автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Принципы и методы реализации критериев подобия при проектировании крупномасштабных свободнолетающих моделей самолетов для исследования уязвимости, живучести и безопасности полетов

Харькоьский авиационный институт им. Н.Е. Жуковского

РГб ОД

На .травах рукописи

2 О СЕН' ьм

РЫЖЕНКО Александр Иванович

ПРИНЦИПЫ И МЕТОДЫ РЕАЛИЗАЦИИ КРИТЕРИЕВ ПОДОБИЯ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ КРУПНОМАСШТАБНЫХ СВОБОДИОЛЕТАЮЩИХ МОДЕЛЕЙ САМОЛЕТОВ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ УЯЗВИМОСТИ, ЖИВУЧЕСТИ И БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ

Специальность 05, 07. 02. Проектирование н конструкция летате'лкних аппаратов

Автореферат диссертцми на соискание ученой степени дгасгсра техничвсюк наук

Харьков 1993

Райота выполнена в Научно-исследовательском институте проблем физического моделирования режимов полета самолетов при Харьковском авиационном институте

Официальные оппоненты - член-корреспондент ИАН Украины,

доктор -Технических наук, профессор ГАЙДАЧУК В.Е.

доктор технических наук, профессор КОНДРАТЕНКОВ В. А.

доктор технических наук, профессор УДАРЦЕВ Б. П.

Ведущая организация - Авиационный научно-технический комплекс "Антонов"

Защита состоится " 8 " октября 1993 г. в _14 часов на заседании специализированного совета Д. 053.14.02 в Харьковском авиационном институте им. Н. Е. Жуковского по адресу: 310070, г. Харьков-70, ул. Чкалова, 17.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ХАИ.

Просим принять участие в обсуждении диссертации или прислать в одном экземпляре свой отзыв, заверенный гербовой печатью.

Диссертация разослана

Ученый секретарь

специализированного совета 'х^ Корнилов

1 ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

АКТУАЛЬНОСТЬ ПРОБЛЕМЫ. В "Программе развития авиационной промышленности Украины" поставлена задача разработки современных конкурентоспособных на мировом рынке транспортных и пассажирских самолетов, в число основных требований к которым входят высокая надежность и отказобезопасность. До их выхода на линии необходимо обеспечить безопасность полетов находящейся в эксплуатации авиационной техники и принять меры по возможному продлению ее ресурса. Отечественный научно-производственный комплекс должен также обеспечить все необходимое для поддержания обороноспособности страны, включая модернизации и последующую разработку военных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов высокой боевой живучести, а также определение уязвимости типовых воздушных целей, оценку эффективности имеющихся комплексов ПВО при работе по новым целям и определение оптимальных направлений развития средств ПВО. Функционирование развитой сети авиалиний Украины определяет потребность в анализе причин летных происшествий и разработке мероприятий по их предотвращению (включая апробированные руководства по пилотированию военных и гражданских самолетов в особых полетных ситуациях). Решение перечисленных разноплановых задач требует создания научно-исследовательского инструмента для изучения явлений аэроупругости и динамики полета самолета при повреждениях его корпусных агрегатов, несущих и управляющих поверхностей и отказах элементов системы управления.

Продувки в аэродинамических трубах и другие традиционные методы экспериментальной аэродинамики не обеспечивает адекватного воспроизведения сложного пространственного движения самолета в особых полетных ситуациях, а проведение таких испытаний в условиях полета натурного самолета сопряжено с недопустимо высокими затратами и риском для экипажа летчиков-испытателей. Расчетные методы требуют апробации по экспериментальным данным. Испытания свободнолетавщих моделей, широко используемые в настоящее время для опережающих исследований сваливания и штопора проектируемых самолетов, позволяют получить наиболее полные и оперативные данные о явлениях аэроупругости и динамике полета самолета в особых полетных ситуациях всех типов, начиная с усложнения условий полета и до опасных, аварийных и катастрофических ситуаций.

Крупномасштабные свободнолетающие динамически подобные модели (СДПЮ представляют собой автономные "беспилотные научно-исследовательские летательные аппараты многоразового применения, способные совершать дистанционно-пилотируемый или автоматический полет по заданной программе и обеспечивающие возможность регистрации получаемой в полете информации. Они имеют массу 140...1200 кг, размах 1,7...6 м, выводятся на заданный для эксперимента режим полета пилотируемым самолетом-носителем или беспилотной ракетной ступенью. Геометрическая форма, масса, моменты инерции, коэффициенты автопилота и другие параметры СДПМ обеспечивают соответствие летных характеристик модели и самолета.

СДПМ - особый класс летательных аппаратов (ЛА). Основные проблемы, возникающее в ходе их проектирования, не имеют аналогий в практике' разработки ЛА других назначений и, как правило, вызваны объективными противоречиями в системе связей, налагаемых на определяемые параметры совокупностью реализуемых критериев подобия. Необходимость их корректного, научно обоснованного разрешения практически на всех этапах создания модели обусловила потребность в развитии рассматриваемого научного направления.

Цель данной диссертационной работы - разработка принципов и методов проектирования особого класса летательных аппаратов -крупномасштабных свободнолетаюпдах динанически подобных моделей для исследования способов увеличения эффективности комплексов противовоздушной обороны, а также повышения живучести а отказобезопасности военных и гражданских самолетов.

Научная новизна. В диссертации разработаны следующие принципы и методы реализации критериев подобия при проектировании крупномасштабных свободнолетасадх моделей для исследования особых полетных ситуаций:

1. Оперативный математически строгий метод определения системы критериев подобия, необходимой и достаточной для адекватного отображения исследуемого процесса на физической модели, а также метод модификации ранее апробированной системы критериев применительно к задачам моделирования процессов со сходными комплексами влияющих параметров. '

2. Комплексный метод определения необходимой и достаточной, подробной и непротиворечивой системы критериев подобия для адекватного отображения на модели совокупности многопараметрических

процессов разной физической природы, включающий следующие методы:

- формирования комплексов характеризующих и определяющих процессы параметров и их преобразования в проектный комплекс моделируемых параметров;

- определения необходимой и достаточной системы критериев подобия путем совместного использования ряда самостоятельных алгоритмов со взаимодополняющими методическими возможностями;

- выявления и разрешения объективных противоречий в теоретической системе критериев и ее приведения к рабочему виду.

3. Впервые предложенный для научно-исследовательских ЛА принцип определения вектора основных параметров и масштабов проектируемой СДПМ путем сопоставления области поддающихся моделированию режимов полета самолета с заданными для изучения режимами, а также областями, обеспечиваемыми альтернативными вариантами технически осуществимых векторов параметров СДПМ.

4. Комплексный метод формирования облика СДПМ, включающий метод определения области ее существования, методику расчета области режимов полета модели, метод отображения этой области в область поддающихся моделированию режимов полета самолета, а также методы сканирования и селекции для окончательного выбора рабочего вектора основных параметров модели и метод поиска наиболее эффективного многоэлементного проектного решения, предусматривающего разработку семейства принципиально различных моделей.

5. Впервые реализованный на свободнолетающих моделях принцип конструирования многоретамных упругоподобных несущих и корпусных агрегатов, заключающийся в дискретном отображении упругих свойств натурного объекта в конструкции модели и разделении функций обеспечения заданной прочности и жесткости между самостоятельными элементами ее конструктизно-силовой схемы, что позволяет обеспечить на модели один или два независимых упругоподобных режима силовой работы для исследования явлений' аэроупругости при повреждениях самолета, а также дополнительные высокопрочные неподобные по жесткости режимы, предотвращающие разрушение модели при запуске, флаттере и посадке.

6. Принцип проектирования моделей с варьируемыми упругими и частотными характеристиками, согласно которому опоры упругих элементов выполняются перемещаемыми,- а условная ось взаимного

поворота отсехсэ определяется линией пересечения особых поворотных пластинчатых упругих шарниров, что обеспечивает возмояносп настройки жесткостей, собственных частот и форм колебаний, г также пслсзения оси жесткости и приведенного центра изгибе (включая их расположение вне наружной геометрически подобной поверхности модели}.

7. Метод настройки собственных частот и форы колебаний из-•г::ба и кручения модели варьируемой жесткости.

8. Результата синтеза и системного анализа эффективности альтернативных принципов функционирования и вариантов конструктивного воплощения систем аварийкой стабилизации свободколетас-И1К моделей, утратизаи:: в результате имитации повреждения устойчивость и управляемость по тангажу.

9. Прикцип проектирования мозельнкк систем управления для точного определения шарнирных моментов, согласно которому в кинематическую цепь проводки управления на ?дгаимальном расстоянии ст рулевой поверхности включается специальное звено, относительные деформации материала которого соответствуют диапазону измерения применяема тензорезиоторов.

Реализации результатов. Предгокекные в диссертации принципы и методы проектирования проверены, опробованы и подтверждены при реальном проектировании, назеункх частотных испытаниях и подготовительно-доводочных работах, а также летных испытаниях крупномасштабных СДПМ для исследования наиболее характерных типов особых полетных ситуаций:.

15 динамики полета самолета при утрате участков крыла с элероном (модели серии СКМ-БПК самолета Су-7);

2? динамики полета самолета при утрате в ходе выполнения знергичных маневров участков целБнсповоротнсго стабилизатора (модели серии СКМ-ПГО самолета Су-7);

3) динамики полета и явлений аэроупругости при снижении жесткости рулевого привода в канале тг-нгажа, т.е. флвгнровании цельноповоротного стабилизатора (модели СЛМ-Т10М-9 самолета Су-27 и СКМ-БМП самолета Су-7);

45 явлений ззрсупругости при мгновенном снижении жесткости участка фюзеляжа между крылом и оперением (модели серии СКМ-БПФ самолета Су-7).

- 7 -

Практическую ценность представляют:

1. Комплекс программ "СДПМ-ЭСКИЗ 2" для определения в режиме диалога наиболее эффективных значений основных параметров и масштабов сзободнолетаюздх моделей, необходимого состава бортового оборудования, предполагаемых летных характеристик и научно-исследовательских возможностей создаваемой СДПМ (области поддающихся моделированию режимов полета самолета).

2. Типовые кскструкторскпе решения посуда; агрегатов для исследования особь::: полетных ситуаций. поэвслягте адекзгтно воспроизвести па модуля утрату - ттолгте участка крыла или оперения.

3- Конструктивно-силовте оно:® жогоре—нжгх уг.оут'сг.сд.обньгх мал;. л "есу*1:::< агрегат-4?. ~ д:'с:срг>т"ым поиндипом стократен;'?

—Г *1 * .......у —— ' т:~ 'а, 0^ Сепот"'За^'" '»^

--------.........у, .. — ^Л' -..-..г '' — —'■'О

Г :• .:. ~ .. •.••:;•• и пссгспумнс? обеспечение для

.'п?.\ч".'ч пазаклооло-н'-: удели

г. . Г Т/1 ~

КО"

—х-,

лес-- чт ... олесн-гг-г? о :::?•!;? услелнрсзакие положения спи »естко-

.....пнпг\- чч:. "о ;'.-~,"'-рз нагнОа :-а значительном у: !Лоччч ст нч-

.. ^ -- ----'-■"■'о'.'" т —

'«.чедгенир: У•""о-о-апненноИ оабсту энедоечь; в г'/Л про ite:.( f ;-:огл. :ioделирсзгния ?е?с!:.:сз полета сгмэл?гзв при ЯА". г Xaps-коз 'НИ? 103-19'30-52. 103-«9 -32-5. 103-49/85-37. 103-Т-25--97. "Пскояение", "Пслет-2". ПФМ-4/SO. ПФМ-7/SO. Г-ПФМ-155-9?, 1203-'О"7 :г др.}; НЖ v.a-динсстреекия, г. Лоерзданок (НИ? '■Закруту?.-МЭС-'\ '"Эзк?ут?::1-2МВ0", '?еня!»". 'Тобол" и др ">: в/ч 03<44 CHIP "Н?.д?тнссть-Т". "Индигирка". 'Тря^н-2", 'Трифон-3"); а -акте ГссКГЛАС при разработке и тестировании сястемч математических неделе!! для оцеки:; летных характеристик повременного оамслета и вкявгеня? лизуальчын признаков его »ч^риПного состояние 3 наетоя^ее время работы продолжаются в соответствии с программе;? "Полет" Министерства образования Украины и темой 1208/07

► »

- 8 -

Министерства машиностроения, военно-промышленного комплекса и конверсии Украины. В интересах АКТК "Антонов" проектируется крупномасштабная свободнолетающая динамически подобная модель, позволяющая исследовать аварийные режимы взлета транспортного самолета при отказах двигателей СНИР ПФМ 5/93). Материалы диссертационной работы использованы в учебном цроцессе ХАИ.

Апробация работы - Основные положения и результаты диссертационной1 работы доложены на межвузовском совещании-семинаре мо- • лодых ученых "Проектирование и оптимизация элементов, устройств и систем летательных аппаратов с использованием ЭВМ", Харьков, 1977 г., научно-технической конференции "Вопросы проектирования летательных аппаратов", Москва, МАИ, 1977; XIV научно-технической конференции молодых специалистов и НТО, Киев, п/я А-3395, 1977 г. ; научно-технических семинарах 101 кафедры МАИ (1984 г.) и 19 отделения ЦАГИ С1984 г. 5; всесоюзной конференции "Применение моделирования полета и анализа полетных данных для диагностики аэродинамического состояния воздушных судов" Киев, КНИГА и НШ1 при Госавианадэоре СССР, 1988; III всесоюзной конференции "Современные проблемы строительной механики и прочности летательных аппаратов" Казань, КАИ, 1988; научно-технической конференции "Пути повышения эффективности летных испытаний и исследований авиационной техники", Чуковский, п/я В-8759; 1988; научно-технической конференции "Вопросы повышения эффективности трассовых испытательных комплексов, автоматизация обработки материалов летных испытаний и исследования на крупномасштабных летающих моделях", Жуковский, п/я В-8759; 1990; научно-техническом совете НИИ Машиностроения, г. Дзержинск (1992 г.); научно-практическом семинаре "Проблемы создания на Украине учебно-тренировочных летательных аппаратов для перноначального летного обучения", Харьков, ХИЛ ВВС Украины, 1993.

Публикации: по материалам диссертации опубликована 21 работа, 3 учебных пособия, выпущено 58 технических отчетов и получено 37 авторских свидетельств на изобретения.

Струхтура и объем работы: Диссертация изложена на 465 страницах, включающих 290 с.' основного текста, 130 с. рисунков и таблиц. Диссертация состоит из введения, семи разделов, заключения, списка литературы из 226 наименований и приложения с актами внедрения..

- 9 -

2 СОДЕРЖАНИЕ РАБОТУ

Во введении к работе обоснована актуальность научного направления, сформулирована цель диссертационной работы и ее основные положения, а также охарактеризована практическая ценность проведенных исследований.

В первой разделе диссертации проанализированы проблемы авиа-и ракетостроения, для решения которых необходимы данные о динамике полета и явлениях аэроупругости при повреждениях корпусных агрегатов летательных аппаратов (ЛА), их несущих и управляющих поверхностей, а также выходе из строя элементов системы управления и ошибках пилотирования.

Сопоставление методических возможностей различных способов получения таких данных показало, что испытания "крупномасштабных свободнолетающих динамически подобных моделей (СДПЮ самолетов обеспечивают целый ряд принципиальных преимуществ, хотя и не исключают применения других экспериментальных методов и проведения параметрических исследований с помощью математических моделей, апробированных по экспериментальным данным.

Свободнолетающие динамически подобные модели - особый класс научно-исследовательских аппаратов. Как объект проектирования они характеризуются целым рядом особенностей, в корне отличающих процесс их создания от разработки ЛА других назначений. Необходимость реализации критериев подобия при их разработке меняет саму проблематику этапов проектирования свободнолетающих моделей. Их аэродинамическая компоновка, центровка, тяговоору-женность, законы управления определяются по соотношениям подобия. Но те же требования подобия существенно осложняют решение проблем проектирования, налагая на определяемые параметры модели сложную систему трудносовместимых и, как правило, объективно противоречивых связей. Необходимость первоочередной, максимально полной и безусловной реализ?дии сложного комплекса критериев подобия на все:: этапах проектирования свободнолетающих моделей, а также корректного и научно обоснованного разрешения присущих этому комплексу объективных противоречий обусловила потребность в развитии защищаемого научного направления.

Проектирование современных самолетов и ЛА специального назначения осуществляется по различным критериям. Общепринятые

критерии минимума массы или стоимости составляют основу классических методов проектирования, получивших свое развитие в трудах O.K. Антонова, A.A. Бадягина, П. В. Балабуева, Г. В. Белова, В. И. Варфоломеева, Л. И. Волкова, И. И. Дракина, С. М. Егера, М. И. Копытова, С. П. Королева, А. И. Львова, В. Ф. Мишина, Г.В. Новожилова, А.П. Оскерко, Б.М. Панкратова, A.M. Синюкова, Е. В. Тарасова, Л. С. Чернобровкина, Д. Н. Шеверова, В.М. Шейнина, А. М. Шишкевича и других отечественных и зарубежных ученых. В настоящее время в практике разработки ЛА различного назначения все чаще реализуются принципиально новые подходы к проектирование. Так, в работах В. С. Брусова, Е. С. Вентцель, С. А. Пиявского, Б. И. Ставровского разработаны методы многоцелевого проектирования и сквозного математического моделирования операций. В трудах

A. М. Арасланова и В. И. 'Рябкова научно обоснованы методы проектирования ЛА по критериям усталостной прочности, а в работах Дж. Бартлея, М. Тернера, Р. Хафтка - по критериям статической и динамической аэроупругой устойчивости конструкции.

Разработка свободнолетающих моделей для исследования штопора и динамики полета неповрежденного самолета и их внедрение в практику создания маневренных самолетов стало возможным благодаря творческому труду В. Д. Белого, В.Б. Гутника,.Р.Б. Золотухина, М. Д. Клячко, В. Н. Милютичевой, М. А. Хесина, 0 Р. Черановского,

B. Н. Четвергова, В.А. Яценко, С. А. Яшина и других специалистов, разработавших как теорию проведения такия' экспериментов, так и методы проектирования модельных систем и агрегатов универсального назначения. Основываясь на их достижениях, автор смог сосредоточить свои усилия на более глубоком исследовании проблем, общих для проектирования свободнолетающих моделей различных назначений, а также на решении проблем проектирования, специфичных для моделей, адекватно отображающих особые полетные ситуации?"

Основное содержание второго раздела диссертации, составляющего - теоретическую базу всей работы и посвященного решению проблем концептуального этапа проектирования СДПМ, составляет комплексный метод определения • необходимой и достаточной, подробной

*'В зависимости от степени опасности особые полетные ситуации подразделяются в Нормах летной годности на 4 вида: усложнения условий полета, опасные, аварийные и катастрофические ситуации.

и непротиворечивей системы критериев подобия ССКГО, выполнение которой при проектировании СДПМ обеспечивает адекватнее зоспро-изведение на модели заданной для исследования совокупности явлений и возможность последующего переноса полученных данных на натуру. Как правило, СДПМ создается для изучения сложных явлений, включающих ряд многопараыетрических процессов различной физической природы. Решить во всей полноте задачу адекватного воспроизведения такого явления не позволяет в отдельности ни один из применяемых в теориях подобия и размерностей методов определения СКЛ. Разработанный для решения этой проблемы комплексный метод (рис. 1) включает ряд взаимосвязанных методов.

При определении СКП первым реализуется метод формирования проектного комплекса моделируемых параметров. Он позволяет использовать для формирования исходных комплексов определяющих и характеризующих параметров несколько математических моделей одного и того же явления, разрозненные математические описания составляющих их процессов, а также учесть принятые при их разработке допущения и граничные условия. Такие возможности метода особенно важны при исследовании сложных многопараметрических явлений, типичных для экспериментов на СДПМ.

Как правило, в составе сформированного "теоретического" комплекса имеются такие параметры, для которых.необходимость моделирования не вызывает сомнений, но неизвестно, каким из проектных параметров необходимо придать определенные значения для их адекватного воспроизведения в эксперименте. В соответствии с разработанным методом, такие параметры необходимо выявить, проанализировать и заменить эквивалентными группами параметров, изменение которых возможно в ходе проектирования СДПМ. Эта операция преобразует теоретический комплекс моделируемых параметров в проектный.

В качестве методического примера выполнения такого перехода в работе приведен анализ условий адекватного воспроизведен;« угла атаки « и коэффициента су при маневрах СДПМ. Установлено, что в специфичных условиях эксперимента на езебоднолетаюввп модели необходимым условием обеспечения кинематического подобия обтекания является выполнение при проектировании модели критерия

V2 *

динамического подобия Фру да 'у =1(Деа. При отказе от его

выполнения (например, для обеспечения подобия по критерию Маха

Комплексный метод определения системы критериев подобия

'Рис. 1

Н= д -idem) на модели о масштабами скорости и лине£;г.»:< pa^'.s-^cs

, „ kV

ky и kt при ям=ан нормальная перегрузка п^3 —— -n^r-iders i:

2 п -1 f

кризисна ее траектории R = Vf.—--f2--R ^idoi-, ».тл

M k„-k: -n -1 "

Vf ун

a k

a = a + —— ■ —--1 * a при n -г. и R =k. -R

M H k2 Froide™ H y " y H " « "

ун V

Полученная в итоге анализа группа, эквивалентная a и су, включает ускорение свободного падения д. плотность окружающей среды р, массу г» и скорость полета V, а при необходимости моделирования с. - вязкость V, входящую в критерий Re= . Для проектирования СДПМ, подобных по критерию Маха, обоснован метод приближенного обеспечения кинематического подобия обтекания модели в условиях свободного полета на транс- и сверхзвуковых скоростях за счет увеличения массы модели до гзм=к_ -kj -пн.

Реализация разработанного комплексного метода предусматривает Сем. рис. 1) совместное использование для определения необходимой и достаточной СКП ряда известных и предложенных автором алгоритмов со взаимодополняющими методическими возможностями. В тех случаях, когда имеется апробированная СКП со сходным компле-' ксом параметров, рационально применить предложенный автором метод модификации. Если такая СКП отсутствует, эффективен обоснованный в диссертации оперативный математически строгий метод, • представляющий собой модификацию метода анализа размерностей. К результатам проводимого анализа предъявляются жесткие требования надежности, недопустимости случайных и методических ошибок. В комплексном методе правильность полученных результатов обязательно контролируется путем параллельных расчетов по одному или, нескольким принципиально иным методам (например, методу относительных единиц).

Полученная система критериев не является окончательным результатом. Следующий сложный и ответственный этап работ - реализация разработанного нетола поиска и устранения объективных противоречий, которые, как правило, имеют место в многокритериальных системах, характерных для экспериментов на СДПМ,- Автором систематизированы ранее описанные в литературе приемы устранения объективных противоречий и предложен ряд новых методов. Тая, для устранения противоречий можЯо использовать метод наименьших

потерь, проанализировать интенсивность влияния отдельных параметров, применить в эксперименте натурные элементы, осуществить поиск зон автомодельности или комбинирование параметров.

При проектировании свободнолетающих моделей имеют место противоречия не только между отдельными критериями подобия, но и "внешние" противоречия между требованиями подобия и условиями технической осуществимости модели. Их разрешение требует разработки новых подходов к решению проектно-конструкторских задач, создания специфичных для свободнолетающих моделей методов проектирования и новых, неординарных принципов конструирования их агрегатов и систем. Принципы и методы решения этих проблем на всех этапах проектирования свободнолетающей модели составляют содержание следующих разделов диссертационной работы.

'Основная цель предварительного или обликового проектирования СДПМ, решению проблем которого посвящен третий раздел работы, - это определение конкретных значений основных параметров и масштабов свободнолетающей модели Сили их семейства), позволяющих реализовать сформированную систему критериев подобия, удовлетворив при этом условиям технической осуществимости СДПМ. Для ее решения автором предложен принцип, в соответствии с которым определение рабочего вектора, основных параметров*' СДПМ осуществляется не путем анализа ее собственных технических или экономических характеристик, а на основании сопоставления области поддающихся моделированию режимов полета счмолета с заданными для изучения режимами, а также областями, обеспечиваемыми альтернативными вариантами технически осуществимых векторов параметров СДПМ. При этом критерии подобия позволяют найти соотношения между потребными основными параметрами, а условия технической осуществимости используются для отыскания возможных значений основных параметров СДПМ.

Комплексный метод формирования облика СДПМ (рис. 2), построенный в соответствии с предложенным принципом и реализованный в виде диалогового комплекса программ, представляет собой

"В качестве основных параметрсв, наиболее полно характеризующих модель как объект проектирования и выполнения научно-исследовательских работ, рационально принять характерный линейный размер См, стартовую массу тм и моменты инерции 1х, I ,

Комплексный метод формирования облика СДПМ

Рис. 2

логическое продолжение рассмотренного в предыдущем разделе метода концептуального проектирования. В качестве исходной информации в нем используются сведения о совокупности подлежащих изучению режимов полета, типсв повреждений и вызываемых ими явлениях, а также необходимая для их адекватного отображения система критериев подобия. В его состав входит метод определения области существования проектируемой СДПМ, методика расчета области режимов полета модели (ОРПМ), метод отображения этой области в область поддающихся моделированию режимов полета самолета (ОПМРПС), а также метод сканирования и селекции для окончательного выбора рабочего вектора параметров СДПМ.

После разработки Сем. рис. 2) летно-технических требований к модели и формирования рационального состава ее бортового обо-рудсьания Сна сскозании информации, заложенной в базе данных программного комплекса) определяют область существования модели. При этом ее нижние границы, как правило, определяют исходя из условий технической осуществимости, а сквозное моделирование операции подготовки и проведения летного эксперимента позволяет выявить ряд (связанных с условиями изготовления, транспортировки, технического обслуживания, предварительных наземных экспериментов) ограничения сверху диапазона возможных параметров СДПМ: С < 2 т < т

м м и м т&х

Разработанная методика позволяет исходя из сформированной системы ограничений области существования модели рассчитать границы ОРПМ, а применение полученной на предыдущем этапе системы критериев обеспечивает отображение ее в ОПМРПС по соотношениям

( g (Н*)

5Н м

Н^/Срн) = /(-^-]; v;= ТОП/ e"™"

к.-д '

р . I аи

где Ник - высота полета и масштаб плотности окружающей среды. Кроме того, на ОПМРПС Срис. 3) наносят ряд дополнительных, присущих именно ей ограничений, характерным примером которых могут служить границы зон автомодельности режимов полета самолета по критериям Не и Н (кривые 16 и 17 на рис. 3). Именно полученная ОПЬРПС позволяет судить об эффективности каждого варианта (вектора 0) основных параметров проектируемой СДПМ.

Для всех векторов ^ из множества 0ЛТТ векторов, удовлетворяющих требованиям к СДПМ, осуществляется построение ОПМРПС. Те из векторов, у которых ОПМРПС охватывает все заданные

' - 17 -Система основных ограничений области поддающихся моделировании режимов полета самолета

Рис. 3

1/2, 3 - ограничения по максимальной скорости горизонтального полета, планирования и пикирования модели; 4, 5 - ограничения по минимальной скорости горизонтального полета и скорости сваливания модели; 6, 7 - ограничения по максимальному скоростному напору и нагреву конструкции модели; 8 - ограничение по возможностям системы торможения и посадки модели; 9, 10 - границы зон автомодельности режимов полета модели по Ке и Н; 11, 12 - ограничения по максимальной и минимальной скоростям полета носителя; 13 - ограничение по максимальной скорости, обеспечиваемой системой запуска модели с земли; 14, 15 - ограничения по работе двигателя модели и ее максимальной перегрузке; 16, 17 - границы зон автомодельности по Ке и Н режимов полета самолета; А - область возможных исследований при автомодельности по критериям Нр и Я

для исследования режимы, образуют множество О векторов рациональных значений основных параметров. Если вектора множества 0рац отсутствуют, в разработанном методе Сем. рис. 2) предусмотрен возврат к расчетам ранних этапов и их повторение Сс учетом разработанных рекомендаций) вплоть до получения множества О

р&ц

На заключительном этапе из множества 0рлц осуществляют выбор (методом сканирования или селекции) единственного рабочего вектора О основных параметров СДПМ, который составляет основу последующих этапов проектирования модели. Выбор вектора 0рав тесно связан с решением задач оптимизации. При этом в качестве оценочного критерия рационально принять массу модели, так как в работе доказано, что для большинства встречающихся в практике случаев минимизация массы модели обеспечивает максимальную ОПМРПС. Разработанный диалоговый комплекс, реализующий рассмотренный комплексный метод, выполнен по модульному принципу и позволяет проектировщику учитывать не поддающиеся формальному описанию условия, наращивать дополнительные блоки (включая подпрограммы экономических расчетов) и заменять вид целевой функции.

СДПМ - сложный и дорогостоящий научно-исследовательский инструмент. В практике их разработки фактически не встречаются случаи создания узкоспециализированных моделей для исследования только одного режима полета или единственной полетной ситуации. Обычно имеется потребность в экспериментальных данных по обширному множеству как однотипных ситуаций (отличающихся только степенью повреждения или перегрузкой в момент его получения), так и разнотипных (характеризуемых повреждением различных систем и агрегатов планера или различной природой развивающихся вследствие повреждения процессов). При этой далеко не всегда оптимальным является вектор, обеспечивающий ОПМРПС, которая охватывает как можно больше заданных для исследования ситуаций и режимов.

Необходимым условием научно обоснованной селекции наиболее эффективного варианта рабочего вектора (Ь^ является правильный выбор классификационных признаков типажа СДПМ. При формализации описания задачи эта признаки используются в качестве осей координат .гиперпространства существования множества альтернативных вариантов проектируемых СДПМ. В классификационные признаки задачи необходимо включить как основные количественные параметры (высота и скорость полета в момент получения повреждения, сте-

пень повреждения}, так и условные дискретные параметры, :гдракта-ризуюаде физическую природу развивающихся процессов и типаж социальных систем, которыми должна быть оснащена модель. Во >я:ог*1х случаях для оптимального покрытия всего комплекса задач рацио-кальке остановиться на многоэлементном проектном решении, предусматривающем параллельную (или последовательную) разработку семейства принципиально различных СДПМ, параметры которых оптимизированы для решения групп смежных задач.

В результате реализации разработанных методов решения взаимосвязанных проблем концептуального и обликового проектирования определяют рациональную для проектируемой СДПМ (или каждого элемента семейства СДПМ) совокупность моделируемых полетных сутуа-ций и явлений, необходимую для их адекватного отображения на модели (и выполнения обратного переноса результатов на натуру) систему критериев подобия, рациональные значения основных параметров к масштабов модели, необходимый состав ее бортового оборудования, принципы работы и основные параметры систем запуска и посадки СДПМ, предполагаемые летные характеристики модели к возможности СДПМ как научно-исследовательского инструмента для изучения особых полетных ситуаций - область режимов полета самолета, поддающихся моделированию на разрабатываемой СДПМ.

На этапе эскизного проектирования СДПМ принципы и методы разрешения объективных противоречий между требованиями- подобия и условиями технической осуществимости зависят от назначения, модели, точнее, от полноты системы хритериев подобия, необходимой и достаточной для моделирования исследуемых явлений.

В четвертой разделе рассмотрены принципы и методы реализации критериев подобия при проектировании свободно:: зтахс.х ;.-е лей для изучения особых полетных ситуаций, адекватное'воспроизведение которых не требует моделирования упругих и колебательна-; свойств конструкции самолета. При проведении таких исс.-ег-овздий трудоемкость и сроки выполнения проектно-хонструкторстах . работ могут быть существенно снижены, если расчет полетных нагрузок на СДПМ осуществить по выведенным на основе критериев- подобия соотношениям. Если максимальные изгибающие моменты К ^ натурного агрегага неизвестны, разработанный метод позволяет определись . зперу модельных нагрузок Н непосредственно по -конструктивным

параметрам натурного агрегата (погонной жесткости Е1н, характе-рлотикам «атериаяа с и Е^ и геометрическим данным сечений *н и Ь 5 по формуле

стр.н т г ;

Н. = к к?-к?-Н =к"к к —-н_.

н1 и V I р.» , V с 0 5.£ ,К

н стр.н

Дополнительное сокращение трудоемкости позволяет получить разработакньй на основе теории подобия метод обеспечения безопасности модели от флаттера, реверса и дивергенции, также реализующий преимущества разработчика СДПМ, имеющего в своем распоряжении данные о натурном ЛА.

Разработка принципов проектирования специальных устройств СДПМ для исследования аэродинамической живучести и уязвимости, позволяющих имитировать в полете утрату участков несущих и управляющих поверхностей, также осуществляется исходя из необходимости реализации критериев подобия. Экспериментальные исследования, проведенные для доказательства выполнения этих условий на разработанных типовых конструкторских решениях несущих агрегатов большой строительной высоты, подтвердили возможность адекватного отображения на такой модели ударного импульса сил, действующих на самолет при получении повреждения. Для несущих агрегатов малой строительной высоты СЬ и<15 мм) разработаны типовые конструкции одноразового применения, в которых имитация разрушения осуществляется путем подрыва линейного кумулятивного заряда. Для их практического применения потребовалось экспериментально исследовать разрушение плойкой кумулятивной струей оребренной пластины, двойкой преграды, преграды из композиционных материалов и разрушение преграда, расположенной с обратной стороны от кумулятивной воронки (отдачу струи}, а также исключить при подрыве линейного кумулятивного заряда нарушение геометрического подобия края имитируемого реза и соседних агрегатов модели.

Следующий, пятый раздел диссертации посвящен реализации критериев подобия при проектировании упругоподобных агрегатов СДПМ для исследования особых полетных ситуаций. Комплекс предъявляемых к ним требований особенно сложен и противоречив.' На оксперкментальноы- участкр полета они должны иметь требуемую по подобию, сравнительно невысокую жесткость. Этой жесткости недостаточно, чтобы предотвратить флаттер при запуске с земли раз-• генной рахетной ступенью ил.: обеспечить сохранность модели при

пуске с самолета-носителя. Этой жесткости также недостаточно, . чтобы выдержать посадку по отработанной для СДПМ схеме.

Проведенный теоретический анализ показал, что ня одна из

конструкций моделей, ранее применявшихся при экспериментальных исследованиях явлений аэроупругости, ке может быть использована для СДПМ. Удовлетворить специфичному для них комплексу требований может только конструктивно-силовая схема, о<5еспсчтааг~,ая для модели две независимых группы режимов силовой работы: подобных по жесткости и обладающих повышенной.жесткостью и прочностью.

Разработанный принцип проектирования многорежимных упруго-подобных несущих и корпусных агрегатов СДПМ заключается в дискретном отображении упругих свойстб натурного объекта в гснотрукшга физической модели и разделении функций обеспечения заданной прочности и жесткости между самостоятельнь-ми элементам» ее конструктивно-силовой схемы. Агрегат модели (ряс. тсс.шлется состоящим из жестких и прочных отсеков. Торцегуе г-^згстты

соседних отсеков соединены между собой шарнирами, расположенными на уровне моделируемой оси жесткости, и упругими элементами. Их деформация обеспечивает заданную жесткость модели. Специальные упоры к фиксаторы могут .исключить упругие элементы из работы.

На упругоподобных режимах силовой работы моделирование жесткости и частотных характеристик обеспечивается упругими элементами. Если амплитуда колебаний при флаттере возрастает и может разрушить упругие элементы, вступают в работу упоры-ограничители. При запуске, посадке, получении опасных амплитуд флаттера вводится в действие система фиксаторов, которые исключают из работы (защемляют) упругие элементы. На защемленном режиме работы вся нагрузка воспринимается жесткими и прочными отсеками, а в стыках - шарнирными узлами и фиксаторами. Особенно важно, что обеспечение при проектировании необходимой жесткости и прочности модели в защемленном состоянии не вносит никаких искажений в моделирование жесткости и колебательных свойств на упругоподобном режиме, а оптимизация формы упругих элементов и эффективное восприятие действующих нагрузок оболочками отсеков обеспечивает разрешение объективных противоречий между условиями необходимой прочности модели и ее подобия по погонным массам и моментам инерции. '

Необходимость проведения на упругоподобных СДПМ летных исследований по определению критических величин повреждений и изучению различных типов повреждений, определению запасов по параметрам жесткости и безопасности от флаттера при полете по трассе, -сопоставлению альтернативных вариантов усовершенствования проектируемого самолета и поиску наиболее эффективных методов поражения воздушных целей остро ставит вопрос о потребном количестве моделей. Значительно снизить затраты на выполнение программы летных экспериментов и повысить точность получаемых данных позволяет разработанный автором принцип проектирования моделей с варьируемыми упругими и частотными характеристиками, согласно которому опоры упругих элементов выполняются перемещаемыми, а условная ось взаимного поворота отсеков определяется линией пересечения особых поворотных пластинчатых упругих шарниров. Следует особо подчеркнуть, что разработанный принцип позволяет

- 23 -

исследовать повреждения типа продольных длинных при которых ось жесткости поврежденного участка и г.рив-гд?:' центр изгиба в месте приложения основных сосредоточенных сил находятся вне контура наружно^ геометрически подобной поверхности агрегата. Таким образом, разработанные принципы проектирования упругсподобных агрегатов могут служить характерными примерами проектно-конструкторских методов разрешения как внутренних, так и внешних объективных противоречий системы критериев подобия.

Реализовать преимущества моделей варьируемой гэсткости позволяет разработанный метод и математическое обесп-1«ь:::<е настройки агрегата на заданные собственные частоты и фср-лы колебаний изгиба и кручения. При расчете настройки по известным законам движения с использованием уравнений Лагранжа определяют требуемые для их реализации жесткости стыков отсеков, решая задачу, обратную основной задаче динамики. Разработанный алгоритм реализован в комплексе программ БЕРАН. Пробные настройки гестчости упругих элементов свободнолетающей модели СКМ-Ф подтвердил;: правильность разработанного методического и математического обеспечения, а также быструю сходимость процесса настройки.

Решение проблем проектирования специальных бортовых систем СДПМ для исследования -живучести и уязвимости потребовало разработки .особых принципов и методов, изложенных в шестом р.агепе диссертации. В нем рассмотрены ключевые вопросы проектирования систем аварийного гашения флаттера упругоподобных моделей разработанной в предыдущем разделе конструктивно-силовой схемы. Кроме того, предложен принцип проектирования модельных систем управления для точного определения шарнирных моментов, р соэтгетствкл с которым в кинематическую цепь проводки управления на ми:-::-:.™иьнои расстоянии от рулевой поверхности включают специально-? этоно, относительные деформации материала которого соответствузт диапазону измерения применяемых тензорезисторов (таким звенск может служить законцовка качалки в виде' балки равного сопротивления изгибу, узлы крепления которой обеспечивают минимальное приращение кинематического и упругого люфта проводки управления).

"'Причинами таких повреждений могут быть усталостяч» а также воздействие поражающи факторов стержневой или г; .:-: ;;кумулятивной боевой части.

Пру исследовании повреждений горизонтального оперения и устройств управления рулями высоты имитация закритическсго повреждения водет к утрате устойчивости и управляемости в канале тангажа. СДПМ при этом имеет тенденцию к неконтролируемому росту угла атаки и нормальной перегрузки, что ведет Л "складыванию" крыльев, выходу из строя бортовой аппаратуры и системы посадки модели. Фактически это означает утрату СДПМ не из-за отказа или методической ошибки, а планомерно, по мере выполнения программы испытательных пусков. Для предотвращения этого разработаны принципы проектирования систем аварийной стабилизации С ДИМ. На основе комплексного использования методов системного анализа, теории решения изобретательских задач и теории эффективности авиационных комплексов синтезировано исходное множество альтернативных вариантов системы,- использующих управляющий импульс РДТТ или отдачу при выстреле груза, выпуск дополнительной стабилизирующей поверхности, дестабилизацию движения модели, снижение несущих свойств аэродинамической схемы и другие принципы. Последующий анализ позволил выявить наиболее эффективный вариант быстродействующей системы кратковременной аварийной стабилизации СДГШ, утратившей устойчивость и управляемость по тангажу. Выполненная работа может служить иллюстрацией методического подхода к решению проблем создания систем СДПМ, не имеющих аналогов в практике проектирования ДА других назначений.

В седьмом разделе работы приведены данные о реальном проектировании, проведении наземных экспериментов, методических и прикладных летных испытаниях СДПМ для исследования особых полетных ситуаций. Собственно исследование вопросов уязвимости и живучести конкретных самолетов выходит за рамки тематики данной работы. Полученные результаты проанализированы' как практическое подтверждение эффективности предложенных автором принципов, рациональности разработанных методов, технической осуществимости типовых конструкторских решений, удобства применения методик и специального программного обеспечения. Наземные и летные эксперименты на крупномасштабных свободнолетающих моделях самолетов Су-7 и Су-27 (выполненные в рамках тем, перечисленных в разделах "Внедрение" и 'Теализация резулыатоз") и проведенные параметрические исследования подтвердили, что достигнутый уровень развития принципов и методов реализации критериев подобия при проек-

тирована;! СДПМ рассматриваемого назначения обеспечивает тэ'/кте-скус осуществимость свободнолетаюдих крупномасштабных мсдо.:<-?. самолетов практически всех классов, а также возможность экспериментального исследования динамики полета и язлений аэроупругости при всех наиболее характерных типах отказов и повреждений.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ

1. С целью обеспечения высокой отказобезопасности и живучести гражданских и военных самолетов, а также эффективности комплексов противовоздушной обороны путем проектирования и испытания крупномасштабных свободнолетающих динамически подобных моделей (СДПМ) для исследования явлений аэроупругости и

полета самолетов при отказах систем я повреждениях конструкции разработаны принципы и методы, направленные на первоочередную i максимально полную реализацию критериев - подобий на всех зчапгх проектирования СДПМ и обеспечение достоверного перекоса результатов их испытаний на натурный самолет.

2. Для решения на основе теории подобия и размерностей проблем концептуального этапа проектирования СДПМ разработан комплексный метод определения необходимой и достаточной, подробной и непротиворечивой системы критериев подобия для. моделирования совокупности многопараметрических процессов различной физической природы, включающий метод формирования и обработки комплекса моделируемых параметров, совместное взаимодополняющее применение ряда известных и предложенных автором методов определения системы критериев, а также метод выявления и разрешения объективных противоречий, которые могут сделать технически неосуществимым дальнейшее проектирование СДПМ.

Проведенное исследование взаимосвязи динамического и кинематического подобия в специфических условиях экспериментов на СДПМ позволило определить для нее условия адекватного отображения маневров самолета на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

3. Предложен принцип определения основных паргмзтроз и масштабов СДПМ, основанный не на анализе ее собственных технических или экономических характеристик, а на определении области поддающихся моделированию режимов полета самолета и анализе ее эффективности путем сопоставления с заданными для изучения рэжи'-.'.ами,

- 26 -

а также областями, обеспечиваемыми альтернативными вариантами технически осуществимых векторов параметров СДПМ.

Предложенный принцип положен в основу комплексного метода формирования облика СДПМ, который включает метод определения области ее существования, методику расчета области режимов полета модели, метод отображения этой области в область поддающихся моделированию режимов полета самолета, а также методы сканирова-йия и селекции для окончательного выбора рабочего вектора* основных параметров модели и метод поиска наиболее эффективного многоэлементного проектного решения, предусматривающего разработку семейства принципиально различных моделей. Разработанный метод реализован в виде диалогового комплекса программ "СДПМ-ЗСКИЗ 2", применение которого обеспечивает возможность использования банка данных и ыирокэгс спектра вариантов-прототипов, оперативное определение основных параметров и научно-лселедозательзних зсэ-можноотей СДПМ или их семейства.

4. Разработаны основанные на принципал подобия методы оперативного определения эксплуатационных нагрузок и обеспечения безопасности от флаттера, реьерса и дивергенции, поззоллоцле существенно сократить трудоемкость проектирования СДПМ для исследования динамики полета без моделирования жесткости.

5. Для несущих агрегатов нолей строительной высоты Сот 4 до 15 мм) предложены и экспериментально отработаны типовые конструкции однократного применения. позвслл1._х? имитировать оообуг лолегнув ситуацию путем глдрыза линейного у:;-г:ллтхзного заряда. Для агрегатов ¿олы.ей строительной высоты (более 15 мм? разработаны типовые консгрухторские реиннич. обеспечивающие мке-очрат-ную имитацию утраты в полете заданных участков крыла или оперения. Проведенные экспериментальные исследования подтвердили возможность адекватного отображения на СДПМ момента ударного импульса сил, действующего на самолет при получении повреждения.

6. Разработан принцип проектирования упругоподобных СДПМ позволяющий предотвратить их разрушение при запуске, посадке и йлаттере, а также разрешить объективные противоречия между критериям;! подобия модели по жесткости, погонным массам и необходимой прочности ее агрегатов. Принцип заключается в дискретном отображении упругих свойств натурного объекта в конструкции физической модели и разделении функций обеспечения заданной проч-

ности и жесткости подели между самостоятельными элементами ее конструктивно-силовой схемы. Такая модель обладает двумя независимыми режимами работы: упругоподобным и заземленным. Масса ее упругих элементов не превышает 1,1... 5,б!< массы агрегата, а их высота! составляет 18. ..-435« строительной высоты при прочности,*в 4 раза превосходящей требуемую по подобие.

Для адекватного отображения на СДПМ наиболее сложных типов повреждений разработаны вариадты реализации принципа, обеспечивающие строгую симметрию или заданную асимметрию диаграммы деформирования, от двух до четырех независимых режимов силовой работы, а также моделирование положения приведенного центра изгиба на значительном удалении от наружного геометрически подобного контура агрегата. Варианты реализации предложенного принципа конструирования защищены 11 авторскими свидетельствами.

7. Для оперативного исследования явлений аэроупругости при различных вариантах повреждений и модификациях конструкции самолета, определения его запасов по параметрам жесткости и поиска наиболее эффективных методов поражения воздушных целей предложен принцип проектирования упругоподобных моделей с варьируемыми упругими и частотными характеристиками, согласно которому опоры упругих элементов в стыках отсеков выполняются перемещаемыми, а условная ось взаимного поворота отсеков определяется линией пересечения поворотных пластинчатых упругих шарниров.

Разработано методическое и математическое обеспечение настройки такого агрегата на заданные собственные частоты и формы колебаний. Практика его применения показала быструю сходимость процесса настройки: при начальной разрегулировке от 48,8% до 388^ номинальной жесткости упругих элементов требуемая частота и форма собственных колебаний достигается после 3 циклов настройки.

8. На основе комплексного использования методоз системного анализа, теории решения изобретательских задач и теории эффективности авиационных комплексов синтезирован облик быстродействующей системы кратковременной аварийной стабилизации СДПМ, утратившей устойчивость и управляемость по тангажу в результате имитации закритичееккх вариантов повреждений. Выполненная работа иллюстрирует методический подход к решению проблем создания систем СДПМ, не имеющих аналогов в практике проектирования ЛА других назначений.

9. Разработанные автором принципы и методы реализации критериев подобия "при проектировании СДПМ проверены, опробованы и подтверждены при проектировании, изготовлении и летных испытаниях свободнолетагвдх моделей самолетов Су-27 и Су-7 для исследования особых полетных ситуаций всех основных типов.

10. Проведенные с помощью программного комплекса "СДПМ-ЭСКИЗ 2" параметрические исследования показали, что достигнутый уровень развития обеспечивает возможность моделирования практически всех классов современных самолетов - от легкого спортивного самолета Як-52 до сверхтяжелого транспортного самолета Ан-124.

11. Материалы диссертационной работы внедрены в НИИ проблем физического моделирования, г. Харьков; НИИ машиностроения, г. Дзержинск; ГосНШАС, г. Москва и в/ч 03444. В настоящее время работы продолжаются по заданиям Министерства образования Украины, Министерства машиностроения, военно-промышленного комплекса и конверсии Украины и АНТК "Антонов". Материалы диссертационной работы использованы в учебном процессе ХАИ.

СПИСОК РАБОТ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИЙ

1. Рыженко А. И. Метод получения экспериментальной информации для аттестации математических моделей работы адаптивных систем управления летательными аппаратами //Знаниеориентированные системы поддержки принятых решений.- Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1991.- С.-78-83.

2. Рыженко А. И. Определение системы критериев и масштабов подобия при проектировании свободнолетающих динамически подобных моделей: Учеб. пособие.- Харьков: Харьк. авиац.ин-т, 1992. - 101с.

3. Рыженко А. И." Разработка и испытание свободнолетающих моделей для исследования аэроупругих процессов при получении боевых повреждений // Материалы НТК о путях повышения эффективности летных испытаний и исследований авиационной техники, часть 2. -Чуковский: Предприятие п/я В-8759, 1389.- С. 317-321.

4. Рыженко А. И. Определение амплитудно-частотных характеристик при моделировании агрегата большого удлинения //Усталостные характеристики летательных аппаратов. Вып. 1. - Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1977. - С. 107-115.

5. Рыженко А. И. Методика настройки частотных характеристик

физической модели с варьируемой жесткостью //Проблемы физического моделирования критических режимов полета самолетов. Вып. 1.-Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1887.- С. 39-51.

6. Рыженко А. И. Оптимизация компоновки разгонной ракетной устанозки свободнолетавшей модели для исследования флаттера //Вопросы оптимизации тонкостенных силовых конструкций. Вып. 3.-Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1977.- С. 105-111.

7. Рыженко А. К. Взаимосвязь кинематического и динамического подобия в экспериментах на свободнолетающих моделях //Проблемы проектирования летающих моделей для исследования критических режимов полета. - Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1989. - С. 22-32.

8. Рыженко А. И. Алгоритм оптимального проектировочного расчета на ЭЦВМ посадочных устройств свободнолетающей модели для исследования флаттера //Тезисы межвузовского совещания-семинара молодых ученых "Проектирование и оптимизация элементов, устройств и систем летательных аппаратов с использованием ЭВМ". -Харьков: 1977.- С. 82-83.

9. Рыженко А. И. Вопросы прочности при исследовании флаттера на свободнолетапщих динамически подобных моделях // XIV научно-техническая конференция молодых специалистов и НТО: Тез. докл. и сообщ. - Киев: Предприятие п/я А-3395, 1977. - С. 71-73.

10. Рыженко А. И., Черановский O.P., Исаев 0. Н., Ефремов В. А. Свободнолетающие модели истребителя для исследования динамики его полета при боевых повреждениях крыла //ТВФ £1. - 1989,- с. 21-26.

11. Рыженко А. И., Черановский O.P., Исаев 0. Н., Никитин С. Н. Исследование уязвимости летательных аппаратов методом свободно-летающих динамически подобных моделей при нарушении целостности агрегатов планера // БП #3.- 1988.- с. 34-37.

12. Рыженко А. И., .Черановский 0. Р. Свободнолетающие крупномасштабные модели для исследования критических режимов полета проектируемых авиационных изделий (руководящие технические материалы по начальным этапам реализации комплекса работ). - Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1979.- 103 с.

13. Рыженко А.И., Бетик A.B., Рябков В.И., иера:ювский O.P. Определение размеров и массово-инерционных параметров свободно-летающих динамически подобных моделей самолетов: Учеб. пособие.-Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1992. - 101 с.

■ 14. Рыженко А. И., Бетин А. В., Рябков В. И., Черановский 0. Р.

Автоматизированный расчет основных параметров свободнолетающих динамически подобных моделей самолетов: Учеб. .пособие.- Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1992. - 68 с.

15. Рыженко А. И., Ясинский Ф. Г. Принципы моделирования аэроупругих явлений в свободном полете //Вопросы оптимизации тонкостенных силовых конструкций. Вып. 2. - Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1976,- С. 117-125.

16. Рыженко А. И., Ясинский Ф. Г. Критерий осуществимости свободнолетающей модели для исследования флаттера //Вопросы оптимизации тонкостенных силовых конструкций. Вып. 2. - Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1976. - С. 125-132.

17. Рыженко А. И., Ясинский Ф. Г. Критерии подобия при исследовании флаттера на свободнолетающих моделях //Вопросы оптимизации тонкостенных- силовых конструкций. Вып. 3. - Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1977.- С. 91-98.

18. Рыженко А. И., Черановский 0. Р. Определение критериев подобия при проектировании свободнолетавщих моделей для исследования безопасности полетов //Вопросы проектирования и повышения ресурса самолетных конструкций.- Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1989. - С. 94-102.

19. Рыженко А. И., Черановский 0. Р., Белый В. Д., Яшин С. А. Определение нагрузок на свободнолетающую динамически подобную модель при посадке //Вопросы оптимизации тонкостенных силовых конструкций. Вып. 2. - Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1976. - С. 56-66.

20. Рыженко А. И., Петров В. А. Модификация метода получения комплекса критериев подобия для проектирования свободнолетавщих моделей //Проблемы проектирования летающих моделей для исследования критических режимов полета.- Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1989.- С. 90-100.

21. Рыженко А.И., Калужинов ИВ. Исследование вопросов моделирования посадки с помощью динамически подобных моделей //Проблемы физического моделирования критических режимов полета самолетов. - Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1987. - С. 51-64.

22. Рыженко А. И., Васильев В. А., Черановский 0. Р. Расчетные случаи нагружекия цельноповоротного стабилизатора свободнолета-ющей модели //Вопросы оптимизации тонкостенных силовых конструкций. Вып. 3. - Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1977. - С. 99-105.

23. Рыженко А. И., Бетин А.В., Черановский 0. Р. Алгоритм

общего проектирования свободнолетающих моделей для исследования безопасности полетов //Вопросы проектирования и повышения ресурса самолетных конструкций. - Харьков: Харьк. авиац. ин-т; 1939. -С. 83-93.

24. Рыженко А. И. Черановский О.Р.", Исаев 0. Н., Ефремов В. А. Исследование методом свободнолетающих моделей динамики полета самолета при боевых повреждениях крыла и оперения// Материалы НТК о-путях повышения эффективности летных испытаний и исследований авиационной техники, часть 2. - Жуковский: Предприятие п/я 8-8759, 1989. - С. 313-317.

25. Рыженко А. И. Комплексный метод определения полной и непротиворечивой системы критериев и масштабов подобия при проектировании свободнолетающих динамически подобных моделей: Отчет о НИР, Часть 1. * ГР 01.9.00053658. Инз. » 02.9.10047С94. - Харьков: НИИ ПФМ, 1990. - 109 с.

25. Рыженко А. И., Бетин А. В. Применение методов системного анализа к задаче определения основных параметров свободнолетающих моделей: Отчет о НИР. - » ГР 01.9.00053658. Инв. » 02.9.00 041378. - Харьков: НИИ ПФМ, 1389. - 21 с.

27. Рыженко А. И., Бетин А. В. Определение ограничений на основные параметры свободнолетащей модели самолета по условиям технической осуществимости: Отчет о НИР. - И ГР 01.9.00053658. Инв. » 02.9.00 055490. - Харьков: НИИ ПФМ, 1990. - 33 с.

28. Рыженко А. И., Бетин А. В. Построение области режимов ■ полета, поддающихся моделированию на свободнолетающей модели самолета: Отчет о НИР. - № ГР 01.9.00053558. Инв. * 02.9.00 055489.

- Харьков: НИИ ПФМ,' 1990. - 48 с.

29. Рыженко А.И., Бетин А.В. Инструкция по эксплуатации диалогового комплекса программ "СДПМ-ЭСКИЗ": Харьков: НИИ ПФМ, 1992.- 51 с.

Авторские свидетельства СССР 105657, 105558,. . 594675, 118749, 111056,' 113863, 818120, 140452, 123100, 144298, 119737, 122321, 133484, 139508, 150185, 152919, 153093, 160383, 162842, 166983, 165208, 177562, 179054, 181722, 248641, 251007, 257441, 260313, 269900, 281126, 296989, ■ 303355, 317581, 322696, 326467, положительное решение £р13393 по заявке на изобретение К538999, положительное решение-*р18930 по заявке на изобретение #4540754.