автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Разработка методик и лаборатории летных испытаний сверхплавких летательных аппаратов



г На правах рукописи

'Ч

ДЁМИН ИГОРЬ ВЛАДИМИРОВИЧ

РАЗРАБОТКА МЕТОДИК И ЛАБОРАТОРИИ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ СВЕРХЛЕГКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

С пециальность:

05.07.02 "Проектирование и конструкция летательных аппаратов"

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Красноярск, 1997 г.

Работа выполнена в Сибирской аэрокосмической академии (г.Красноярск)

Научный руководитель: доктор технических наук,

профессор ШАЙМОРДАНОВ Л.Г.

Научный консультант

к.т.н., доцент КОВАЛЕНКО Г.Д.

Официальные оппоненты: доктор технических наук,

профессор МАКСИМЕНКО В.Н.

кандидат технических наук,

профессор ГОЛОВЕНКИН E.H.

Ведущая организация:

Красноярское региональное управление воздушного транспорта.

Защита состоится года в Ю00 час. на заседании диссерта-

ционного Совета ССД 063.47.01 Сибирской аэрокосмической академии по адресу:

660014, г.Красноярск, пр. Красноярский рабочий, д.3 I.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Сибирской аэрокосмической академии

Автореферат разослан "/£" С(?иГа&рА 1997 г.

Ученый секретарь диссертационного совета доктор технических наук,

профессор Ильин В. А.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Диссертация посвящена развитию методов испытания сверхлегких летательных аппаратов (СЛА); разработке и практическому применению инструментальных средств в процессе летных испытаний СЛА; выработке рекомендаций по использованию результатов летных испытаний для проектирования вновь разрабатываемых или улучшения прочностных характеристик ранее спроектированных СЛА, а также для применешга в процедуре сертификации СЛА.

Актуальность. Широкое распространение сверхлегких летательных аппаратов (СЛА), появление разнообразных организаций, занимающихся проектированием, производством, эксплуатацией и продажей подобной техники, появление нормативных документов, регламентирующих проектирование и применение СЛА, все более остро ставит вопрос о проверке или подтверждении соответствия существующих и вновь создаваемых СЛА предъявляемым требованиями прочности и безопасности.

Особую актуальность эти вопросы приобретают в свете последнего Постановления Правительства Российской Федерации от 13 августа 1996 г. N 996 "Об утверждении Временного положения об авиации общего назначения Российской Федерации", в котором СЛА получили официальное признание, а их сертификация становится прерогативой регионов.

Вопросы безопасности эксплуатации СЛА решаются совершенствованием регламентирующей документации и повышением качества подготовки лиц, занимающихся эксплуатацией и техническим обслуживанием.

Соответствие прочностных характеристик создаваемых конструкций может быть обеспечено использованием в процессе проектирования и доводки ЛА опыта создания предыдущих конструкций и проведением натурных испытаний как в лабораторных условиях, так и в процессе эксплуатации.

Использование опыта создания других летательных аппаратов позволяет существенно уменьшить риск разработки новой техники, но полную информацию о конструкции вновь созданного или разработанного ранее летательного ¡аппарата может дать только натурный эксперимент.

Цель и задачи исследований. Целью диссертационной работы является разработка методик проведения летных исследований СЛА, создание лаборатории летных испытаний, а также разработка предложений по определению нагружений элементов конструкции СЛА. Для достижения этой цели решались следующие основные задачи:

1) Разработка методик проведения летно-прочностных испытаний СЛА.

2) Разработка и создание системы автоматической регистрации параметров полета СЛА (САРПП СЛА).

3) Экспериментальные исследования нагруженш элементов конструкции СЛА во время выполнения маневров, характерных для ожидаемых условий эксплуатации.

4) Разработка методик определения напряженно-деформированною состояния силовых элементов конструкции СЛА.

5) Разработка модели нагруженш элементов конструкции СЛА,

Методы исследования. В работе использованы методы летного прочностного эксперимента по исследованию статического нагружения конструкции ЛА и методы регрессионного и корреляционного анализа результатов экспериментов и расчетов.

Научная новизна. Научная новизна работы заключается в следующем:

1) Разработаны и апробированы методики натурного экспериментального определения характеристик нагружения элементов конструкций СЛА.

2) Разработана и апробирована методика экспериментального определения аэродинамических характеристик СЛА при выполнении равномерного, горизонтального, установившегося полета.

3) Разработаны методика и средства измерения тяги винтомоторной установки в полете.

4) Создана и использована при летных испытаниях система автоматической регистрации параметров полета СЛА. В качестве компонент САРПП СЛА использовались, с соответствующими доработками, датчики и оборудование, применяемые при летных прочностных испытаниях летательных аппаратов и разработанный автором программно - аппаратный комплекс повышения метрологических характеристик САРПП СЛА.

5) По результатам экспериментов выявлена линейность зависимости изгибающего момента, действующего на боковую балку крыла дельталета, от величины вертикальной перегрузки.

6) Сформулированы рекомендации по определению нагрузок, действующих на элементы конструкции СЛА при проектировании и проверке соответствия техническим требованиям существующих и вновь создаваемых СЛА.

7) Разработана модель нагружения боковой балки крыла дельталета.

8) Получены параметры напряженно-деформированного состояния элементов конструкции крыльев ряда дельталетов.

Практическая ценность. Результаты работы могут быть использованы при разработке руководств по проектированию СЛА, руководств по летной эксплуатации и других документов, регламентирующих создание, испытания и использование СЛА.

Система автоматической регистрации параметров полета СЛА и модель нагружения элементов конструкции СЛА могут применяться при экспериментах и летных испытаниях СЛА, а также могут быть использованы при сертификации СЛА.

Результаты летного эксперимента и разработанная модель нагружения силовых элементов конструкции СЛА используются специалистами СибНИА.

Все результаты исследований приведенные в диссертационной работе получены лично автором.

Реализация работы. Система автоматической регистрации параметров полета используется в МП *Арей" г.Красноярск для проведения летных прочностных испытаний разрабатываемых дельталетов.

Апробация работы. Основные результаты работы доложены на Второй научно-технической конференции "Устройства и системы автоматики автономных объектов", Красноярск, 1990. ; Ш Российско - китайском семинаре по аэрокосмической технике Красноярск, 1994. ; Всероссийской научно-технической конференции 'Техническое обеспечение создания и развития воздушно - транспортных средств. (Экранопланов и сверхлегких летательных аппаратов.)", Казань, 1994.

Структура и объем работы. Диссертация включает 135 страниц машинописного текста, 1 таблицу, 51 рисунок, состоит из введения, четырех глав, заключения, списка литературы из 31 наименования и приложения.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

В первой главе представлен обзор видов и методов летных испытаний используемых доя определения летно-технических и прочностных характеристик летательных аппаратов. Рассмотрены особенности СЛА как объекта летных испытаний. Определены способы проведения летных испытаний для определения лет-но-технических и прочностных характеристик СЛА.

Летные испытания ЛА представляют собой сложный и многоплановый процесс в ходе которого решается большой круг задач, которые, в общем виде, можно сформулировать следующим образом:

- проверка функционирования ЛА и его систем при выполнении типовых операций; выявление дефектов, ошибок проектирования и производства, устранение отказов; доводка систем ЛА в целом.

- определение совокупности показателей и характеристик, позволяющих получить достаточно полные и надежные сведения о качествах ЛА и его систем, а также оценить соответствие разработанного ЛА требованиям заказчика.

- непосредственная оценка эффективности ЛА или определение исходных данных для выполнения такой оценки комбинированными методами, в которых используется помимо результатов испытаний различного рода моделирование.

- демонстрация летной годности или эффекта ЛА; определение характеристик ЛА и его систем доя получения сертификата летной годности.

- оценка воздействия ЛА на окружающую среду.

- проверка возможности выполнения в полете инструкций по пилотированию ЛА и управлению его системами; выработка рекомендаций по рациональному управлению.

Названные заддчи решаются различными видами летных испытаний, регламентируемыми типовыми программами, которые наряду с общими характеристиками для различных типов ЛА отражают специфические особенности, определяемые их назначением. ,

■ Программа летных испытаний, как правило, начинается с определения основных летно-технических характеристик ЛА, к которым относятся высотно-скоросгаые характеристики, дальность и продолжительность полета, взлетно-посадочные характеристики, включая оценку поведения ЛА в случаях прерванного и продолженного взлета и захода на посадку с отказавшим двигателем, ухода на второй круг, определяются маневренные характеристики, характеристики устойчивости и управляемости ЛА, особенности его пилотирования на неустановившихся режимах полета, включая большие углы атаки, сваливание и штопор. При этом большое внимание уделяется оценке эффективности органов управления и динамике полета в целом.

Следующим этапом являются прочностные испытания, целью которых является определение нагрузок на основные элементы конструкции ЛА при различных параметрах полета с достижением предельных по условиям прочности, а также оценка безопасности ЛА от флаттера.

В процессе всех летных испытаний определяется надежность основных систем ЛА, оценивается уровень стандартизации и унификации, работоспособность наземного оборудования и эксплуатационная технологичность.

СЛА, составляющие самостоятельный класс летательных аппаратов, существенно отличаются от ЛА "большой" авиации прежде всего малым полетным весом, низкой энерговооруженностью и достаточно специфичными условиями эксплуатации.

• К СЛА относятся ЛА имеющие полный полетный вес не превышающий 450 кг и посадочную скорость менее 65 км/час

Следует отметить достаточно узкий диапазон летных характеристик присущий этому классу летательных аппаратов, величина минимальной скорости варьируется от 0 км/ч для автожиров и микровертолетов до 90 - 120 км/ч для спортивных самолетов, величина максимальной скорости как правило не превышает 300 - 350 км/ч, практический потолок СЛА в среднем не превышает 3000 -4500 м, вертикальные скорости также редко превышают величины 5-10 м/с для набора высоты и 10 - 15 м/с для снижения, тем не менее возможности СЛА по дальности и продолжительности полета весьма существенны и могут составлять от 300 до 1200 км или до б - 8 час соответственно.

К особенностям условий эксплуатации следует отнести применение СЛА преимущественно с грунтовых, слабо подготовленных площадок, в качестве которых обычно используются грунтовые площадки или участки грунтовых дорог, реже дорог с асфальтовым или бетонным покрытием. Примеры эксплуатации СЛА с аэродромов с твердым покрытием следует считать скорее исключениями, лишь подтверждающими правило.

Характерной особенностью эксплуатации СЛА является применение последних на высотах характеризующихся высокой турбулентностью атмосферы (до 500 м), как от рельефа местности, как и от термической воздушной деятельности.

Вышеперечисленные особенности СЛА, а также их весьма малая стоимость (по сравнению с ЛА "большой" авиации) во многом определяют способы проведения летных испытаний. Высокая стоимость летных испытаний, необходимость в привлечении специалистов высокой квалификации заставляют искать способы испытаний сочетающие в себе приемлемую стоимость проведения работ и достаточную точность определения характеристик ЛА.

Проведение летных испытаний на определение высотно-скоросшых характеристик, дальности и продолжительности полета, взлетно-посадочных характеристик, характеристик устойчивости и управляемости, маневренных характеристик, особенностей его пилотирования на неустановившихся режимах полета, включая большие углы атаки, сваливание и штопор связано с большими затратами летного ресурса испытываемого СЛА, что в сочетании с большой стоимостью инструментальных исследований делает стоимость подобных испытаний неприемлемой для большинства организаций - разработчиков СЛА.

В таких условиях для определения названных характеристик следует применять методы экспертных оценок, разработанные в Экспериментальном летно-исследовательском центре СЛА, с использованием штатного приборного оборудования и соответствующие методы внешнетраекторных измерений.

Названные методы, несмотря на значительный расход летного ресурса дают возможность достаточно точно определить основные летные характеристики при приемлемом уровне затрат.

Для исследования прочностных характеристик СЛА в 80-х, 90-х годах были предложены ряд методик, позволяющих получать прочностные характеристики конструкций СЛА различных видов не прибегая к летным испытаниям.

Эти методики можно разделить на две основные группы:

- статические исследования прочностных характеристик конструкций СЛА на специальных стационарных стендах (стенд для прочностных испытаний СЛА в полевых условиях, разработанный в СибНИА, г. Новосибирск);

- моделирование полетных нагрузок на конструкцию СЛА с помощью подвижных автостендов (автостенд, разработанный в СибНИА, г. Новосибирск, аналогичные работы в Германии и Великобритании.)

Однако, названным методикам присущи ряд недостатков, снижающие возможности их применения.

Использование стенда для прочностных испытаний возможно применительно к СЛА с жестким крылом и только дня отдельных элементов конструкции СЛА с гибким крылом в следствии слабой изученности особенностей нагружения элементов конструкции, контактирующих с гибкой оболочкой крыла.

Для использования автостендов необходимо выполнения ряда специфических требований, таких как, наличие достаточно ровной и длинной трассы, соответствие метеорологических условий (ветер вдоль трасы или штиль), ограниченная масса исследуемых СЛА и т.д.

Невозможность или существенная сложность при реализации нестационарных режимов движения СЛА.

Более полную информацию о прочностных характеристиках конструкции СЛА можно получить при проведении летных исследований нагружения конструкции СЛА.

Однако ситуация, сложившаяся с летными исследованиями характеристик нагружения элементов конструкции СЛА далека от своего решения. Определение прочностных характеристик испытываемого СЛА невозможно без использования соответствующего специального оборудования и методик. В тоже время, существующее оборудование, созданное дли "большой" авиации, как правило, не применимо при испытаниях СЛА, прежде всего по параметрам габаритов, веса и энергопотребления, что предопределяет необходимость в разработке специализированного оборудования для летных испытаний СЛА оптимизированного прежде всего по указанным параметрам вместе с этим имеющего достаточно высокие метрологические характеристики.

Д ля летных исследований прочностных характеристик элементов конструкции СЛА необходимо применять соответствующие методики испытаний ЛА разработанные с учетом особенностей СЛА, как объекта испытаний.

Во второй главе описан процесс разработки САРПП СЛА для проведения летно-прочносгных экспериментов. Определены требования к элементам и состав САРПП. СЛА, представлены методики и порядок проведения тарировок комплексов "датчик - линия связи - согласующее устройство - канал записи накопителя", методики определения погрешностей измерения.

САРПП СЛА представляет собой комплекс аппаратуры для измерения и автоматической регистрации параметров полета СЛА и силовых факторов воздействующих на элементы конструкции СЛА. Система включает регистрирующее

устройство, устройство согласования датчиков с регистрирующим устройством, источник питания, пульты управления и датчики: угла атаки а, тангажа мототележки о-„ угла взаимного положения крыла и мототележки, воздушной скорости V, вертикальной перегрузки в связанной системе координат пу, высоты полета Н, изменения высоты полета, температуры воздуха, тензодатчики силовых факторов.

Измерение угловых величин параметров полета и взаимного положения элементов конструкции СЛА проводилось с использованием стандартных датчиков ДУА-3, МГЕНск, МУ-615а, для определения воздушной скорости использовался модифицированный датчик скорости ДАС в сочетании с приемником воздушного давления ПВД-бм, оснащенным насадком - трубкой Вентури, вертикальная перегрузка в связанной системе координат определялась датчиком МП-95, измерение высоты полета и контроль за горизонтальностью выполнения прямолинейных участков полета "полочек" осуществлялись с использованием датчиков ДВ-15МВ и КВ-11. Определение величины силы тяги винтомоторной установки (ВМУ) осуществлялось "тягомером" - устройством включенным в конструкцию крепления ВМУ на СЛА. Доя формирования тензодатчиков силовых факторов использовались тензорезисторы типов КФ5П1 и 2ПКБ. Сигналы от тензодатчиков усиливались специально разработанной 10-и канальной тензостанцией. Регистрация и накопление информации полученной в полете осуществлялась накопителем, состоящим из 2-х модифицированных светолучевых осциллографов типа К-12-51. Согласование и проведение калибровок системы "датчики - накопитель" осуществлялось с использованием согласующего устройства и устройства промежуточных калибровок.

С целью получения тарировочных зависимостей и оценки погрешностей проводились тарировки в лабораторных и палевых условиях комплексов "датчик -линия связи - согласующее устройство - канал записи накопителя". Тарировки датчиков скорости, высоты и изменения высоты осуществлялись с использованием лабораторного микроманометра ММН. Датчики угла атаки, угла тангажа мототележки и взаимного положения элементов ЛА тарировались с использованием механического угломера Тип 2-2 и маятникового угломера. Тарировка датчика силы тяги ВМУ и датчиков силовых факторов проводилась с использованием образцового динамометра типа ДПУ-0.2-2.

Для оценки погрешностей измерений в заданном интервале определялось несколько фиксированных значений параметра, д ля которого выполнялись 10-15 измерений. Показания датчика считывались с фоголенты накопителя.

При обработке полученных записей использовались соответствующие математические методы. Максимальные значения относительной погрешности измерения в большинстве случаев не превышают 10%.

Общая масса САРПГ1СЛА с кабелями и источником питания 2-6МТС-9, в зависимости от решаемых задач составляет от 25 кг до 35 кг.

В третьей главе приведены описания СЛА использовавшихся в исследованиях. Разработаны методики и программы проведения испытательных полетов на определение аэродинамических и прочностных характеристик исследуемых СЛА. Обоснован порядок обработки записей сделанных во время тарировок и во время проведения испытательных полетов.

САРПП СЛА устанавливалась на дельталегах "Гриф-14" и "Гриф-25", созданных в СКБ "Поиск" CAA, "Арей-1б" фирмы "Арей" г.Красноярск и "МДП-2" -двухместный вариант серийного дельталета "Радуга" НПО ПМ г.Красноярск-26.

Исследования аэродинамических характеристик производились с использованием дельталетов "Гриф-14" и "Гриф-25.

Методики проведения исследований аэродинамических характеристик основаны на равновесии сил действующих на дельталет в горизонтальном, установившемся, равномерном, прямолинейном полете.

В ходе исследовательских полетов непосредственно измерялись вес дельталета (определялся непосредственно перед полетом путем взвешивания), тяга винтомоторной установки на всех режимах полета, угол атаки крыла, скорость полета и ряд параметров позволяющих контролировать горизонтальность полетов в экспериментах.

Программа проведения полетов на определение аэродинамических характеристик разбивается га несколько этапов.

На первом этапе проводятся измерения га основных крейсерских режимах с одновременной проверкой функционирования всех элементов САРПП СЛА.

Следующим этапом является проведение полетов на больших углах атаки.

На заключительном этапе проводятся полеты на малых и минимальных углах атаки.

Для проведения летно-прочностных испытаний (ЛПИ) привлекались дель-талеты "Арей-16" фирмы "Арей" г.Красноярск и "МДП-2" - двухместный вариант серийного дельталета "Радуга" НПО ПМ г.Красноярск-26.

Процесс ЛПИ начинали с выполнения подлетов - полетов продолжительностью 10-15 сек. по прямой на высоте до 2м.

Второй этап ЛПИ - выполнение полетов по кругу.

Далее следовал этап ЛПИ, состоящий из нескольких серий полетов, в которых выполняются режимы симметричного нагружения ("горки") с постепенно возрастающей от серии к серии нагрузкой.

Исследования нагружения конструкции крыла на несимметричных режимах полета (виражи, спирали) являются заключительным этапом ЛПИ.

Процесс обработки записей накопителя объединяет в себе три основных направления:

1) снятие показаний с фотоленты и перевод в физические величины параметров полета и силовых факторов;

2) выявление параметра полета, оказывающего наибольшее влияние на величины силовых факторов и определение зависимостей между параметром полета и силовыми факторами;

3) проведение экспресс-анализа записей сделанных в ходе испытательных полетов.

Определение зависимостей между отсчетами с фотоленты и параметрами полета или силовыми факторами заключается в выявлении характера зависимостей (линейная, квадратичная, гиперболическая и т.п.) и получении соответствующих эмпирических формул с использованием полученных ранее тарировоч-ных зависимостей. Значения коэффициентов эмпирических зависимостей определялись с использованием метода наименьших квадратов.

Выявление параметра полета, оказывающего наибольшее влияние на величины силовых факторов производилось посредством корреляционного анализа числовых последовательностей значений параметров полета и силовых факторов.

По результатам анализа выявилось, что в процессе ЛПИ параметром полета, оказывающего наибольшее влияние на величины силовых факторов, является вертикальная перегрузка в связанной системе координат пу.

Проведение экспресс-анализа в ходе выполнения полетов на определение аэродинамических характеристик преследовало две основные цели - выявление отказов элементов САРПП С ДА. и определение элементов программы полета выполненных на режимах не соответствующих равномерному прямолинейному горизонтальному полету.

В ходе выполнения полетов на исследование нагружения элементов конструкции СЛА экспресс-анализ также способствует выявлению отказов элементов САРПП СЛА, но основное назначение экспресс-анализа состоит в выявлении опасных случаев нагружений в элементах конструкции СЛА и получении информации для принятия решения о продолжении полетов ЛПИ.

Проверка на наличие опасных нагружений состоит в выявлении на фотоленте наибольшего значения доминирующего параметра полета и величин силовых факторов ему соответствующих. После чего определяются коэффициенты полиномов описывающих распределение силовых факторов в исследуемых элементах конструкции СЛА и выполняется расчет механических напряжений в указанных элементах. Величины действующих напряжений являются критериями наличия или отсутствия опасных нагружений.

В четвертой главе приведены результаты летных испытаний и методики их обработки и анализа.

Аэродинамические характеристики исследуемых СЛА определялись исходя из известных соотношений:

где: У- величина подъемной силы, определяемая в исследованиях;

Х-величина силы лобового сопротивления СЛА;

в- полетный вес СЛА;

Р - тяга винтомоторной установки;

вда - вес ВМУ;

ит - угод тангажа мототележки.

Рх= - Од» бш от; (3)

Ру= - (Р-вдв бш ит) БШ ит; (4)

Рх и Ру - поправки соответственно к силе тяги и величине подъемной силы, учитывающие негоризонтальность моготележки в полете.

Необходимость внесения поправки (3), учитывающей влияние веса ВМУ на показания тягомера возникает в следствии того, что мототележка в полете занимает некоторое произвольное положение, являющееся результатом взаимодействия сил тяжести мототележки, лобового сопротивления мототележки и тяги ВМУ, существенное влияние на угловое пространственное положение мототележки оказывают управляющие усилия от пилота и следовательно направление тяги ВМУ не совпадает с направлением полета. В следствии этого же явления, также возникает необходимость внесения поправки (4), учитывающей влияние тяги ВМУ и на величину подъемной силы У.

По полученным значениям подъемной силы У и лобового сопротивления X рассчитываются величины соответствующих аэродинамических коэффициентов Су и Сх.

Величина плотности воздуха рассчитывалась по показаниям датчиков высоты и температуры окружающего воздуха.

Аэродинамические характеристики дельталегов 'Триф-14" и "Гриф-25", определенные из результатов летного эксперимента сравнивались с соответствующими характеристиками дельталегов "П-03", разработанного в СКБ МИИГА и "Т 302", разработанного в отделении СЛА КМЗ им.О.К.Антонова, приводимыми И.В.Никитиным (МГТУ ГА). Зависимости аэродинамических коэффициентов

У=0-Ру;

У'

(О

Х=(Р-Рх) соэ ит;

(2)

от угла атаки Сх=/{а), Су=Да) и поляра Су =ЛСх) (рис. 1) дельталетов оказались близки к ожидаемым.

у

1.1_ 1.0 0.9 0.8_

0.6 0.5 0.4 0,3

0.2 0.1 О

я Гриф-25 О Гриф-14 Т-302 П-03

0.1

"1П

0.3

0<

Рис. 1. График зависимости Су=ДСх).

Основным элементом крыла дельталета, воспринимающим нагрузку от паруса, является боковая балка (лонжерон). При исследования напряженно-деформированного состояния боковой балки использована предложенная автором модель нагружения. Предложенная модель нагружения боковой балки основывается на известном из литературы распределении подъемной силы по размаху стреловидного крыла с геометрической и аэродинамической крутками. Как известно, эпюра распределения подъемной силы на полуразмахе крыла имеет, на режиме малых углов атаки, два выраженных экстремума (на корневой хорде и в районе концевой части) и может быть описана полиномом не ниже 3-й степени. Следовательно, вполне правомерным будет предположение о том, что эпюра распределенной нагрузки, действующей на боковую балку, будет близка по форме к эпюре распределения подъемной силы и также может быть описана полиномом не ниже 3-й степени (5).

= + + (5)

Однако для непосредственного измерения величина распределенной нагрузки недоступна. Для непосредственного измерения доступны только механические напряжения в элементах конструкции, пропорциональные величине изгибающего момента. Основываясь на дифференциальной зависимости между распределенной нагрузкой и изгибающим моментом, действующих на балку при

изгибе полунаем, что эпюра изгибающего момента может быть описана полиномом не ниже 5-й степени (6). Причем эпюра изгибающего момента претерпевает разрыв в точке соединения боковой балки и поперечины.

При этом коэффициенты а^ и полинома необходимо определять для 2-х участков - участка "носовой узел - боковой узел" и участка "боковой узел - консоль" (аоь и а^).

В соответствии с высказанными соображениями и учетом особенностей конструкции исследуемого элемента крыла выбиралось расположение точек измерения.

Для получения достоверной картины нагружения необходимо размещать датчики в двух плоскостях и не менее чем в 5-и сечениях. 3-х сечениях на участке между носовым и боковым узлами и 2-х сечениях между боковым узлом и консолью.

Для определения всех коэффициентов, помимо 5-и измеренных в точках размещения датчиков моментов, необходимо иметь дополнительно три характерные точки, где величины моментов или их производных известны. Такими точками являются точки крепления боковой балки в носовом и боковом узлах и конец консоли. На конце консоли величина изгибающего момента равна нулю, т.е.

(6)

(7)

где: Ь - длина боковой балки. В боковом узле моменты для обоих участков равны,

М,(Ь) = М2(Ь), (а,+а,Ь)-(аи+апЬ) = 0.

(8)

где: Ь - координата бокового узла на боковой балке.

В носовом узле момент равен нулю,

М(0) = 0,.

(9)

Для всех измерительных точек составлены уравнения в соответствии с действующими в них силовыми факторами,

" л4

С С С С

М(с)=ад +а,с + а,— + а,— + а. — + а<—; (Ю) в ' 3 2 3 6 412 5 20

М(ф = а„ + а,й + л 2 —— + а3 —— + л4 —— + й} —— (П)

2 О 12 20

Щ& = а, + ад + аг++,+,о, £- ; (12)

2 о 12 20

е5 в' е' в'

М(е) = а„ + + а2 — + а} — + а4 — + а5 —; (13)

2 О 12 20

Мф = а + + ; (14)

где с, (¡, е,/, g• координаты измерительных сечений на боковой балке.

Уравнения объединяются в систему которая решается относительно неизвестных коэффициентов полинома, описывающего эпюру изгибающего момента.

Полученные таким образом функции распределения изгибающего момента предложено использовать для расчета распределения нормальных напряжений по боковой балке.

Характеристики распределенной нагрузки на боковой балке, также определены из полученных полиномов посредством использования дифференциальной зависимости между изгибающим моментом и распределенной нагрузкой:

й2М(1)

<15)

По результатам летных экспериментов определены картины нагружения элементов конструкций крыльев .дельталетов "МДП-2", "Арей-1б" и "Р-20", выявлены сечения с опасными нагрузками(рис. 2 - 4).

Рис. 2. Эпюра распределения изгибающих моментов по боковой балке крыла дельталета "Арей-16" соответствующая максимальной расчетной перегрузке П)г=6§.

Рис. 3. Эпюра распределения нормальных напряжений в боковой балке крыла дельталета "Арей-1б" соответствующая максимальной расчетной перегрузке ny=6g.

q(H/M)

800

750

700

650 600

0 1 2 3 4 5 Lm

Рис. 4. Эпюра распределенной нагрузки на боковой балке крыла дельтале-та "Арей-16" соответствующая максимальной расчетной перегрузке ny=6g. .

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Показано, что существующие методы летных испытаний, принятые для исследования современных ЛА не приемлемы по стоимости, массе аппаратуры и ее энергопотреблению для испытаний СЛА. В связи с этим показана необходимость разработки как методов летных испытаний СЛА, так и лаборатории летных испытаний.

2. Выполнен анализ методик определения аэродинамических характеристик ЛА и прочностных характеристик основных силовых элементов конструкции ЛА и разработаны методики летных исследований СЛА, сформулированы требования к аппаратному обеспечению лаборатории летных испытаний СЛА.

3. Разработана, создана и использована в летных исследованиях аэродинамических и прочностных характеристик СЛА лаборатория летных испытаний.

4. Разработаны методики тарировки САРПП СЛА и методики обработки летных записей аэродинамических и прочностных характеристик СЛА.

5. Обоснована методика определения напряженно-деформированного состояния элементов конструкции крыльев СЛА по результатам летных исследований.

~ —i

\

\ \ si. ; \ч

6. Разработана и апробирована методика экспериментального определения аэродинамических характеристик CJIA при выполнении равномерного, горизонтального, установившегося полета.

7. Разработаны методика и средства измерения тяги винтомоторной установки в полете.

8. Получены аэродинамические и прочностные характеристики ряда CJIA, даны рекомендации по конструированию силовых элементов крыльев CJ1A.

9. По результатам экспериментов выявлена линейность зависимости изгибающего момента, действующего на боковую балку крыла дельталета, от величины вертикальной перегрузки.

10 Разработана модель нагружения боковой балки крыла дельталета.

11 Получены параметры напряженно-деформированного состояния элементов конструкции крыльев ряда дельталетов.

12. Во исполнение постановления Правительства Российской Федерации от 13 августа 1996 г. N 996 "Об утверждении Временного положения об авиации общего назначения Российской Федерации" и необходимости сертификации CJIA возникает необходимость осуществления проверки соответствия CJIA нормам летной годности. Осуществление отдельных видов таких проверок возможно только на созданной для CJIA лаборатории летных испытаний. Полученный нами опыт будет полезен в создании таких лабораторий.

Основные результаты и положения диссертации опубликованы в следующих работах:

1. Демин И.В. Сушков A.A. Мотодельтаплан с балансир-но-аэродинамическим управлением Тезисы докладов краевой конференции "Студент и научно-технический прогресс.", Красноярск. Красноярский краевой совет НТО. 1984г.

2. Демин И.В., Коваленко Г.Д., Мещеряков Г.В., Никушкин Н.В. Отчет. Мотодельтаплан для сельскохозяйственных работ по договору сотрудничества с Краевым объединением Сельхозхимии. г.Красноярск 1985г.

3. Выбор оптимальных параметров, исследование и расчет основных характеристик мотодельтапланов.//НТО, Отчет по НИР; г.р.018.80063981, инв.028.90047716, Красноярск. ФКПИ. 1988.

4. Демин И.В., Коваленко Г.Д, Фаворский B.C. Натурные исследования сверхлегкого аппарата.//Тезисы второй научно-технической конференции "Устройства и системы автоматики автономных объектов. Красноярск. 1990.

5. Демин И.В. Летные испытания крыла дельталета "Арей-16". // Отчет об испытании крыла "Арей-16". Красноярск. 1992.

6. Демин И.В., Коваленко Г.Д., Орехов Д.Л. Визуализация обтекания гибкого крыла дельталета .//Тезисы докладов Ш-его Российско китайского семинара по аэрокосмической технике. Красноярск. 1994.

7. Демин И.В., Коваленко Г.Д., Фаворский B.C. Натурные исследования аэродинамических характеристик дельгалета.//Тезисы докладов Ш-его Российско китайского семинара по аэрскосмической технике. Красноярск. 1994.

8. Демин И.В., Орехов Д.Л. Исследование обтекания крыла дельтале-га.//Тезисы всероссийской научно-технической конференции "Техническое обеспечение создания и развития воздушно транспортных средств. (Экранопланов и сверхлег ких летательных аппаратов.)". Казань. 1994.

9. Демин И.В. Исследование нагружения силовых элементов крыльев дель-талетов./Лезисы всероссийской наунш-технической конференции "Техническое обеспечение создания и развития воздушно транспортных средств. (Экранопланов и сверхлегких летательных аппаратов.)". Казань. 1994.

10. Демин И.В. Вопросы летных испытаний СЛА. // Тезксы краевой студенческой научно-технической конференции " Студент, наука и цивилизация". Красноярск. 1995г.

Подписано к печати

Объем 1,25 усл.печ.л. Тираж 100 экз.

Заказ №

Отпечатано в типографии КГТУ 660074 г.Красноярск, ул Киренского 26