР МКИ3 С01М9/00. В64С25/00. Свободнолета-пхзя динамически подобная модель летатолъного аппарата /В.Д. Белый, Г.В. Лавриненко, И.Б. Калукинов, С.А. Суслов (СССР).-Je 3030772/40-23: Заявлено 3.01.84 г.

9. A.c. * 215353 СССР ГШ® E64D1/14. Амортизационная система • динамически подобной летающей модели /И.В. Калужиноа, Г.В. Лаври-ненко, A.M. Климекков, С.А. Суслов (СССР).- & 3091339/ 40-23: Заявлено 18.06.84 г.

•0. A.c. й" 216403 СССР МКИ3 B64D1/14. Амортизационная система динамически подобной летающей модели /И.В. Калужинов, Г.В. Лап-рннекко, м;г. Девятьяров (СССР).- JS 3091340/40-23: Заявлено 18.06.84 г.

11. A.c. » 235463 СССР МКИ3 E64D1/14. Амортизационная система ; !Нс\лчоски подобной летающей модели /И.З. Кялужииоз, П.Д. С>еди-E2I, Г.З. Лавриненко, С.Л. Суслов (СССР).- * 3116552/ 40-23: Заявлено 10.06.85 г. ■

12. A.c. J6 235464 СССР МКИ3 B64C25/5S. Нздуеиой амортизатор летательного аппарата /И.В. Калукинов. С.А. Суслов, П.Д. Сэдашн, Г.В. Лзвринекко (СССР).- * 3116553/40-23: Заявлено 10.06.85 г.

13. A.c. № 239324 СССР МКИ3 Б64Ы/14. Амортизатор для летающей модем /И.В. Калукинов, Г.В. Лавриненко, A.M. Клименков. С.А. Суслов (СССР).- » 3123206/40-23: Заявлено 6.09.85 г.

14. A.c. й 239825 СССР гГ<И3 B54D1/14. . Надувной амортизатор для лэтакцей модели /И.В. Калукинов, Г.В. Лавриненко, A.M. Климен-ков, С.А. Зуслов (СССР).- # 3123207/40-23: Заявлено 6.09.85 г.

15. A.c. J6 СССР Ш3 В64С25/58. Амортизатор для посадки летающей модели /И.В. Калукинов, Г.В. Лавриненко, A.M. Климов- ■ ков, O.A. Суслов (СССР).7 J5 3123205/40-23: Заявлено 6.09.85 г.

16. A.c. №-241055 СПСРУКИ3 B64U25/00, С01М9/00. Свободноле-тагсщая динамически подобная модель летательного аппарата /Г.В. Лавриненко, И.В. Калужинов,. С.А. ■ Суслов, П.Д. Федшш (СССР).* 3124323/40-23: Заявлено 23.09.85 г. \

17. A.c. Х> 261515 СССР МКИ3 B64D1/14. Надувной емортизатор ■динамически подобной летащей модели /И.В. Калужинов, A.A. Дунаев, С.А. Суслов. Г.В. Лавриненко (СССР).- * 31565""/40-23: Заявлено 14.10.86 г.

18. A.c. » 261516 СССР МКИ3 В64С25/58, B64D1/14. Надувной амортизатор беспилотного летательного аппарата /И.В. Калужинов,

- 19 - •

A.A. Дунаев, Г.В. Лавриненко, С.А. Суслов (CCJP).- S 3156506/401-3: Заявлено 14.(0.86 г.

19. A.c. » 2615"7 СССР МХИ3 B64D1/14. Амортизатор дл. попадай летающей модели /И.В. Калукинов, П.Л. Федшш, С.А. Суслов,-A.A. Дунаев (СССР).- * 3156507/40-23: Ьлявлено 14.10.86 г.

20. A.c. * 269947 СССР МХИ3 B64D1/14. Надувной амортизатор летаппй модели /И.В. Калутанов, С.А. Суслов, T.J. Лавриненко, A.A. Дунаев (СССР).- » Зю9170/40-23: Заявлено 24.04.87 г. '

21. A.c. » "69948 СССР МКИ3 B64D1/14. Надувной амортизатор для динамически подобной лотаодей модели /И.В. Чалукинов, Г.В. Лавриненко, С.А. Суслов, A.A. Дунаев (СССР1.- а 3169171/40-23: Заявлено 24.04.87 v.

22. A.c. » 271089 СССР МХИ3 B64D1/14. Амор"~!защ>'!шая система динамически подобной летающей модили /И.р. Калужинов, С.А. Суслов, A.A. Дунаев, Г.В. Лавриненко (ССС>).- Й 3169169/40-23: Заявляю

24.04.87 г.

23. A.c. И 287729 СССР МКИ3 B64D17/02. Ппрашют /И.В. Калужи-нов, Г.В. Лавриненко, С.А. Суслов., П.Л. Фвдашкн (СССР).- » 3195148 /40-23: Заявлено 14.03.°8 г.

- 24. A.c. » ¿d8689 СССР МКИ3 E64D1/14. Система нагтной амортизации беспилотного легального аппарата /И.В. Кплушюв, С.А. Суслов, П.Д. «едишш, A.A. Дунаев (СССР).- * 3194266/40-23: Заявлено 14.03.88 г.

25. А.с й ,288690 СССР МКИ3 B64D1/14.' Надувной а^эртизатпр беспилотного летательного аппарата /И.В. Калужинов, Г.В. Лаврипен-ко, С.А. Суслов. A.A. Дунеов (СССР).- » 3194269/40-23: Заявлено

14.03.88 Г.

,:б. А.", » "93207 СССР мкиэ B64D1/14. Надувной амортизатор беспилотного летательного аппарата /И.В. Калужинов A.A. Дунаев, Г.Е Лавриненко, С.А. Суглов (СССР).- » 3194267/40-23: Заявлено 14.03.88 г.

27. A.c. » 293203 СССР МКИ3 D64D1/14. Падувной амортизатор для 'Неплотного летатьчъного аппарата /И.В. Калузпшоз, П.Д. £еди-ШН, С.Л. CycJ.JB, A.A. Дунаев (СССР).- * 3194268/40-23: ГзявлвНС 14.J3.88 р.

'28. Л.о. » 2'W8'r СССР C01W9/C0, Б64С25/00. Г садочное ~ устройство свободнодотамгой динамически подобной модели летать^ь-аого -аппарата /П.Д. 'Годами, И.5. Калуганов, A.A. йиеов, Г.В. Ла-

- 20 -

вринонко (СССР).- J£> 3193277/40-23: Заявлено 26.02.88 г

29. А. с. 16 319985 СССР МКИЭ B64D1/14. Надувная система амортизации летательного аппарата /и.В. Калуглнов Г. В. Лавриненко, С. А. Суслов. А. А. Дунаев (СССР).- * 4526126/40-23: Заявлено 24.01.90 г.

30. А. с. JS 320824 СССР НКИ3 B64D1/14. Амортизационная система динамически иодобной летающей модели /И. В. Калу танов, П. Д. Феди-шин, С.А. Суслов. Т.Н. Лавриненко (СССР).- * 4526125/40-23: Заявлено ¿4.01.90 г.

31. А. с. » 320825 СССР ИКИ3 B64D1/14. Надувная система ашзр-тизации беспилотного летательного аппарата /И. В. Калумшов, П.Д. Федишин, А.А. Дунаев, С.А. Суслов (СССР).- Ь 4526127/40-23: Заявлено 24.01.90 г.

А1Ш0ТАЦИЯ

Калуышов Ь. В. Комплексная иетод!.ла проектирования систем надувной L-лртизации крупномасштабных свободнолетаваих мо«елей. Диссертация на соисканис ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.02 - проектирование н конструкция летательных аппаратов. Харьковский авиационный иж -итут йи. Н. Е. Жуковского, 1996. Разработана комплексная методика проектирования систем надувной амортизации, основанная на рационально« сочетании иетодов и.лека-тического и физического моделирования процесса поиземления. проводе на оценка точности. Прэдлохены методы повышения энергоемкости и-душшх амортизаторов н повышения устойчивости при приззмлоша.

ABSTRACT

Kaluzlunov I.V. The complex method, for cLsigning of an alrbag shock absorbing systews for the largescale Treeflying models. Thesis fo. an academic degree of a candidate of technical sciences of the speciality 05.07.02 - aircraft designing arid construction. Kharko" aviation institute named after N.E. ZhukoYsky, 1995. The complex method for desiuiinq of an lirbag shock absorbing systems, which based on the rational со binat on of mathematics Г and physical methods of an aircraft landing process modelling, it, proposed. The accuracy of this methods is evaluated. The methjos to increase energy capacity of an airbag shock absorbers and aircraft stabiUty during the landing process are proposed.

КПП, ¿ЕВЫЕ СЛОВА

Система лосадкя, надувной амортизатор, авт ыатичоское регулирование давления, стоимость программы исследований, физическая модель.