автореферат диссертации по транспорту, 05.22.14, диссертация на тему:Разработка теории полета, требований и методов оценки летной годности дельталетов

На правах рукописи УДК 629.7.02.014:015:016:017:018

НИКИТИН Игорь Валентинович

РАЗРАБОТКА ТЕОРИИ ПОЛЕТА, ТРЕБОВАНИЙ И МЕТОДОВ ОЦЕНКИ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ ДЕЛЬТАЛЕТОВ

Специальность 05.22.14 - Эксплуатация воздушного транспорта

АВТОРЕФЕРАТ диссертации па соискание ученой степени доктора технических наук

003453098

Москва 2008

003453098

Работа выполнена в Московском государственном техническом университете гражданской авиации.

Научный консультант - доктор технических наук, профессор

ОФИЦИАЛЬНЫЕ ОППОНЕНТЫ: доктор технических наук Зайцев Алексей Николаевич; доктор технических наук, профессор Крицкий Борис Сергеевич; доктор физико-математических наук, профессор Чепига Владимир Евгеньевич.

ВЕДУЩАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ: Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации.

Защита состоится 18 декабря 2008 г. в 15 часов на заседании диссертационного совета Д 223.011.01 в Московском государственном техническом университете гражданской авиации по адресу: Кронштадтский бульвар, 20, Москва, А-493, ГСП-3, 125993

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке университета.

Заверенный отзыв в двух экземплярах высылать по вышеуказанному адресу на имя ученого секретаря диссертационного совета.

Ученый секретарь диссертационного совета доктор технических наук,

Ципешсо Владимир Григорьевич

Автореферат разослан

профессор

Камзолов С.К.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Современное развитие авиации общего назначения (АОН) в России характеризуется усилением государственного регулирования. Одно из направлений этого регулирования - допуск воздушных судов (ВС) к эксплуатации. Особое место в АОН занимают сверхлегкие летательные аппараты (CJIA). Сверхлегкая авиация как самостоятельное направление развития авиационной техники (AT) начала формироваться в середине 70-х годов после появления дельтаплана. За короткое время СЛА, благодаря своей простой конструкции, невысокой стоимости и неприхотливости в эксплуатации, завоевали огромную популярность во всем мире. Одно из достоинств СЛА - доступность и простота обучения. Полная программа обучения включает в себя 15-25 летных часов и около 50-70 часов теории. Большой интерес представляют моторные СЛА, которые используются не только для развлечений, обучения и спорта, но и в различных отраслях экономики.

Основными критериями, в соответствии с которыми ВС может быть отнесено к категории СЛА или сверхлегких воздушных судов (СВС), являются масса конструкции, взлетная масса, нагрузка на крыло и минимальная скорость полета.

По классификации, принятой международной авиационной федерацией (FAI), к СЛА относятся ВС с взлетной массой не свыше 300 кг - одноместные и двухместные в сухопутном варианте не выше 450 кг, в гидроварианте не свыше 495 кг и минимальной скоростью полета, не превышающей 65 км/час. В Воздушном кодексе России определено, что к СВС относятся ВС, взлетная масса которых не превышает 495 кг, исключая средства спасания. Основанием для выделения СВС в отдельную категорию служит то, что эти ВС, благодаря своей небольшой массе и малой скорости полета, представляют собой незначительную опасность для третьих лиц и окружающей среды. Причем для некоторых классов СВС эта опасность сравнима с опасностью бегущего человека. В связи с этим международная авиационная организация ICAO не считает стандарты для СЛА обязательными, а многими странами приняты упрощенные требования к летной годности (ТЛГ) и процедуры их допуска к эксплуатации.

Особое место среди СВС занимают дельталеты. Дельталет - один из наиболее массовых классов моторных СВС, достоинствами которого являются простота конструкции и невысокая стоимость, хорошая эксплуатационная технологичность и ремонтопригодность, возможность выполнения авиационных работ (АР). Количество СВС этого класса в России составляет сегодня 1500-2000 экземпляров. Все эти СВС не имеют сертификата типа, выданного государственным уполномоченным органом. По своей конструкции дельталет принципиально отличается от других летательных аппаратов (ЛА), однако, принятые в 2003 году федеральные авиационные правила (ФАП) «Положение о порядке допуска к эксплуатации единичных экземпляров воздушных судов авиации общего назначения» и «Требования к летной

1

годности единичных экземпляров гражданских воздушных судов авиации общего назначения», не учитывают особенностей дельталетов. Сложившаяся ситуация препятствует нормальному процессу допуска этих СВС к эксплуатации.

Таким образом, научное обоснование ТЛГ и методов оценки соответствия (МОС) дельталетов установленным требованиям является сегодня весьма актуальной проблемой.

Состояние проблемы. Проблема разработки ТЛГ и МОС дельталетов может быть решена на основе комплексного анализа: особенностей конструкции, аэродинамики и эксплуатации; особенностей их применения для решения различных задач, в том числе выполнения АР; безопасности полетов (БП); анализа ТЛГ и процедур допуска СВС к эксплуатации, принятых в различных странах; научного обоснования методов оценки соответствия элементов конструкции; проработки вопросов теории полета, являющейся основой для математического моделирования, с учетом особенностей их конструкции, аэродинамики и управления; разработки методов математического моделирования и экспериментальной оценки летных характеристик устойчивости и управляемости.

Изучением этих вопросов занимались различные коллективы. Прежде всего, это отделение СЛА ОКБ им. O.K. Антонова (Клименко А.П., Белоус О.Г., Дашивец А.Н., Азарьев И.А., Горшенин Д.С., Силков В.И. и др.). Работы этого коллектива были в основном ориентированы на проектирование, изучение особенностей аэродинамики, динамики и опасных режимов полета дельтапланов и дельталетов.

Учеными ВВИА им. Н.Е.Жуковского (Апаринов В.А., Ништ М.И., Бухтояров И.И., Караск A.A., Ситдиков С.М.) был выполнен ряд работ, связанных с исследованием особенностей аэродинамики и моделирования динамики полета дельтаплана и мотодельтаплана.

В 80-х годах прошлого века в ЦАГИ был выполнен ряд продувок полномасштабных моделей крыльев дельталетов и дельтапланов в аэродинамическй трубе.

Учеными СибНИА им. С.А. Чаплыгина (Кашафутдинов С.Т., Темляков Ю.Н., Усольцев Е.Г. и др.) были проведены исследования особенностей конструкции, аэродинамических характеристик, устойчивости, управляемости и маневренности спортивных СЛА, разработаны руководство для конструкторов ЛА самостоятельной постройки и методы оценки прочности.

В 70-х годах прошлого столетия в ЛИАП проводились исследования характера обтекания и были разработаны методики расчета аэродинамических характеристик гибких крыльев (Кудрявцев Г.С.). В 90-х годах проводились исследования эффективности применения дельталетов в сельском хозяйстве (Федченко В.Г.).

В ОАО НПК «ПАНХ» проводились работы по исследованию возможностей, условий, экономических аспектов и особенностей использования дельталетов для авиационных химических работ (АХР) (Козловский В.Б, Худоленко О.В., Деревянко B.C. и др.).

2

Специалистами фирмы «МВЕН» (Ермоленко В.Г., Невельский МЛ.) и МАИ (Севбо И.Р.) проводились исследования быстродействующих парашютных систем (БПС).

Особое место при оценке характеристик ВС занимает математическое моделирование. Наибольшие успехи в разработке математических моделей (ММ) полета ВС были достигнуты в 80-х годах: в Риге (РЭЦ ГосНИИГА и РКИИГА - Тотиашвили Л.Г., Бурдун И.Е., Санников В.А., Гребенкин A.B.); в Москве (ГосНИИГА - Кофман В.Д., Егоров Г.С., Моисеев Е.М., Страдомский О.Ю.) и (МИИГА, ныне МГТУ ГА - Ципенко В.Г., Кубланов М.С.).

За рубежом рядом ученых (Nielsen J., Ormiston В., Oprecht U., Schonher M., Valle G.) выполнялись работы, связанные с исследованием особенностей аэродинамики гибкого крыла, устойчивости, управляемости и опасных режимов полета дельтаплана. Все эти работы были посвящены исследованиям очень важных, но частных вопросов.

Однако, проблема разработки TJIT и МОС дельталетов до настоящего времени в комплексной постановке не ставилась и не рассматривалась.

Диссертация посвящена именно этой проблеме и базируется на работах автора, осуществленных с начала 80-х годов по настоящее время в МИИГА (с 1993 г.-МГТУ ГА).

Цель работы и задачи исследования. Целью работы является научное обоснование и разработка теории полета, ТЛГ и методов оценки летной годности дельталетов. В процессе достижения этой цели решены задачи:

- научного анализа динамики развития, особенностей конструкции, летно-технических характеристик (JITX) и эксплуатации, результатов использования в отраслях экономики, вопросов БП дельталетов;

- научно-методического обоснования ТЛГ дельталетов;

- разработки метода аналогов для оценки годности элементов конструкции дельталета;

- разработки теории и методов математического моделирования полета дельталета;

- разработки средств и методов экспериментального определения параметров полета, оценки летных характеристик, устойчивости и управляемости дельталета.

Методы исследования. В работе использованы методы летного эксперимента, вычислительной математики, теории вероятностей и математической статистики, теоретической механики и динамики полета, а также методы математического моделирования полета.

Достоверность результатов исследований. Достоверность результатов летного эксперимента и теоретических исследований работы обоснована строгим применением теории математической статистики. Достоверность результатов подтверждается:

1) непосредственным сравнением результатов расчета с данными летных испытаний (ЛИ);

2) оценкой адекватности (точности и непротиворечивости) результатов математического моделирования данным ЛИ с помощью статистических критериев;

3) успешным многолетним использованием предложенных требований и методов при оценке летной годности (ЛГ) дельталетов.

Научная новизна. Научная новизна результатов диссертационной работы состоит в том, что в ней впервые поставлены и решены следующие задачи:

1) научный анализ особенностей конструкции, характеристик и особенностей эксплуатации дельталетов, их роли и места в гражданской авиации (ГА);

2) научное обоснование и уточнение ТЛГ дельталетов;

3) выбор оптимальных методов для решения задач оценки ЛГ дельталетов;

4) разработка и обоснование метода аналогов для оценки годности элементов конструкции дельталетов;

5) разработка теории полета дельталета, уравнений его движения с учетом особенностей конструкции и характеристик;

6) разработка методов и средств экспериментального определения и оценки летных характеристик устойчивости и управляемости дельталетов.

Теоретическая значимость результатов исследований. Особенности теории полета, полученные уравнения движения, ММ полета и результаты отдельных разработок могут быть использованы:

- для изучения динамики полета дельталета и влияния на нее конструктивных и эксплуатационных факторов;

- для изучения динамической устойчивости и опасных режимов полета;

- для разработки компьютерных систем имитации полета и программ

тренажеров дельталета.

Практическая ценность. Разработаны ТЛГ, комплекс методов и средств, которые позволяют проводить работы по оценке ЛГ дельталетов с минимальными затратами и высокой достоверностью результатов. С использованием предложенных ТЛГ и МОС решен ряд прикладных задач оценки ЛГ и допуска дельталетов к эксплуатации в ГА. Предложенные ТЛГ дельталетов использовались при разработке технических требований, принятых в РОСТО (ДОСААФ) и ОФ СЛА России, а также в ТЛГ единичных экземпляров ВС АОН.

Результаты работы использованы и внедрены:

- в РОСТО (ДОСААФ), ОФ СЛА России, в ГосНИИГА, в центре по сертификации ЕЭВС АОН ООО «ЛТЦ «ЭЛИЦ СЛА»;

- в учебном процессе при подготовке пилотов СЛА в клубах и учебных центрах СЛА;

- дельталеты «Поиск-06» и их модификации используются в ФСБ и МЧС России, в различных организациях сельского хозяйства для аэрофотосъемки и других целей;

- отдельные результаты используются в учебном процессе авиационном учебном центре «ЛТЦ «ЭЛИЦ СЛА» и клубах СЛА при подготовке пилотов СЛА.

Апробация работы. Основные положения работы, научные и практические результаты исследований докладывались и получили положительную оценку на: Московских аэрокосмических салонах (1997 г., 1999 г., 2001 г., 2003 г., 2005 г., 2007 г.), научных чтениях, посвященных творческому наследию Н.Е. Жуковского (Москва, 1997 г.), а также обсуждались на всесоюзных, всероссийских, отраслевых и вузовских научно-технических конференциях и семинарах (КНИГА 1991 г., МИИГА - МГТУ ГА, 1990-2008 г.г.). В 1997 г. работы автора были удостоены гранта МГТУ ГА.

Публикации. Отдельные результаты диссертации опубликованы в 59 печатных работах ив 18 отчетах о НИР, в которых автор являлся ответственным исполнителем или научным руководителем.

На защиту выносятся:

1. Требования к летной годности дельталетов.

2. Особенности теории полета дельталетов.

3. Математическая модель динамики полета дельталета.

4. Использование метода аналогов для оценки годности элементов конструкции дельталета.

5. Экспериментальные методы, критерии и средства оценки летных характеристик, устойчивости и управляемости дельталетов.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из перечня условных обозначений, введения, пяти глав, заключения, списка литературы из 246 наименований и 6 приложений. Общий объем диссертации 385 страниц, содержащих 177 рисунков и 63 таблиц. Основная часть работы изложена на 324 страницах текста.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность темы диссертации, определяется цель исследований. На основании анализа современного состояния развития дельталетов и опыта их эксплуатации формулируются задачи исследований. Излагается краткое содержание диссертации и полученных результатов, приводятся положения, которые выносятся на защиту, сведения об апробации работы и публикациях.

В первой главе даны определения классов СЛА с учетом особенностей их конструкции, представлены результаты анализа развития и современного состояния СЛА, показаны роль и место дельталетов в ГА России. Результаты сравнительного анализа потенциальной опасности различных классов ВС для третьих лиц и окружающей среды, представленные на рис. 1, показывают, что небольшие значения взлетной массы и минимальной скорости полета СЛА ограничивают их кинетическую энергию и делают их более безопасными по

сравнению с легкими ВС по отношению к третьим лицам и окружающей среде. При этом за единицу потенциальной опасности принята кинетическая энергия бегущего человека. Из представленных данных видно, что потенциальная опасность некоторых классов СЛА для окружающей среды и третьих лиц сравнима с потенциальной опасностью бегущего человека, в то же время потенциальная опасность легких ЛА уже на порядок выше. Этим, прежде всего, и обосновываются упрощенные подходы к сертификации, допуску к полетам и весьма либеральные правила полетов СЛА, принятые за рубежом.

5 I 8 о Мыт 0 с

Рис. 1. Сравнительная оценка потенциальной опасности различных классов ВС для третьих лиц и окружающей среды

На основе анализа конструктивно-силовых схем и компоновок СЛА показано, что в настоящее время в результате эволюции моторных СЛА с балансирным управлением используются в основном две наиболее рациональные компоновки: мотодельтаплан с подвесной силовой установкой типа "Мотобалка" и дельталет с функциональным модулем (ФМ) на колесном, лыжном или поплавковом шасси, к которому шарнирно прикреплено крыло. Основными характеристиками дельталетов, от которых зависят их потребительские свойства, являются скорость, грузоподъемность, дальность и продолжительность полета. На основе анализа статистических данных различных типов дельталетов, поступавших в эксплуатацию с начала 80-х

годов прошлого века, проведен анализ динамики изменения их основных характеристик.

Первый опыт использования дельталетов для АР в нашей стране относится к 1982 году и принадлежит СКБ МГТУГА. На основе анализа опыта эксплуатации дельталетов, разработанных в СКБ МГТУ ГА, определены варианты их применения и сфера возможного использования в отраслях экономики (рис. 2).

Рис. 2. Варианты применения и сфера использования дельталетов в отраслях

экономики

Анализ опыта выполнения АХР показывает, что дельталеты при производительности, соизмеримой с производительностью самолетов типа Ан-2 и их аналогов, по экономическим показателям превосходят все известные комплексы опрыскивания и являются наиболее быстро окупаемыми, что очень важно в современных условиях. С экономической точки зрения внедрение дельталетов в систему средств механизации защиты растений и сельскохозяйственного производства является чрезвычайно важной задачей государственного масштаба.

Обеспечение БП на CJIA вызывает определенную озабоченность у специалистов. Существует мнение, что уровень БП на CJIA с балансирным управлением ниже, чем на легких JIA. С целью сравнительной оценки проведен анализ показателей БП различных классов ВС, который показал, что относительное количество авиационных происшествий (АП) с тяжелыми для пилотов дельталетов последствиями ниже, чем на легких JIA любительской постройки и дельтапланах. Это объясняется тем, что дельталеты обладают скоростью полета сравнимой со скоростью дельтаплана, а их конструкция обеспечивает возможность предотвращения возникновения опасных для пилота перегрузок, а также случаев удара пшюта о землю или об элементы конструкции.

Анализ развития и состояния в области государственного регулирования АОН в России позволяет сделать вывод, что система регулирования деятельности АОН и, в частности, сверхлегкой авиации с делегированием функций по оценке ЛГ и допуску сверхлегких ВС к полетам Всероссийским общественным объединениям была апробирована в течении 15 лет и доказала свою дееспособность.

Вторая глава посвящена анализу структуры и содержания ТЛГ и процедур допуска СЛА к эксплуатации в различных странах. Рассматривается эволюция технических требований и процедур оценки ЛГ дельталетов, принятых в нашей стране. Сегодня в России действуют три различных варианта ТЛГ' дельталетов, принятых в различное время РОСТО (ДОСААФ), Международным авиационным комитетом (МАК) и Минтрансом. Требования, принятые МАК и Минтрансом, разработаны на основе Британских требований к ЛГ гражданских самолетов (BCAR section S) и общеевропейских норм летной годности (НЛГ) для очень легких самолетов (JAR VLA). И хотя в них включены специальные требования для различных классов СЛА, в том числе и для дельталетов, эти требования не могут в полной мере применяться для единичных экземпляров дельталетов, так как для полного определения соответствия указанным требованиям необходим объем испытаний такой же, как при сертификации типа. Технические требования - ВТТ МДП-87, принятые РОСТО (ДОСААФ), в наибольшей степени учитывают особенности дельталетов и подходят как при сертификации типа, так и экземпляра, однако, они разрабатывались в середине 80-х годов прошлого века, на данный момент устарели и не учитывают изменившихся характеристик дельталетов. Процедуры сертификации типа СЛА, в том числе дельталетов, регламентируются авиационными правилами, Часть 21 (АП-21), а процедуры допуска к эксплуатации единичных экземпляров ВС АОН - Федеральными авиационными правилами - "Положение о порядке допуска к эксплуатации единичных экземпляров воздушных судов авиации общего назначения". Рассматриваемые правила не учитывают особенностей производства СЛА, которые изготавливаются сегодня в количестве от одного до нескольких десятков экземпляров не авиационными заводами с военной приемкой, а небольшими организациями, в том числе общественными клубами.

Особое внимание уделено анализу ТЛГ и процедур допуска дельталетов к эксплуатации в ведущих европейских странах: Великобритании, ФРГ, Франции и Италии.

В Великобритании CJIA разделены на три различных группы: выпущенные фирмами-изготовителями, самодельные и способные взлетать с ног пилота. Для этих групп приняты различные процедуры допуска к полетам. Как изготовленные фирмами, так и самодельные CJ1A должны пройти проверку на соответствие правилам «BCAR section S» (British Civil Aviation Régulation) Британской администрации гражданской авиации (Civil Aviation Administration - CAA). Требования, изложенные в «BCAR section S», касаются всех классов CJIA. Кроме этого, комбинация «мотор + выхлопная система + система охлаждения + воздушный винт» должна также пройти испытания по уровню шума. В противоположность большинству других стран, в Великобритании испытания и допуск типа CJIA, как и больших самолетов, проводятся непосредственно авиационной администрацией. По этой причине серийные CJIA в Великобритании стоят дороже, чем в других странах. Наряду с испытаниями на соответствие типа установленным требованиям изготовители СЛА также должны соответствовать стандарту «А1» прежде чем этот тип будет изготовляться серийно. Это тот же самый стандарт, который должен выполняться британским изготовителем гражданских ВС, если он, например, хочет сертифицировать компоненты аэробуса. СЛА, собираемые из набора, также должны проходить испытания, на соответствие требованиям «BCAR section S». Эти испытания проводят общественные организации: Ассоциация общедоступных полетов - Popular Flying Association (PFA) или Британская ассоциация CJIA - British Microlight Aircraft Association (BMAA). Ha CJIA, изготовленные из набора, выдается только сертификат соответствия установленным требованиям, а самому изготовителю такой сертификат не требуется.

Вне этой общей системы эксплуатируются CJIA, взлет и посадка которых осуществляется с ног. С июня 1995 г. одноместные и двухместные мотопарапланы или мотодельтапланы, стартующие с ног, с максимальной заправкой топлива до 10 л., исключены из большинства положений воздушного права Великобритании. Для того чтобы выполнять на них полеты не требуется пилотское свидетельство, проверка здоровья, регистрация и ведение полетных документов. Этим классам CJIA не разрешается летать в контролируемом воздушном пространстве, а также в ограниченных или закрытых зонах подхода к аэродрому. Но в неконтролируемом воздушном пространстве они могут летать также как и другие JIA.

В наибольшей степени обоснованными и проработанными можно считать сегодня требования к летной годности СЛА и процедуры их допуска к эксплуатации, принятые в Германии. Федеральный министр транспорта Германии имеет право собственным распоряжением без согласия Совета Федерации наделять полномочиями юридических или физических лиц выполнять следующие задачи, связанные с использованием воздушного пространства JIA:

— допуск образца (типа) и экземпляра СЛА к эксплуатации;

— выдача разрешения (свидетельств) авиационному персоналу СЛА;

— выдача разрешений на обучение;

— выдача разрешения на старт и посадку вне утвержденных аэродромов для безмоторных спортивных ЛА;

— надзор за эксплуатацией СЛА на аэродромах и площадках, которые служат исключительно для эксплуатации спортивных ЛА;

— сбор оплаты расходов в соответствии с правилами оплаты расходов за управление авиационным транспортом.

СЛА в Германии относятся к категории спортивных ЛА. Для допуска их к полетам не требуется, чтобы сертификат летной годности был выдан государственным уполномоченным органом. Допуск к эксплуатации типа и экземпляра спортивного ЛА, подготовка пилотов и выдача свидетельств пилотов спортивных ЛА осуществляется уполномоченными Федеральным министром транспорта организациями. В области СЛА такими организациями являются Германский союз сверхлегкой авиации ВЦЬУ и Германский национальный аэроклуб БАеС. Для различных классов СЛА разработаны свои ТЛГ. Документ, дающий право в Германии на выполнение полетов на СЛА, называется удостоверением эксплуатационной годности (УЭГ). Действуют три вида УЭГ: временное, ограниченное, общее. Временное УЭГ является по сути разрешением на испытание прототипа или экземпляра. Допуск единичного экземпляра СЛА к эксплуатации осуществляется на основе ограниченного УЭГ. Общее УЭГ является подтверждением соответствия типа СЛА установленным требованиям.

Во Франции СЛА не подлежат сертификации, но должны быть зарегистрированы. Порядок регистрации определен документом № 7401 от 31.12.94 г., изданным Главным управлением авиации - БРАЗТ. Французские требования распространяются на все классы СЛА и отличаются от Британских и Германских требований своей лаконичностью. СЛА, производящиеся серийно, и экземпляры СЛА, строящиеся индивидуальными изготовителями, должны соответствовать указанным требованиям. Особенностью французских правил является то, что допуск СЛА к полетам носит заявительный характер. Это означает, что изготовитель декларирует, что его СЛА соответствует установленным требованиям, и подает заявление в учреждение ГА, которое на основании этого заявления выдает документ о регистрации и допуске к полетам. Разница между допуском типа и экземпляра к полетам заключается в том, что в первом случае заявление подается непосредственно в центральный орган, а во втором в региональный орган БРАЗТ. Изготовители должны сами проводить статические испытания или расчеты на прочность, испытывать СЛА в полете и документировать результаты испытаний. Эти испытания должны показать, насколько СЛА соответствует установленным требованиям. Во Франции разрешается осуществлять АР с использованием СЛА.

В Италии использование СЛА регулируется принятыми правительством 25 марта 1985 г. правилами § 106. Итальянские правила использования СЛА

очень простые. В них отсутствуют точно определенные технические требования к CJIA, как, например, в Германии, Великобритании и Франции. Для допуска CJIA к полетам не требуется проводить расчетов и испытаний. Это поле деятельности полностью оставлено для применения творческой фантазии конструкторов. Тем не менее, большинство изготовителей производят уже оправдавшие себя конструкции, и количество катастроф по причине конструктивно-производственных недостатков CJIA в Италии не выше, чем в других европейских странах.

Особенности подхода Федеральной авиационной администрации (FAA) США к решению проблемы допуска CJIA к эксплуатации можно наглядно проиллюстрировать на примере части 103 Федеральных авиационных правил (FAR 103), введенных в силу еще в 1982 г. Эти правила с изменениями и дополнениями действуют и в настоящее время. Правила включают определение CJIA и требования к пилотам, эксплуатирующим CJIA. Для одноместных CJIA с массой конструкции не превышающей 115,2 кг, минимальной скоростью полета не более 44,8 км/ч и некоторыми другими ограничениями, а также в соответствии с поправкой FAA № 3784М от 27 июля 2004 г. для двухместных CJIA с массой пустого менее 496 фунтов - 225 кг, что соответствует взлетной массе около 450 кг, используемых для обучения, не требуется сертификата летной годности и регистрации, а пилоту не требуется прохождение медицинской комиссии.

Допуск к полетам CJIA, выходящих за ограничения установленные FAR 103, осуществляется FAA в соответствии с правилами, установленными для JIA любительской постройки. Все эти ЛА относятся к классу экспериментальных и допускаются к полетам по упрощенным процедурам, которые приняты в экспериментальной авиации с выдачей специального экспериментального сертификата. По своей сути этот сертификат не подтверждает соответствие J1A конкретным требованиям, а подтверждает только то, что рассматриваемый JIA пригоден к полетам и является обычным разрешением на выполнение полетов. Отличие специального сертификата от обычного хорошо иллюстрируется требованием того, что на JLA любительской постройки должно иметься следующее предупреждение для пассажиров: «Этот ЛА любительской постройки не соответствует Федеральным правилам безопасности для стандартного JIA».

Общие требования, применяемые к ЛА любительской постройки, изложены в консультативном циркуляре FAA от 26.09.2003 г. № АС 90-89 «Сертификация и эксплуатация самолетов домашней постройки» и рекомендательном циркуляре FAA от 24.05.1995 г. № AC 20-27F «Любительские и сверхлегкие самолеты. Руководство по летным испытаниям».

Исходя из результатов анализа TJIT и процедур оценки ЛГ различных классов ВС, сформулированы следующие основные принципы разработки таких требований для дельталетов:

•—требования к дельталетам должны устанавливаться с учетом незначительной потенциальной опасности этих CJIA для третьих лиц и окружающей среды;

— требования должны устанавливаться на основе глубокого анализа опыта разработки и применения этих требований в различных странах;

— требования должны быть минимально необходимыми для обеспечения безопасной эксплуатации;

— требования должны максимально учитывать особенности конструкции и летных характеристик дельталетов;

— требования не должны содержать в себе пунктов, которые по каким-либо причинам невыполнимы или выполнение которых приводит к понижению безопасности полетов;

— требования должны разрабатываться с учетом возможности использования для проведения оценки соответствия наиболее простых и доступных методов;

— структура требований должна соответствовать последовательности проведения работ по оценке соответствия.

Исходя из указанных принципов, в качестве прототипа для разработки требований к дельталетам, были выбраны ТЛГ моторных CJIA с балансирным управлением, действующие в Германии.

На основе анализа содержания рассмотренных выше ТЛГ СЛА, принятых в различных странах, проведено научно-методическое обоснование и предложено содержание требований к элементам конструкции и агрегатам, прочности, летным характеристикам, устойчивости и управляемости, а также эксплуатационной документации дельталетов.

В третьей главе для решения задачи оценки годности элементов конструкции, комплектующих изделий и агрегатов дельталетов разработаны теоретические основы использования метода аналогов. Предлагаемый метод основан на сравнении элемента конструкции сертифицируемого дельталета с уже известным элементом, годность которого подтверждена опытом эксплуатации, испытаниями, расчетами и сертификатом летной годности. Задача решается на основе анализа особенностей, обобщения типовых элементов конструкции, материалов, комплектующих изделий и агрегатов дельталетов, ЛГ которых подтверждена многолетним опытом эксплуатации, а также выбора и формирования перечня аналогов-эталонов, которые могут быть использованы для оценки ЛГ путем сравнения характеристик элементов сертифицируемого дельталета с их аналогами в конструкции другого дельталета, уже допущенного к эксплуатации. На рис. 3 представлена блок-схема оценки годности элементов конструкции дельталета методом аналогов. На первом этапе необходимо выбрать аналог или аналоги, с уже подтвержденной ЛГ, наиболее близкие по свом характеристикам и параметрам конструкции к оцениваемому дельталету.

Рис. 3. Блок-схема оценки годности элементов конструкции дельталета методом аналогов

При этом рассматриваются следующие основные параметры: взлетная масса, площадь крыла, стреловидность крыла, размах крыла, конструктивно-силовая схема крыла и ФМ, материалы каркаса и обшивки крыла, основные

13

параметры шасси, компоновка рабочих мест экипажа, силовой установки и оборудования, база и колея шасси, тип и характеристики двигателя, состав оборудования.

На втором этапе проводится сравнение конструкционных материалов, технологий изготовления, основных параметров и условий работы элементов сертифицируемого дельталета с аналогичными элементами дельталета, выбранного в качестве аналога-эталона.

В 95% случаев можно подобрать сегодня для сравнения с оцениваемым элементом аналоги, имеющие абсолютно идентичные размеры, конструкционные материалы и геометрические параметры. Номенклатура материалов, применяемых в конструкции дельталетов, сводится к нескольким группам традиционных материалов, что значительно облегчает оценку годности элементов конструкции СЛА данного класса. В результате проведенного анализа особенностей конструкции и нагружения элементов крыла и ФМ дельталета определены типовые элементы конструкции и разработаны теоретические основы оценки их годности методом аналогов. Показано, что при разных видах нагружения определяющими являются различные геометрические характеристики наиболее нагруженных сечений, и дана классификация элементов конструкции дельталета по видам нагружений. При оценке прочности элементов, работающих на растяжение, сжатие, срез и смятие, в случае, если действующие нагрузки одинаковы, задача сводится к сравнению площади наиболее нагруженных сечений оцениваемого элемента и аналога-эталона. Тогда условие прочности, и, соответственно, условие годности элемента можно записать в виде:

Ъ, < Гц,

где Рп, Ра _ площадь 1- го сечения сравниваемого элемента и аналога.

Если оцениваемый дельталет и аналог имеют различную максимальную взлетную массу, то условие прочности и условие годности элемента можно записать в виде:

Со г! Р(2 <О01/Рп , где Со), Оо2 - максимальные взлетные массы сравниваемого дельталета и аналога.

При наличии изгиба в сочетании с растяжением, сжатием или срезом определяющими геометрическими характеристиками прочности являются площадь и момент сопротивления сечения. Оценка прочности и годности элементов сводится к сравнению этих характеристик в наиболее нагруженных сечениях. Условие прочности и годности элементов: Ри < Рй, < где - моменты сопротивления ¡- го сечения сравниваемого

элемента и аналога.

При различной максимальной взлетной массе условие прочности и условие годности элементов будет выглядеть следующим образом:

О02/Ри< Со1/Р„, С02/\УЙ<О0|/\Уп.

Для элементов конструкции, испытывающих продольный изгиб, условие прочности и годности: 14

12 < 1, , р, < р2, ь <

где 1 1 , 1 2 - длины сравниваемых элементов аналога-эталона и оцениваемого дельталета;

J, 12 — моменты инерции центрального сечения сравниваемого элемента аналога-эталона и оцениваемого дельталета.

Если максимальные взлетные массы сравниваемого дельталета и аналога отличаются, то условие прочности и условие годности элементов будет выглядеть следующим образом:

С02 к < во! 11 , бо 2/ ?2 < во,/ Рь во 2/ к < 601/.

При сочетании нагрузок продольного и бокового изгиба, при одинаковой максимальной взлетной массе, условие прочности для таких элементов можно записать в следующем виде:

Ь < 1ь Р| < Р2, АУ, < , I, < 12.

Если максимальные взлетные массы отличаются, то условия прочности и годности стержневых элементов, нагружаемых одновременно на изгиб и сжатие, будет представлено так:

О0212 <О01 Ь , О02/Р2< во,/Р,, Со^-Г^во,/.!,.

На основе анализа результатов испытаний и опыта эксплуатации в третьей главе проведена оценка годности и сформированы перечни двигателей, воздушных винтов (ВВ) и спасательного оборудования, которые можно рекомендовать для использования на дельталетах и в качестве аналогов-эталонов.

В четвертой главе рассматриваются особенности теории полета и ММ. ММ является одним из методов, используемых для оценки летных характеристик, устойчивости и управляемости ВС. В этой области сделано многое: разработана теория ММ полета ВС, а также целый ряд ММ полета различных ВС. Однако, дельталет имеет ряд существенных особенностей, отличающих его от других ЛА. Главные из этих особенностей следующие:

— балансирный способ управления;

— значительное влияние аэродинамической нагрузки на геометрию крыла;

— малые скорости полета;

— существенное влияние эксплуатационных факторов на аэродинамические характеристики (АХ) крыла;

— влияние сил инерции на геометрию и АХ крыла;

— влияние интерференции ВВ при больших скоростях полета;

— отсутствие общей продольной плоскости симметрии при поперечном управлении.

Указанные особенности оказывают существенное влияние на АХ и динамику полета дельталета. В частности, при угловом движении, при больших угловых скоростях и ускорениях на дельталет начинают действовать дополнительные аэроинерционные моменты, возникающие в результате деформации обшивки крыла под воздействием сил инерции.

С учетом этих особенностей сформированы основы теории полета дельталета, которые могут быть использованы при ММ его движения. Анализ АХ показывает, что максимальное значение коэффициента подъемной силы сутах для дельталета не превышает величины 1.35. Это значение может быть принято при оценке возможной минимальной скорости полета дельталета расчетным методом.

Предложена теория аэроинерционных моментов, возникающих в результате деформации обшивки крыла под воздействием сил инерции при угловых ускорениях. Эта теория позволяет выявить причины ряда катастроф дельталетов, связанных с потерей их динамической устойчивости. Суть предложенной теории можно продемонстрировать на примере возникновения аэроинерционного момента крена. На рис.4 представлена схема действия сил инерции на элементарные участки обшивки крыла при ускоренном угловом движении дельталета в поперечной плоскости.

Ускорение элементарного участка обшивки можно определить по его составляющим: касательному ускорению а^, направленному по касательной к окружности вращения, и нормальному ускорению ап;, направленному к центру, расположенному в точке О.

Модуль полного ускорения участка М| будет равен:

положение обшивки при отсутствии углового ускорения; положение обшивки при угловом ускорении.

Рис. 4. К возникновению аэроинерционного момента крена

ско„

где е = —-&

- угловое ускорение.

Тангенс угла Р между вектором ускорения Щ и радиусом окружности:

X

Силу инерции, действующую на элементарный участок обшивки, можно определить по формуле:

Риш = т1 а1>

где т— масса ьго элементарного участка обшивки.

Просуммировав силы инерции, действующие на элементарные участки обшивки при угловом ускоренном движении дельталета относительно оси Ох, можно получить их распределенную нагрузку на обшивку. Из рисунка видно, что действие сил инерции приведет к перемещению частей обшивки в вертикальной плоскости. Возникает эффект аналогичный эффекту гаширования крыла, использовавшегося в начале прошлого века для поперечного управления самолетом. Перемещения обшивки приведут к возникновению дополнительного аэроинерционного момента крена МХ(Ь . Величина этого

момента зависит от величины углового ускорения С0Х. При увеличении углового ускорения растут силы инерции, действующие на обшивку, соответственно увеличиваются перемещения обшивки и величина момента, который может быть причиной поперечной динамической неустойчивости дельталета.

При исследовании динамики полета (ДП) дельталет в общем случае должен рассматриваться как механическая система, имеющая, по крайней мере, восемь степеней свободы для пространственного движения и не имеющая общей продольной плоскости симметрии. Две дополнительные степени свободы, по сравнению с самолетом - угловое движение ФМ относительно крыла в продольном и поперечном каналах, а плоскость симметрии сохраняется отдельно для крыла и ФМ. В работах некоторых авторов предпринимались попытки формирования теории полета дельталета на основе классических подходов, однако, целостная картина этой теории до сих пор не была сформирована. В четвертой главе поставлена и решена задача формирования основ теории и математического моделирования ДП дельталета с учетом указанных выше особенностей.

Система дифференциальных уравнений пространственного движения дельталета с учетом особенностей указанных выше, при применении метода декомпозиции и рассмотрении отдельно крыла и ФМ при поперечном и продольном движении, а при движении рыскания как одно целое, может быть представлена в координатной форме в следующем виде:

ш ' ш

= - + ——— - ЕсозЭапу, (2)

Щл - -сИ

= юуУкх-шхУку+:

г —■----- + £соз9созу, ш

I

1x1 А 4,1

<Зо>,,

ху2

л

( (1шу

1Г

I

*2 ск

| + (1г1-1у1)а)уй,г=Мх!»

+ (1г2-1уКШн,=Мх2>

/

¿И,

<1со.

"л

с!ш„

(4)

(5)

(6)

(7)

(8)

— = У^х СОБ9СОБ\|/ + Уи,(БШу БШ \(/ - БШ 9 СОБу СОв \|/) + Л 1

+ У^ (соэ увтх^ + этЭ бш усоэу)

с1Н

— = У^тЭ + У^у созЭсозу-У^созЭзту,

— = -У^ созЗБт».!/ + У^у^ту соз\)/ + БтЭсоБу зтху)+ (11 ,

+ У^созусозу + БтЭзтузтц/)

(19

—- = (йу эту + Юг. соэу, ¿у юх-зтЭ(юусо8у-а>2зту]

Л сое 9

¿V)/ соусозу-(огзту

Л собЗ

(9) (10) (И)

(12)

(13)

(14)

где все переменные в связанной системе координат: У^, У^у, Укг - координаты вектора земной скорости; (0Х, <ву, ю2 - координаты вектора угловой скорости вращения крыла дельталета; шхп, сагп - координаты вектора угловой скорости вращения ФМ; Рх, Ру, Рг - координаты вектора суммарной тяги двигателей; X, У, Z - аэродинамические продольная, нормальная и поперечная силы, действующие на крыло и ФМ; Р„1Х, Р1пу, РШ2 - координаты вектора суммарной силы от шасси; g - ускорение силы тяжести; 9, у, - углы тангажа, крена и рыскания; 1Х( 1У, 1г - моменты инерции дельталета; 1ху, 1Х2, 1ХУ - центробежные моменты инерции дельталета относительно его центра масс; 1Х1, 1,1, 17Л, -

моменты инерции крыла дельталета относительно точки подвески; 1ху! -центробежный момент инерции крыла относительно точки подвески; 1*2,1У2,122, - моменты инерции ФМ дельталета относительно точки подвески, 1ху2-центробежный момент инерции ФМ относительно точки подвески; Му - I координата вектора суммарного момента рыскания действующего на дельталет; : М„1, Мг1 - координаты вектора суммарного момента крена действующего на крыло; Мх2, М^ - координаты вектора суммарного момента крена действующего на ФМ; Ь, Н, ъ - дальность, высота и боковое смещение дельталета.

Основы предлагаемой теории можно продемонстрировать на примере теории продольного движения дельталета, которое описывается обобщенными координатами ХЕ, УЕ, углом тангажа крыла - и и углом тангажа ФМ - 6, а сам ЛА рассматривается как механическая система, имеющая четыре степени свободы в общем случае. Схема сил и моментов, действующих на дельталет в продольной плоскости при его декомпозиции отдельно на крыло и ФМ,

Рис. 5. Схема сил и моментов, действующих на крыло и ФМ дельталета при изолированном продольном движении в общем случае

Уравнения продольного движения дельталета, полученные в результате декомпозиции сил и моментов, действующих на крыло и ФМ, приведены ниже.

Можно выделить три основных случая продольного движения дельталета:

— рулевая трапеция (РТ) свободна;

— РТ зафиксирована и положение ФМ относительно крыла не изменяется;

— РТ перемещается пилотом.

Во всех трех случаях уравнения, описывающие поступательное движение, остаются неизменными:

dV

ш— = Pcos(8 + ф8 - 0) - X - mgsin 9 , (15)

dt

mV—= Y + Psin(8 + фэ - 0) - mgcosG, dt

где m = m, + m2 - масса дельталета; mi - масса крыла; m2- масса ФМ; Р - сила тяги;

5 - угол между осью Oyg и осью Оу„; фэ- угол установки СУ; Хк - сила сопротивления крыла; Хп - сила сопротивления ФМ; Y - подъемная сила;

Х=ХК+ХП - сила сопротивления дельталета.

Изменяются только уравнения углового движения.

1) Случай РТ свободна. В этом случае усилие на РТ Рх = 0 и угловое движение дельталета в продольной плоскости будет описываться двумя уравнениями:

- m, (y„ cosa - xc_ sin a)—+m, V(y,. sin a + xC] eos a)— = Мгд;

j í^-m y cos(5 - Q)~ + m2Vy sin(6 - G) — =

dt 2 Cj dt 2 Jc* K ' dt (16)

= P eos Фаур - m2gyC2sin5 - Xnyín cos(5 - 9).

2) Случай РТ зафиксирована. Если РТ не перемещается относительно ФМ, то угловые скорости крыла и ФМ совпадают

В этом случае получим уравнение углового движения в следующем виде

(J„ + Jz¡[т.(Ус,cosа-хс,sinа) + тгУсг cos(5-9)]^ + +[ш[ (у Ci sin а + xc¡ cos а) + т2у sin(8 - 0) J V =

= MZa +Pcos(p,yp-mjgyc¡sin5-Xnyxricos(5-e). (17)

3) Случай РТ перемещается пилотом.

Уравнение углового движения имеет вид

+ ^¡Г")" cosa ~ sinct)+ cos(5 ~

d9 dt

+[т, (у Ci sin а + xCi cos а) + ш 2yCj sin(5 - 9)] V— =

= Мгд + Р соэ фэур - т^^тб - Х„ухл со5(5 - 6). (18)

Поскольку угловая скорость крыла связана с угловой скоростью ФМ законом перемещения РТ, который может быть задан как функция, зависящая от времени, го в этом случае уравнение (4) следует дополнить уравнением:

(19)

(11 Л

РТ дельталета имеет, как правило, упоры, ограничивающие перемещение крыла относительно ФМ. Такими упорами является тело пилота и элементы конструкции. При расчете продольного движения в первом и третьем случаях в момент попадания РТ на упор угловые скорости крыла и ФМ совпадают

Юг = СОд,.

Дня ее определения воспользуемся теоремой об изменении момента количества движения механической системы. С учетом этой теоремы угловую скорость в момент попадания РТ на упор можно определить по формуле:

Сердцевиной любой ММ является математическое описание, представляющее собой полную совокупность данных, функциональных соотношений и методов вычислений, необходимых для получения результата. Исходя из основных принципов математического моделирования ДП ЛА, можно сформулировать современные требования к математическому описанию движения дельталета:

1) описание должно учитывать взаимодействие элементов в системе "дельталет - пилот - среда";

2) дельталет должен представляться как механическая система, движение которой описывается системой нелинейных дифференциальных уравнений без упрощений на малость углов;

3) атмосферные условия должны задаваться так, чтобы имелась возможность учитывать реальные значения температуры, давления и нестационарный в пространстве и времени вектор скорости ветра;

4) должна быть предусмотрена возможность имитации отказа двигателя, а также ошибок пилотирования, влияющих на ДП дельталета;

5) применяемые в различных элементах математического описания вычислительные методы должны быть устойчивыми, сходящимися, однозначными, и эти свойства должны одновременно проявляться именно в тех элементах, где они применяются.

С учетом указанных принципов разработана ММ ДП дельталета и методика статистической оценки адекватности ММ экспериментальным данным.

Особенностью продольного углового движения дельталета является то, что точки крыла приобретают дополнительную линейную скорость, которая

для центра масс крыла может быть получена из соотношения

>

В этом случае можно предположить, что центр масс крыла находится в точке подвески, так как значение х^ мало по сравнению со значением ус. Используя известные теоремы геометрии, можно получить следующие соотношения для определения истинных значений угла атаки и скорости:

Ус

а = агсз1п(—зтас),

V = ^Ус + (юшУс)2 - 2Усюгпус со5(180 - а).

Блок-схема ММ продольного движения дельталета приведена на рис. 6.

Рис. 6. Блок-схема ММ продольного движения дельталета

Проверка ММ ДП дельталета проведена на примере расчета параметров продольного движения.

Сравнение результатов летного эксперимента и математического моделирования проводилось для случаев: отказа силовой установки (рис. 7), "дач" РТ и полета с освобожденным управлением. Сравнение показывает, что экспериментальные и расчетные кривые компонент продольного движения достаточно близки, причем разница между экспериментальными и расчетными значениями ординат а,У,Рх находится в пределах погрешностей измерений этих параметров при летном эксперименте. Точность численного определения а, V и Р< достаточно высока и достоверность математического моделирования для этих параметров очевидна.

------- расчет

Рис. 7. Сравнение результатов расчета параметров продольного движения дельталета с экспериментальными значениями для случая отказа двигателя

На основания проведенной статистической проверки получены результаты, которые позволяют сделать вывод о достаточно высокой адекватности предложенной ММ.

Пятая глава посвящена разработке методов и средств экспериментального определения параметров полета, оценки аэродинамических и летно-технических характеристик, устойчивости и управляемости дельталета.

На рис. 8 приведена принципиальная схема комплекса измерительного оборудования и регистрации параметров полета (КИО) дельталета, разработанного с использованием современных средств определения и регистрации параметров полета. Комплекс позволяет производить в реальном времени полностью или частично измерения и запись параметров полета не только дельталетов, но и ряда других классов моторных СВС, в частности, микросамолетов и паралетов. Для определения высоты полета, воздушной скорости, вертикальной скорости, параметров внешней среды и двигателя в комплексе используется электронный измерительный блок Stratomaster Ultra L. Может также использоваться электронный измерительный блок Stratomaster Ultra HL, в который включен еще и авиагоризонт. На

дельтапете углы крена и тангажа крыла и ФМ в общем случае не совпадают, поэтому для их определения предлагается использовать два авиагоризонта: один для измерения углов тангажа и крена крыла, второй для измерения углов тангажа и крена ФМ. Для измерения параметров траектории в земной системе координат и путевой скорости используется спутниковая навигационная система Garmin GPS 76.

КОМПЛЕКС ИЗМЕРИТЕЛЬНОГО ОБОРУДОВАНИЯ

Stratomaster Ultra L

ДМР

ДУ

Авиагоризонт AV-1

Авиагоризонт AV-1

Воздушная скорость

Вертикальная скорость

Обороты двигателя

Расход топлива

Температура окружающей среды

Атмосферное давление

Температура голсвок цилиндров

О П Р Е Д

Е Л Я Е М

Ы Е ПА

Р А М Е Т

Р Ы

Проекция пути на ось ОХ земной системы координат

Проекция пути на ось ОZ земной системы координат

Путевая скорость

Усилие по оси ОХ

Усилие по оси ОХ

Управляющий момент My

Угол скольжения

Угол тангажа крыла

Угол тангажа i тележки

Угол атаки -

Угол крена крыла

Угол крена тележки

Регистрация параметров

Ноутбук

Рис. 8. Комплекс измерительного оборудования и регистрации параметров

полета дельталета

Для определения управляющих усилий пилота разработана специальная динамометрическая ручка (ДМР), конструкция которой защищена авторским свидетельством. На рис. 9 приведена конструкция измерительных элементов ДМР, разработанная с использованием тензодатчиков.

Рис. 9. Конструкция измерительных элементов ДМР для определения усилий на

РТ дельталета

Разработаны методики тарировки датчиков КИО и оценки погрешностей их измерений. Исходя из результатов выборочной проверки, закон распределения разброса показаний датчиков соответствует нормальному. Получены тарировочные зависимости датчиков в полете. Разработан метод тарировки датчика скорости с использованием GPS. Предложены методы определения характерных скоростей полета: минимальной скорости, максимальной скорости, балансировочной скорости, максимальной вертикальной скорости набора высоты и минимальной вертикальной скорости снижения, а также построения поляр набора высоты и планирования с использованием КИО и GPS. На рис. 10 приведен пример поляр планирования трех модификаций дельталета "Поиск-06", полученных с использованием GPS и КИО.

» I - "Поиск-06-19", G/S=13.5 кг/м2; -*■ * - "Поиск-06-18", G/S=19 кг/м2; —в-в- - "Поиск-06-14", G/S=30 кг/м2.

Рис. 10. Примеры поляр планирования дельталетов, полученных с использованием GPS и КИО

Взлетная и посадочная дистанции дельталета также могут быть определены в процессе ЛИ при помощи КИО и GPS.

При проведении оценки ЛГ дельталетов особое внимание следует уделять вопросам устойчивости и управляемости. В продольном движении дельталет имеет определенную область допустимых режимов полета, в которой обеспечивается его нормальное управляемое движение. За пределами этой области могут возникать и развиваться необратимые явления, связанные с неуправляемым движением. Примером таких явлений является флаттерное пикирование, кувыркание и штопор дельталетов и дельтапланов.

При оценке продольной статической устойчивости по перегрузке надо рассматривать два ее вида: устойчивость с освобожденным управлением и устойчивость с зафиксированной РТ. Обеспечение продольной статической устойчивости по перегрузке с освобожденным управлением является необходимым и достаточным условием для обеспечения продольной статической устойчивости дельталета с зафиксированным управлением. Особенностью продольной статической устойчивости дельталета является возможность появления области неустойчивости по скорости при полете на малых углах атаки и больших скоростях (рис.11). Это явление связано с особенностями обтекания крыла при малых углах атаки и возможностью потери несущей способности частью обшивки крыла по причине ее деформаций.

Рис. 11. Пример зависимости коэффициента продольного момента крыла дельталета от коэффициента подъемной силы и скорости полета

Для оценки продольной статической устойчивости дельталета по скорости и перегрузке с освобожденным и зафиксированным управлением разработаны соответствующие методы и критерии. Основные принципы предложенных методов и критериев можно продемонстрировать на примере оценки продольной статической устойчивости дельталета по скорости с зафиксированной РТ методом «ступенек по скорости» (рис. 12).

Рис. 12. Оценка продольной статической устойчивости дельталета по скорости с зафиксированной РТ методом «ступенек по скорости»

Оценка проводится путем медленного перемещения РТ «на себя» за время примерно за 5 с, ступенчато, каждый раз примерно на 10-15 см, при синхронном увеличении оборотов двигателя для обеспечения возможности продолжения горизонтального полета. После перемещения РТ удерживается в каждом положении не менее 30 с. Положения РТ изменяется во всем диапазоне режимов горизонтального полета от «максимально от себя» до «максимально на себя». При этом фиксируется заданный курс, скорость и ориентировочная величина усилия на РТ.

Неустойчивый по скорости дельталет при увеличении скорости стремится увеличить се еще больше. Чтобы удержать дельталет на заданной скорости, пилот должен будет переместить РТ «от себя».

В табл. 1 приведены критерии, предлагаемые для оценки продольной статической устойчивости дельталета по скорости с зафиксированной РТ.

Таблица 1

Критерии оценки продольной статической устойчивости дельталета по скорости с зафиксированной РТ

Положение РТ Усилие на РТ Критерий оценки Отлично Хорошо Удовлетворительно Не удовлетворительно

У>УбШ - усилия тянущие У<Убм- усилия толкающие

"максимально на себя" Рз |Рз|>|Р2| Постоянный рост усилия хорошо ощущается, градиент роста усилия постоянен или растет Постоянный рост усилия ощущается, но градиент роста с ростом скорости уменьшается Рост усилия непостоянен, градиент роста усилия с ростом скорости становиться близким к нулю или отрицательным Наблюдается уменьшение усилия с ростом скорости, градиент роста усилия становится отрицательным. Появляются толкающие усилия в области малых углов атаки и наоборот

-(20-30)см Р2 |Р2|>|Р1|

-(1015 )см Р. |Р,|>0

0 0

+(10-15)см Р4 Р4>0

+(20-30)см Р5 Р5>Р4

"максимально от себя" Рб Рб>Р5

Продольная балансировка дельталета осуществляется путем отклонения ФМ от его равновесного положения на определенный угол. Уменьшение угла атаки у дельталета сопровождается перемещением центра давления (ЦЦ) вперед по хорде крыла. При увеличении угла атаки ЦЦ смещается назад. В соответствии с перемещением ЦЦ изменяется аэродинамический момент, действующий относительно точки подвески. Под действием силы тяги, собственной массы и силы сопротивления ФМ, подобно маятнику, занимает определенное равновесное положение. Разработанные методы в совокупности с КИО и ДМР позволяют получить балансировочные кривые для продольной балансировки дельталета (рис. 13).

Эксперимент проводился для пяти полетных масс: минимальной, максимальной и трех промежуточных. Предложенный метод позволил получить зависимости величины продольного усилия на РТ от скорости и коэффициента подъемной силы.

р, >50-

Рис. 13. Пример балансировочных кривых дельталета «Поиск-06» при

различной взлетной массе, полученных с использованием КИО и ДМР при летных испытаниях

Особое место при проведении ЛИ дельталета должна занимать оценка продольной динамической устойчивости, в процессе которой оцениваются характеристики переходного процесса при свободных короткопериодическом и длиннопериодическом движениях дельталета. Для оценки продольной динамической устойчивости в диссертации предложены соответствующие методы и критерии.

При высоких угловых скоростях и угловом ускорении на обшивку действуют значительные силы инерции, которые могут привести к изменению формы профиля и аэродинамической крутки крыла. Оценку влияния деформаций крыла на продольную динамическую устойчивость дельталета можно провести следующим методом. В установившемся горизонтальном полете на скорости, близкой к балансировочной, на высоте не менее 300 м РТ перемещается в положение «максимально на себя» за время примерно 3-4 с и фиксируется в этом положении при одновременном уменьшении оборотов двигателя до минимальных. Во время переходного процесса усилие на РТ должно быть все время «тянущим», а дельталет после резкого уменьшения и нескольких колебаний угла тангажа должен перейти к

режиму установившегося планирования на максимальной скорости. После этого можно провести оценку продольной динамической устойчивости дельталета при переходном процессе из режима сваливания в горизонтальном полете на минимальных оборотах двигателя в режим планирования на максимальной скорости. Затем процессы повторяют с увеличением темпа перемещения РТ до 2 с и в заключение до 1 с. Появление на РТ «толкающего» усилия после ее перемещения в положение «максимально на себя» будет свидетельствовать о динамической неустойчивости дельталета.

Одной из особенностей теории боковой статической устойчивости дельталета является влияние эксплуатационных факторов: угла атаки и полетной массы на степень поперечной статической устойчивости (рис. 14).

Рис. 14. Влияние эксплуатационных факторов на степень поперечной статической устойчивости

При оценке путевой статической устойчивости при полете на малых углах атаки и высоких скоростях следует учитывать возможность смещения бокового фокуса вперед, что может привести к потере путевой устойчивости (рис. 15).

Хт Хщ

а°

Рис. 15. Возможное изменение положения бокового фокуса и ЦМ дельталета при уменьшении угла атаки

С учетом указанных особенностей разработаны методы и критерии для оценки поперечной и путевой статической устойчивости дельталета.

Оценку поперечной динамической устойчивости дельталета можно проводить методом «ускоряющихся перекладок» с постепенным увеличением

31

угловой скорости крена. Такой метод в наибольшей степени дает возможность распознать признаки поперечной динамической неустойчивости дельталета, причиной которой является действие аэроинерционного момента крена.

Одной из количественных характеристик продольной управляемости дельталета является степень управляемости, которая показывает, на сколько градусов изменится угол атаки при повороте РТ на 1°. У дельталета степень управляемости не может быть больше единицы, так как часть перемещения РТ расходуется на изменение угла атаки, а часть на создание управляющего момента. Причем, чем больше продольная устойчивость дельталета с освобожденным управлением, тем меньше степень управляемости. При увеличении устойчивости растут усилия на РТ, соответственно растет часть диапазона перемещения РТ, расходуемая на создание управляющего момента.

Путевое и поперечное управление дельталетом осуществляется за счет перемещения центра масс относительно крыла в поперечной плоскости.

С учетом указанных особенностей разработаны и апробированы методы и критерии оценки продольной и боковой управляемости дельталета, а также оценки усилий на РТ.

В пятой главе представлены также методы оценки управляемости и маневренности дельталета на эксплуатационных режимах:

— руления;

— взлета;

— набора высоты;

— горизонтального полета;

— снижения;

— посадки с работающим и неработающим двигателем;

— в случае внезапного отказа двигателя.

Для проведения некоторых экспериментов использовался двухмоторный дельталет «Поиск-03». Особенностью этого дельталета является то, что при отказе одного из двигателей возникает несимметричная тяга. На основе экспериментальных данных разработана теория этого режима полета и получены уравнения балансировки.

Одним из явлений, с которым пилоты знакомятся еще в процессе обучения, является сваливание дельталета. Правильно спроектированный и сбалансированный дельталет в процессе перехода на закритические углы атаки опускает нос и увеличивает скорость, уменьшая угол атаки. Чтобы выйти из режима сваливания на таком дельталете достаточно просто освободить РТ или переместить ее немного «на себя». Для проведения оценки характеристик сваливания дельталета предложены соответствующие методы и критерии.

Для определения АХ дельталета по данным ЛИ, полученных с использованием КИО, в диссертации разработана соответствующая методика, позволяющая произвести вычисление основных аэродинамических коэффициентов. Определение исходных параметров полета производится при планировании с выключенной силовой установкой.

Примеры зависимостей су=Да), су=^сх), определенных по результатам ЛИ дельталета "Поиск-03" и двух модификаций "Поиск-06", представлены на рис. 16.

Су 1,5

Vоисх-03' в=292кг

----Г-2' С-350 кг

---'Поиск-06-18' в=350кг

----"Поиск-Сб-14" С=450кг

0,2 —I—

30

_Сх

а,град

Рис. 16. Сравнение аэродинамических характеристик дельталетов "Поиск-03", "Поиск-06" и "Т-2"

Для сравнения на этом же рисунке нанесены аналогичные зависимости, полученные при продувках дельталета "Т-2" в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-101. Сравнение АХ, полученных при ЛИ и при продувках в аэродинамической трубе, позволяет сделать вывод, о том, что характер полученных в результате ЛИ зависимостей соответствует ожидаемому, и они могут быть использованы для проведения расчетов ЛТХ и исследования динамики продольного движения дельталета.

В заключении отмечается, что совокупность полученных научных результатов может бьггь квалифицирована как решение крупной научной проблемы, имеющей важное практическое значение. Диссертация посвящена решению проблемы повышения БП и эффективности проведения работ по оценке ЛГ дельталетов с использованием современных методов сравнительного анализа элементов конструкции, математического моделирования и летного эксперимента. В ней изложены научно-обоснованные приемы оценки годности элементов конструкции дельталета методом аналогов, разработки теории построения ММ высокой степени адекватности поведению реального дельталета для решения широкого спектра задач динамики полета. Разработаны

технические средства, методы и критерии оценки летных характеристик устойчивости и управляемости дельталета в процессе ЛИ.

Основные выводы по проведенным исследованиям сформулированы в конце каждой главы диссертации. Наиболее общими результатами работы являются следующие.

1. Предложена классификация СВС и дана оценка развития сверхлегкой авиации в России. На основе анализа компоновок и типовых конструктивно-силовых схем СЛА с балансирным управлением выявлены наиболее распространенные и перспективные компоновки и схемы дельталетов.

2. На основе анализа опыта эксплуатации и практического использования разработанных СКБ МГТУ ГА дельталетов определена сфера и основные экономические показатели их использования в отраслях экономики. Показано, что по некоторым своим характеристикам дельталеты могут быть конкурентоспособными с легкими самолетами и вертолетами, а по отдельным показателям (весовой отдаче, сравнительному коэффициенту совершенства) даже превосходят их. Перечисленные свойства и характеристики дельталетов создают реальные предпосылки для широкого прикладного применения этих ЛА в различных отраслях экономики.

3. Установлено, что относительное количество АП с тяжелыми для пилотов дельталетов последствиями ниже, чем на легких ЛА любительской постройки и дельтапланах.

4. В результате проведенного анализа показано, что система регулирования деятельности АОН, в том числе сверхлегкой авиации, с делегированием функций по оценке ЛГ и допуску ВС к полетам Всероссийским общественным объединениям была апробирована в течении примерно 15 лет и доказала свою дееспособность.

5. Анализ процедур допуска СЛА к эксплуатации принятых в различных странах показывает, что в странах ЕС и США установлены, с учетом низкой потенциальной опасности СЛА для окружающей среды и третьих лиц, упрощенные требования к летной годности и процедуры их допуска к эксплуатации. Во многих странах (Германия, Италия, Чехия и некоторые другие) полномочия по проведению испытаний и выдаче документов, разрешающих эксплуатацию типа и экземпляра СЛА (аналог сертификата летной годности типа и экземпляра) делегированы государственными уполномоченными органами общественным организациям. В некоторых странах (Великобритании, Новая Зеландия и др.) сертификат летной годности СЛА выдается на основании заключения экспертов общественных организаций, в других - на основании декларации изготовителя (Франция).

6. Разработаны основные принципы научного обоснования ТЛГ дельталетов. Исходя из указанных принципов, на основе научного анализа ТЛГ СЛА, действующих в различных странах, особенностей летных характеристик и опыта эксплуатации, разработаны ТЛГ дельталетов.

7. Проведен анализ существующих методов оценки годности элементов конструкции дельталетов. На основе научного анализа типовых элементов

34

конструкции дельталетов, видов их нагружения, материалов и технологий изготовления для оценки годности элементов конструкции предложен метод аналогов.

8. Исходя из результатов испытаний и опыта эксплуатации, сформирован перечень двигателей, воздушных винтов и спасательных систем, ЛГ которых можно оценить положительно и рекомендовать считать их годными для использования на дельталетах.

9. Дан подробный анализ особенностей АХ и разработаны основы теории полета с учетом особенностей дельталета. Предложена теория аэроинерционных моментов, возникающих при высоких угловых скоростях и ускорениях дельталета. Получены уравнения движения дельталета с учетом особенностей его конструкции и характеристик.

10. На основе принципов разработки ММ ДП сформулированы требования к математическому описанию движения дельталета на всех участках полета, приведен перечень основных допущений и дано описание ММ ДП дельталета.

11. Разработана ММ ДП дельталета, представляющая собой развитую систему унифицированного программного обеспечения, являющаяся высокоточным наукоемким исследовательским инструментом для решения задач оценки ЛГ дельталета. Показано, что ММ ДП дельталета позволяет получать результаты моделирования адекватные данным ЛИ.

12. Создан экспериментальный образец КИО, обеспечивающий достаточную точность измерений параметров полета, в том числе усилий на РТ, который может быть использован при ЛИ дельталетов. Разработаны методики тарировки датчиков КИО и определения погрешности измерений.

13. Предложены методы оценки основных ЛТХ дельталета: минимальной, максимальной и балансировочной скоростей полета, максимальной вертикальной скорости набора высоты и минимальной вертикальной скорости снижения, взлетной и посадочной дистанций.

14. Разработаны методы и критерии оценки продольной статической устойчивости по скорости и по перегрузке с освобожденным и зафиксированньм управлением, динамической продольной устойчивости, путевой и поперечной статической устойчивости, а также поперечной динамической устойчивости, управляемости и маневренности дельталета.

15. Разработана методика определения основных АХ дельталета по данным

ЛИ.

16. На основании результатов диссертации проведено научно-техническое сопровождение работ по оценке ЛГ дельталетов «Поиск-06» различных модификаций, а также более двухсот экземпляров дельталетов других типов.

17. Показана эффективность применения разработанной теории, ММ ДП дельталета для решения задачи расследования АП.

Основное содержание диссертации отражено в 59 печатных научных работах, наиболее важные из которых перечислены ниже.

Монография

1. Клименко А.П., Никитин И.В. Мотодельтапланы: Проектирование и теория полета.- М.: Патриот, 1992.- 288 с.

Издания, входящие в перечень, рекомендованный ВАК для опубликования основных научных результатов диссертаций

2. Кондранин Т.В., Никитин И.В., Топчиев А.Г. Применение дельталета «Поиск-ОбНТ» для геологического мониторинга объектов нефтегазового комплекса// Научный вестник МГТУ ГА, - М., 2007.- № 100. - С. 225-232.

3. Никитин И.В. Экономические аспекты применения дельталетов в сельском хозяйстве// Научный вестник МГТУ ГА, серия Общество, экономика, образование. - М.: МГТУГА, 2001, -№45.- С. 48-55.

4. Никитин И.В. Анализ технических требований, предъявляемых к сверхлегким воздушным судам и процедур их допуска к полетам в различных странах// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов.-М.: МГТУГА, 2005,-№86,- С. 128-136.

5. Никитин И.В. Опыт практического использования сверхлегких воздушных судов в отраслях экономики на примере дельталетов СКБ МГТУ ГА// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА, 2005.- № 86. - С. 137-144.

6. Никитин И.В. К вопросу оценки летной годности двигателей сверхлегких летательных аппаратов// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. -М.: МГТУГА, 2005.- № 85, С. 143-150.

7. Никитин И.В. Основные характеристики дельталетов и динамика их развития// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА, 2006.- № 99. _ С. 81-87.

8. Никитин И.В. Анализ компоновок и типовых конструктивно-силовых схем сверхлегких летательных аппаратов с балансирным управлением// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА, 2006.-№ 99. - С. 87-94.

9. Никитин И.В. Математическое моделирование продольного движения сверхлегких воздушных судов с балансирным управлением// Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА, 2006.- № 97. - С. 104-111.

10. Никитин И.В. Оценка летных характеристик, устойчивости и управляемости сверхлегких воздушных судов методами летного эксперимента// Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и

прочность. - М.: МГТУГА, 2006.-№ 97. - С. 111-118.

11. Никитин И.В. Формирование требований к эксплуатационной документации дельталетов// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта. - М.: МГТУГ А, 2006,- № 109 - С. 108-113.

12. Никитин И.В. Классификация сверхлегких летательных аппаратов и анализ состояния сверхлегкой авиации в России// Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности. - М.: МГТУГА, 2006. - № ЮЗ. - С. 82-88.

13. Никитин И.В. Оценка прочности силовых элементов конструкции дельталета расчетными методами // Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов.-М.: МГТУГА, 2006.-№ 122. - С.116-122.

14. Никитин И.В. Особенности поперечной динамической неустойчивости дельталета // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА, 2006,- № 111. - С. 154-160.

15. Никитин И.В. Опыт применения быстродействующих систем спасения на дельталетах // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности. -М., 2008.-№ 129. - С. 128-136.

16. Никитин И.В. Оценка годности элементов конструкции дельталета методом аналогов // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности. - М., 2008.- № 129. - С. 128-136.

Другие издания и материалы научных конференций

17. Железняков Ю.Д., Никитин И.В. Анализ авиационных происшествий на легких и сверхлегких летательных аппаратах // Проблемы безопасности полетов,- М.,- 1985. - № 8. - С. 43-56.

18. Никитин И.В,, Корниюк П.В. Экспериментальное исследование летных характеристик устойчивости и управляемости мотодельтаплана// Воздушный транспорт. Отечественный опыт. - М.: Э-и ЦНТИ ГА, 1986. -вып.9. - С. 2 - 4.

19. Никитин И.В., Корниюк П.В., Чернигин O.E. Динамометрическая ручка дельтаплана. Авторское свидетельство № 1369156,1987. - 3 с.

20. Никитин И.В., Чернигин O.E., Попов М.А. Аппарат для воздушного опрыскивания. Авторское свидетельство № 1394630,1988. - 3 с.

21. Никитин И.В., Чернигин O.E. Основные принципы сертификации и разработки требований к эксплуатантам сверхлегкой авиационной техники // Международная научно-техническая конференция. Наука и техника гражданской авиации на современном этапе. Тезисы докладов. - М.: МГТУ ГА, 1994. - С. 76.

22. Никитин И.В. Опыт сертификации сверхлегкой авиационной техники за рубежом и в системе ОФ CJIA РФ, его использование в государственном регулировании АОН, как средства обеспечения безопасности полетов СЛА // Особенности расчетов аэродинамических и летно-технических

характеристик ВС в усложненных условиях полета. - М.: МГТУ ГА, 1996. -

23. Никитин И.В., Чернигин O.E. Опыт использования CJIA в отдельных отраслях экономики // Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуациях. -М.: МГТУ ГА, 1997. - С 98-100.

24. Никитин И.В. Мотодельтапланы СКБ МГТУ ГА // Авиация Общего Назначения/№7, Харьков, 1997.- С. 28.

25. Никитин И.В., Корниюк П.В., Бушанский H.A. "HIRTH" - Пять лет в России// Авиация Общего Назначения/ №3, Харьков, 1999,- С. 28-30.

26. Никитин И.В. Двадцать лет авиаработ на СЛА// Авиация Общего Назначения/ №1 о, Харьков, 2000.-С. 29-31.

27. Никитин И.В. «Поиск-06» пятнадцать лет в серии// Авиация Общего Назначения/№2, Харьков, 2004.-С. 22-25.

28. Никитин И.В. Сверхлегкие летательные аппараты// Труды Всероссийских научных чтений «Будущее сильной России в высоких технологиях». - Санкт-Петербург, 2007 - С. 158-168.

С.3-10.

Подписано в печать16.10.08 г Печать офсетная Формат 60x84/16 2,32 уч.-изд. л. 2,5 усл.печ.л._Заказ № 676/ _Тираж 90 экз.

Московский государственный технический университет ГА 125993 Москва, Кронштадтский бульвар, д. 20 Редакционно-издателъский отдел 125493 Москва, ул. Пулковская, д.6а

© Московский государственный технический университет ГА, 2008

Перечень основных сокращений и обозначений.

Введение.

1. ДИНАМИКА РАЗВИТИЯ, ОСОБЕННОСТИ ' КОНСТРУКЦИИ И ЭКСПЛУАТАЦИИ ДЕЛЬТАЛЕТОВ.

1.1. Определение и классификация сверхлегких летательных аппаратов. Анализ состояния сверхлегкой авиации в

России.

1.2. Анализ компоновок и типовых конструктивно-силовых схем СЛА с балансирным управлением.

1.3. Основные характеристики дельталетов и динамика их развития.

1.4. Опыт эксплуатации и практического использования дельталетов, разработанных СКБ МГТУ ГА.

1.5. Экономические аспекты использования СВС для авиационных работ.

1.6. Сравнительный анализ основных показателей безопасности полетов различных классов ЛА.

1.7. Развитие и состояние ситуации в области государственного регулирования сверхлегкой авиации в России.

2. АНАЛИЗ ТРЕБОВАНИЙ К ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ СЛА И ПРОЦЕДУР ИХ ДОПУСКА К ПОЛЕТАМ В РАЗЛИЧНЫХ СТРАНАХ. НАУЧНО-МЕТОДИЧЕСКОЕ ОБОСНОВАНИЕ ТРЕБОВАНИЙ К ЛЕТНОЙ

ГОДНОСТИ ДЕЛЬТАЛЕТОВ.

2.1. Вводные замечания.

2.2. Требования к летной годности и особенности процедур допуска СЛА к полетам в России.

2.3. Требования к летной годности и особенности процедур допуска СЛА к полетам в Великобритании.

2.4. Требования к летной годности и особенности процедур допуска СЛА к полетам в Германии.

2.5. Требования к летной годности и особенности процедур допуска СЛА к полетам во Франции.

2.6. Требования к летной годности и особенности процедур допуска СЛА к полетам в Италии.

2.7. Требования к летной годности и особенности процедур допуска CJIA к полетам в США.

2.8. Основные принципы научного обоснования требований к летной годности дельталетов.

2.9. Анализ содержания требований к летной годности дельталетов, установленных в различных странах.

2.9.1. Эксплуатационные ограничения.

2.9.2. Конструкция и изготовление.

2.9.3. Требования к прочности.

2.9.4. Силовая установка.

2.9.5. Оборудование.

2.9.6. Эксплуатационная документация.

2.9.7. Летные характеристики, устойчивость и управляемость.

3. ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ОЦЕНКИ ГОДНОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ И АГРЕГАТОВ ДЕЛЬТАЛЕТА МЕТОДОМ АНАЛОГОВ.

3.1. Анализ методов оценки годности элементов конструкции дельталетов и постановки задачи.

3.2. Блок-схема оценки годности элементов конструкции дельталета методом аналогов.

3.3. Обоснование конструкций дельталетов для использования в качестве аналогов - эталонов.

3.4. Основные характеристики конструкционных материалов дельталетов.

3.5. Анализ особенностей конструкции и нагружения элементов крыла и ФМ дельталета. Теоретические основы оценки годности элементов конструкции крыла и ФМ методом аналогов

3.5.1. Особенности конструкции и нагружения элементов крыла дельталета.

3.5.2. Анализ особенностей конструкции и нагружения элементов ФМ дельталета.

3.5.3. Оценка годности элементов конструкции крыла и ФМ методом аналогов.

3.5.3.1. Оценка годности элементов конструкции, работающих на растяжение, сжатие, срез или смятие.

3.5.3.2. Оценка годности элементов конструкции, работающих на изгиб, растяжение или сжатие и среза в сочетании с изгибом.

3.5.3.3. Оценка годности элементов конструкции, работающих на продольный изгиб.

3.5.3.4. Оценка годности элементов конструкции, работающих на продольный изгиб в сочетании с боковым изгибом.

3.5.3.5. Оценка годности обшивки крыла.

3.6. Оценка годности силовых установок дельталетов с учетом опыта эксплуатации.

3.6.1. Общая характеристика двигателей, используемых для дельталетов.

3.6.2. Характерные отказы и неисправности двигателей дельталетов.

3.6.2.1. Отказы кривошипно-шатунного механизма.

3.6.2.2. Отказы цилиндро-поршневой группы.

3.6.2.3. Отказы топливной системы.

3.6.2.4. Отказы системы зажигания.

3.6.3. Анализ уровня надежности и формирование перечня двигателей рекомендуемых для использования на дельталетах.

3.6.4. Оценка годности и формирование перечня воздушных винтов, рекомендуемых для использования в силовых установках дельталетов.

3.7. Опыт эксплуатации и формирование перечня спасательного оборудования, рекомендуемого для использования на дельтал етах.

4. ОСОБЕННОСТИ ТЕОРИИ ПОЛЕТА И

МАТЕМАТИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ПРИ

ОЦЕНКЕ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК,

УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

ДЕЛЬТАЛЕТОВ.

4.1. Особенности теории полета дельталета.

4.1.1. Постановка задачи.

4.1.2. Системы координат.

4.1.3. Силы и моменты, действующие на дельталет в установившемся полете без крена и скольжения.

4.1.4. Силы и моменты, действующие на дельталет при полете с креном и скольжением.

4.1.5. Аэродинамические моменты, обусловленные угловым движением дельталета.

4.1.6. Основы теории аэроинерционных моментов крыла дельталета.

4.1.7. Анализ особенностей основных аэродинамических характеристик дельталета.

4.1.8. Теория пространственного движения дельталета.

4.1.9. Основы теории продольного движения дельталета.

4.2. Математическое моделирование при оценке летных характеристик устойчивости и управляемости дельталета.

4.2.1. Основные требования к математическому моделированию движения дельталета.

4.2.2. Архитектура математического моделирования динамики полета дельталета.

4.2.3. Методика статистической оценки адекватности математической модели экспериментальным данным.

4.2.4. Метод расчета параметров продольного движения дельталета.

5. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ПОЛЕТА, ОЦЕНКИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ И ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК, УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ ДЕЛЬТАЛЕТОВ.

5.1. Методы и средства для экспериментального определения параметров полета, оценки летно-технических и аэродинамических характеристик, устойчивости и управляемости дельталетов. Постановка задачи.

5.2. Комплексы измерительного оборудования и регистрации параметров полета дельталета.

5.2.1. Комплекс измерительного оборудования и регистрации параметров полета дельталета на базе прибора Stratomaster UltraL и GPS.

5.2.2. Современный комплекс измерительного оборудования и регистрации параметров полета дельталета КИО-3.

5.3. Методы тарировки датчиков комплекса измерительного оборудования.

5.3.1. Методика тарировки датчиков и определения погрешности измерений в лабораторных условиях.

5.3.2. Методы тарировки датчиков при летных испытаниях.

5.3.3. Метод тарировки датчика скорости с использованием

5.4. Методы оценки основных нормируемых летно-технических характеристик дельталета.

5.4.1. Методы определения минимальной скорости.

5.4.2. Методы определения балансировочной скорости.

5.4.3. Методы определения максимальной скорости.

5.4.4. Методы определения максимальной вертикальной скорости набора высоты.

5.4.5. Методы определения минимальной величины вертикальной скорости снижения.

5.4.6. Методы определения взлетной дистанции.

5.4.7. Методы определения посадочной дистанции.

5.5. Методы оценки основных характеристик устойчивости и управляемости дельталета.

5.5.1. Особенности теории продольной статической устойчивости дельталета.

5.5.2. Влияние конструктивных и эксплуатационных факторов на продольную устойчивость дельталета.

5.5.3. Методы летной оценки продольной статической устойчивости дельталета.

5.5.4. Определение балансировочных кривых дельталета по скорости и перегрузке.

5.5.5. Методы оценки продольной динамической устойчивости дельталета.

5.5.6. Особенности теории боковой устойчивости дельталета.

5.5.7. Особенности теории боковой балансировки дельталета.

5.5.8. Методы летной оценки боковой статической устойчивости дельталета.

5.5.9. Методы летной оценки боковой динамической устойчивости дельталета.

5.5.10. Особенности теории продольной управляемости дельталета.

5.5.11. Методы летной оценки продольной управляемости дельталета.

5.5.12. Особенности теории боковой управляемости дельталета.

5.5.13. Методы летной оценки боковой управляемости дельталета.

5.5.14. Методы оценки усилий на органах управления дельталета.

5.5.15. Методы оценки управляемости и маневренности дельталета на эксплуатационных режимах.

5.5.15.1. Оценка управляемости и маневренности дельталета при рулении по земле.

5.5.15.2. Оценка управляемости и маневренности дельталета на взлете и при наборе высоты.

5.5.15.3. Оценка управляемости и маневренности дельталета в горизонтальном полете.

5.5.15.4. Оценка управляемости и маневренности дельталета при снижении.

5.5.15.5. Оценка управляемости и маневренности дельталета при посадке с работающим и выключенным двигателем

5.5.15.6. Оценка управляемости и маневренности дельталета в случае отказа двигателя.

5.5.15.7. Особенности балансировки и управления двухмоторным дельталетом в случае отказа одного двигателя.

5.6. Методы оценки характеристик сваливания дельталета.

5.7. Методика определения аэродинамических характеристик дельталета по данным летных испытаний при установившихся режимах полета.

Актуальность темы. Современное развитие авиации общего назначения (АОН) характеризуется усилением государственного регулирования. Одно из направлений этого регулирования - сертификация воздушных судов (ВС). Особое место в АОН занимает сверхлегкая авиация. Сверхлегкая авиация как самостоятельное направление развития авиационной техники начала формироваться в середине 70-х годов после появления дельтаплана. За короткое время сверхлегкие летательные аппараты (СЛА) благодаря своей простой конструкции, невысокой стоимости, неприхотливости в эксплуатации завоевали огромную популярность во всем мире. Большое достоинство СЛА - простота обучения. Полная программа обучения включает в себя 15-25 летных часов и около 50-70 часов теории. Большой интерес представляют моторные СЛА, которые используются не только для развлечений, обучения и спорта, но и в различных отраслях экономики.

Основными критериями, в соответствии с которыми ВС может быть отнесено к категории СЛА или сверхлегких воздушных судов (СВС), являются: масса конструкции, взлетная масса, нагрузка на крыло и минимальная скорость полета.

По классификации, принятой международной авиационной федерацией (ФАИ), к СЛА относятся одноместные ВС с взлетной массой не свыше 300 кг и двухместные с взлетной массой в сухопутном варианте не выше 450 кг, в гидроварианте не свыше 495 кг и минимальной скоростью полета не превышающей 65 км/час. В Воздушном кодексе России определено, что к сверхлегким воздушным судам относятся ВС, взлетная масса которых не превышает 495 кг, исключая средства спасания. Основанием для выделения СВС в отдельную категорию служит то, что эти ВС благодаря своей небольшой массе и малой скорости полета представляют собой незначительную опасность для третьих лиц и окружающей среды. Причем для некоторых классов СВС эта опасность сравнима с опасностью бегущего человека. В связи с этим международной авиационной организацией 1САО не разработаны стандарты для СЛА, а многими странами приняты упрощенные технические требования (ТТ) к ним и процедуры их допуска к эксплуатации.

Особое место среди СВС занимают дельталеты. Дельталет один из наиболее массовых классов моторных СВС. Достоинства: простота конструкции и дешевизна, хорошая эксплуатационная технологичность и ремонтопригодность, возможность выполнения авиаработ. Количество СВС этого класса в России можно оценить цифрой 1500-2000 экземпляров. Все эти СВС не имеют сертификата типа, выданного государственным уполномоченным органом. По своей конструкции дельталет принципиально отличается от других летательных аппаратов (ЛА), однако принятые в 2003 году федеральные авиационные правила (ФАП) «Положение о порядке допуска к эксплуатации единичных экземпляров воздушных судов авиации общего назначения» и «Требования к летной годности единичных экземпляров гражданских воздушных судов авиации общего назначения» не учитывают особенностей дельталетов. Такая ситуация препятствует процессу нормальной сертификации дельталетов.

Таким образом, научное обоснование требований к летной годности (ТЛГ) и методов оценки соответствия (МОС) дельталетов установленным требованиям становится весьма актуальной проблемой.

Состояние проблемы. Проблема разработки ТЛГ и МОС дельталетов может быть решена на основе комплексного анализа: особенностей конструкции, аэродинамики и эксплуатации, вопросов применения для решения различных задач, в том числе выполнения авиационных работ (АР) и безопасности полетов (БП), анализа ТЛГ и процедур допуска к эксплуатации, принятых в различных странах, научного обоснования методов оценки соответствия материалов, элементов конструкции и их прочности, проработки вопросов теории полета, являющейся основой для математического моделирования, с учетом особенностей их аэродинамики и управления, разработки методов математического моделирования, оценки летных характеристик устойчивости и управляемости.

Изучением этих вопросов занимались различные коллективы. Прежде всего, это отделение СЛА ОКБ O.K. Антонова (Клименко А.П., Белоус О.Г, Дашивец А.Н., Азарьев И.А., Горшенин Д.С., Силков В.И. и др.). Работы этого коллектива были ориентированы в основном на проектирование [34, 62, 63, 64, 65, 204], изучение особенностей аэродинамики, динамики полета и опасных режимов дельтапланов и дельталетов [3, 4, 5, 6, 7, 53, 54, 88, 89,181].

Учеными ВВИА им. Н.Е.Жуковского (Апаринов В.А., Ништ М.И., Бухтояров И.И., Караск A.A., Ситдиков С.М.) был выполнен ряд работ, связанных с исследованием особенностей аэродинамики и моделирования динамики полета дельталета [13,20].

В 80-х годах в ЦАГИ был выполнен ряд продувок полномасштабных моделей крыльев дельталетов и дельтапланов [54, 207]

Учеными СибНИА им. С.А. Чаплыгина (Кашафутдинов С.Т., Темляков Ю.Н., Усольцев Е.Г. и др.) были проведены исследования характеристик устойчивости, управляемости и маневренности спортивных сверхлегких ЛА, разработано руководство для конструкторов ЛА самостоятельной постройки, методы оценки прочности их конструкции, проведены исследования особенностей конструкции и аэродинамики СЛА [51,176]

В 70-х годах в ЛИАП проводились исследовании характера обтекания и были разработаны методики расчета аэродинамических характеристик гибких крыльев (Кудрявцев Г.С.) [79, 80, 81, 182]

В ОАО НГЖ «ПАНХ» проводились работы по исследованию возможностей, условий, экономических аспектов и особенностей использования дельталетов для авиационных химических работ (АХР) (Козловский В.Б, Худоленко О.В., Деревянко B.C.) [36, 169]

В МАИ проводились исследования быстродействующих парашютных систем (БПС) (Севбо И.Р.) [187].

Особое место при сертификации ВС занимает математическое моделирование. Наибольшие успехи в разработке математических моделей (ММ) полета ВС были достигнуты в 80-х годах в Риге (РЭЦ ГосНИИГА и РКИИГА - Тотиашвили Л.Г., Бурдун И.Е., Санников В.А., Гребенкин A.B.) и в Москве (ГосНИИГА — Кофман В.Д., Егоров Г.С., Моисеев Е.М., Страдомский О.Ю.; МИИГА, ныне МГТУ ГА - Ципенко В.Г., Кубланов М.С.) [10,50, 77,78,171,174, 203].

За рубежом рядом авторов выполнялись работы, связанные с исследованием особенностей аэродинамики гибкого крыла, устойчивости, управляемости и опасным режимам полета дельтаплана [22, 61, 200, 205, 231,234,235]

Таким образом, проблема разработки ТЛГ и МОС дельталетов до настоящего времени в такой постановке не ставилась и не рассматривалась.

Настоящая диссертация посвящена именно этой проблеме и базируется на работах автора, осуществленных с начала 80-х годов по настоящее время в МИИГА (с 1993 г. - МГТУ ГА).

Цель работы и задачи исследования. Целью работы является повышение безопасности полетов и эффективности проведения работ по оценке летной годности дельталетов путем научного обоснования и разработки ТЛГ и методов оценки соответствия дельталетов установленным требованиям. В процессе достижения этой цели решены задачи:

- научного анализа динамики развития, особенностей конструкции, летно-технических характеристик и эксплуатации, результатов использования в отраслях экономики, особенностей обеспечения безопасности полетов дельталетов;

- научно-методического обоснования требований к летной годности дельталетов;

- разработки метода аналогов для оценки годности элементов конструкции дельталета;

- разработки теории и методов математического моделирования полета дельталета;

- разработки средств и методов экспериментального определения параметров полета, оценки летных характеристик, устойчивости и управляемости дельталета.

Методы исследования. В работе использованы методы летного эксперимента, вычислительной математики, теории вероятностей и математической статистики, теоретической механики и динамики полета, теории обратных задач (идентификации и оптимизации), а также программирование алгоритмов для ЭВМ.

Достоверность результатов исследований. Достоверность результатов летного эксперимента и теоретических исследований данной работы обоснована строгим применением теории математической статистики. Достоверность результатов подтверждается:

1) непосредственным сравнением результатов расчета с данными полетов;

2) оценкой адекватности (точности и непротиворечивости) результатов математического моделирования данным полетов с помощью статистических критериев;

3) успешным многолетним использованием предложенных требований и методов при сертификации дельталетов.

Научная новизна. Научная новизна результатов диссертационной работы состоит в том, что впервые поставлены и решены следующие задачи:

1) научный анализ особенностей конструкции, характеристик и эксплуатации дельталетов, их роли и места в гражданской авиации;

2) научное обоснование и уточнение требований к летной годности дельталетов;

3) выбор оптимальных методов для решения задач сертификации дельталетов;

4) разработка и обоснование метода аналогов для оценки годности элементов конструкции дельталетов;

5) разработка теории полета дельталета, уравнений его движения с учетом особенностей конструкции и характеристик;

6) разработка методов и средств для экспериментального определения и оценки летных характеристик устойчивости и управляемости дельталетов.

Теоретическая значимость результатов исследований. Предложенные результаты исследований в виде ММ и отдельных разработок могут быть использованы для изучения таких свойств поведения дельталетов, которые ранее не исследовались, например: динамической устойчивости и опасных режимов полета.

Практическая ценность. Разработаны ТЛГ и комплекс методов, и средств, которые позволяют проводить все работы, необходимые для оценки летной годности дельталетов с минимальными затратами и высокой достоверностью результатов.

С использованием предложенных TJIT и МОС решено большое количество прикладных задач сертификации и допуска дельталетов к эксплуатации в гражданской авиации [99, 109, 110, 114, 124, 131, 139, 142, 143, 144, 146 - 149, 151 - 153, 177 - 179], разработаны и внедрены в эксплуатацию в различных отраслях экономики и государственной службы несколько модификаций дельталетов «Поиск-06» [71, 101, 103, 109, 111 -ИЗ, 115 - 121, 123, 127 - 136, 138, 150, 170, 173, 196, 233, 234]. Предложенные ТЛГ дельталетов использовались при разработке технических требований, принятых в РОСТО (ДОСААФ) и ОФ CJ1A России [47], а также в требованиях к летной годности единичных экземпляров ВС АОН [198].

Результаты работы использованы и внедрены в РОСТО, ОФ CJIA России, в ГосНИИГА, в центре по сертификации ЕЭВС ООО «ЛТЦ «ЭЛИЦ СЛА», дельталеты «Поиск-06» используются в ФСБ и МЧС России, в различных организациях сельского хозяйства для аэрофотосъемки и других целей;

- используются в учебном процессе АУС «ЛТЦ «ЭЛИЦ СЛА» по 4 дисциплинам.

Апробация работы. Основные положения работы, научные и практические результаты исследований докладывались и получили положительную оценку на московских аэрокосмических салонах (1997 г., 1999 г., 2001 г., 2003 г., 2005 г., 2007 г.), научных чтениях, посвященных творческому наследию Н.Е. Жуковского (Москва, 1997 г.), а также обсуждались на всесоюзных, всероссийских, отраслевых и вузовских научно-технических конференциях и семинарах (КИИГА 1991 г.; МИИГА - МГТУ ГА, 1990-2008 г.г.). В 1997 г. работы автора были удостоены гранта МГТУ ГА.

Публикации. Отдельные результаты диссертации опубликованы в 59 печатных работах и в 18 отчетах о НИР, в которых автор являлся ответственным исполнителем или научным руководителем.

На защиту выносятся:

1. Требования к летной годности дельталетов.

2. Особенности теории полета дельталетов.

3. Использование метода аналогов для оценки годности элементов конструкции дельталета.

4. Экспериментальные методы и средства оценки летных характеристик, устойчивости и управляемости дельталетов.

Структура работы. Диссертация состоит из: перечня условных обозначений, введения, пяти глав, заключения, списка литературы из 246 наименований. Общий объем диссертации 385 страниц, содержащих 177 рисунков и 63 таблиц. Основная часть работы изложена на 324 страницах текста.

В первой главе приведена классификация СЛА и оценка их сравнительной опасности для окружающей среды по сравнению с другими ВС. На основе проведенного анализа особенностей схем и компоновок дельталетов выделены наиболее перспективные. Вскрыта динамика развития основных характеристик дельталетов. На примере дельталетов, созданных в СКБ МГТУ ГА проанализирован опыт эксплуатации дельталетов в различных отраслях экономики. На основе анализа экономических аспектов применения дельталетов в отраслях экономики показано, что особенности технико-экономических характеристик дельталетов позволяют рассматривать их как новый самостоятельный вид авиационной техники (АТ), применение которого в сельском хозяйстве других отраслях дает существенный положительный эффект и помогает в решении ряда проблем. В результате сравнительного анализа основных показателей безопасности полетов различных классов ЛА установлено, что относительное количество авиационных происшествий АП с тяжелыми для пилотов дельталетов последствиями значительно ниже, чем на легких ЛА любительской постройки и дельтапланах. Это объясняется тем, что дельталеты обладают скоростью сравнимой со скоростью дельтаплана, и их конструкция обеспечивает возможность предотвращения возникновения опасных для пилота перегрузок, а также случаев удара пилота о землю или элементы конструкции. Дан анализ развития и совершенствования системы оценки летной годности и допуска ВС АОН к эксплуатации.

Вторая глава посвящена анализу структуры и содержания требований к летной годности и процедур допуска СЛА к эксплуатации в различных странах. Рассматривается эволюция технических требований и процедур оценки летной годности дельталетов, принятых в нашей стране. Большое внимание уделено анализу технических требований и процедур допуска дельталетов к эксплуатации в европейских странах: Великобритании, ФРГ, Франции и Италии. Показаны подходы к решению этих задач, принятые в США. В Европейских странах и США практикуется передача полномочий по оценке летной годности и допуску СЛА к эксплуатации саморегулирующимся общественным организациям. Сформированы основные принципы разработки ТЛГ дельталетов. Сделано научно-методическое обоснование содержания требований к элементам конструкции и агрегатам, прочности, летным характеристикам, устойчивости и управляемости, а также эксплуатационной документации дельталетов.

В третьей главе на основе анализа методов, применяемых для оценки годности элементов конструкции дельталетов, выявлена недостаточная степень их применимости, для сегодняшних задач сертификации единичных экземпляров воздушных судов (ЕЭВС). Установлена необходимость использования более простых методов. Показано, что в конструкции дельталета используются, как правило, одни и те же материалы и типовые элементы, поэтому оценка годности и прочности большинства элементов конструкции может быть проведена с использованием метода аналогов. В этом случае, при использовании для изготовления сравниваемых элементов аналогичных материалов и технологий изготовления, задача сводится к сравнению геометрических характеристик элементов конструкции, от которых зависят функциональные свойства и прочность этих элементов. На основе опыта эксплуатации и испытаний определены конструкции дельталетов, агрегаты и оборудование, элементы которые могут использоваться в качестве эталонов при оценке годности аналогичных элементов других дельталетов и быть одобрены для использования.

В четвертой главе проведен подробный анализ особенностей теории полета дельталета. Показана необходимость описания особенностей балансирного управления в уравнениях движения дельталета. Получены дифференциальные уравнения для различных случаев движения дельталета. Изложены основы теории аэроинерционных моментов, возникающих при угловом ускоренном движении дельталета.

Предлагается метод решения системы дифференциальных уравнений движения дельталета, основанный на разбиении конструкции дельталета на две части (декомпозиции). Приведено физическое и математическое обоснование предложенного метода, отмечена его адекватность. Этот метод позволил реализовать в ММ движения дельталета такие известные из летной эксплуатации (ЛЭ) эффекты, как движение с зафиксированным, освобожденным и перемещаемыми органами управления с учетом динамики перемещения рулевой трапеции (РТ). Оценка предложенной теории проведена на основе разработанной и реализованной на ЭВМ ММ продольного движения дельталета. С использованием известных статистических критериев дана оценки точности и достоверности результатов математического моделирования результатам летного эксперимента.

В пятой главе проведен анализ методов и средств, используемых для экспериментального определения параметров полета, оценки летно-технических и аэродинамических характеристик, устойчивости и управляемости дельталетов. Разработан и предложен комплекс измерительного оборудования (КИО). Комплекс позволяет производить в реальном времени полностью или частично измерения и запись параметров полета не только дельталетов но и всех классов моторных СВС. Предложены методы тарировки и оценки погрешности датчиков комплекса. Разработаны экспериментальные методы, предложены критерии и приведены примеры оценки основных сертифицируемых летных характеристик, устойчивости и управляемости дельталетов.

Автор выражает признательность проф., д.ф.-м.н. Козлову А.И. и проф., д.т.н. Ципенко В.Г., сделавших ряд ценных замечаний, приложивших немало усилий и проявивших настойчивость для того, чтобы эта работа увидела свет, а также благодарность Чернигиной И.В. и Бушанскому H.A. за конкретную помощь в оформлении диссертации.

Основные выводы по проведенным исследованиям сформулированы в конце каждой главы диссертации. Наиболее общими результатами работы являются следующие.

1. Предложена классификация СВС и дана оценка развития сверхлегкой авиации в России. На основе анализа компоновок и типовых конструктивно-силовых схем СЛА с балансирным управлением выявлены наиболее распространенные и перспективные компоновки и схемы дельталетов.

2. На основе анализа опыта эксплуатации и практического использования разработанных СКБ МГТУ ГА дельталетов определена сфера и основные экономические показатели их использования в отраслях экономики. Показано, что по некоторым своим характеристикам дельталеты могут быть конкурентоспособными с легкими самолетами и вертолетами, а по отдельным показателям - весовой отдаче, сравнительному коэффициенту совершенства даже превосходят их. Перечисленные свойства и характеристики дельталетов создают реальные предпосылки для широкого прикладного применения этих ЛА в различных отраслях экономики.

3. Установлено, что относительное количество АП с тяжелыми для пилотов дельталетов последствиями значительно ниже, чем на легких ЛА любительской постройки и дельтапланах.

4. В результате проведенного анализа показано, что система регулирования деятельности АОН и, в частности, сверхлегкой авиации с делегированием функций по оценке летной годности и допуску ВС к полетам Всероссийским общественным объединениям была апробирована в течении примерно 15 лет и доказала свою дееспособность.

5. Анализ процедур допуска СЛА к эксплуатации принятых в различных странах показывает, что в странах ЕС и США приняты, с учетом низкой потенциальной опасности СЛА для окружающей среды и третьих лиц, упрощенные требования к летной годности и процедуры их допуска к эксплуатации. Во многих странах (Германия, Италия, Чехия и некоторые другие) полномочия по проведению испытаний и выдачи документов, разрешающих эксплуатацию типа и экземпляра СЛА (аналог сертификата летной годности типа и экземпляра), делегированы государственными уполномоченными органами общественным организациям. В некоторых странах (Великобритании, Новая Зеландия и др.) сертификат летной годности СЛА выдается на основании заключения экспертов общественных организаций, в других на основании декларации изготовителя (Франция).

6. Разработаны основные принципы научного обоснования ТЛГ дельталетов. Исходя из указанных принципов, на основе научного анализа ТЛГ СЛА, действующих в различных странах, особенностей летных характеристик и опыта эксплуатации, разработаны ТЛГ дельталетов.

7. Проведен анализ существующих методов оценки годности элементов конструкции дельталетов. На основе научного анализа типовых элементов конструкции дельталета, видов их нагружения, материалов и технологий изготовления для выполнения работ по оценке годности элементов конструкции предложен метод аналогов.

8. Исходя из результатов испытаний и опыта эксплуатации, сформирован перечень двигателей, воздушных винтов и спасательных систем летную годность которых можно оценить положительно и рекомендовать считать их годными для использования на дельталетах.

9. Показано, что в общем случае пространственного движения дельталет должен рассматриваться как механическая система, имеющая три степени свободы для пространственного движения и, как минимум, пять степеней свободы для углового движения, не имеющая общей продольной плоскости симметрии.

10. Определено, что установившийся режим прямолинейного полета дельталета со скольжением может быть возможным только в одном случае, когда боковая сила находится в плоскости, которая проходит через общий центр масс и параллельна плоскости YOZ.

11. Дан подробный анализ особенностей аэродинамических характеристик и показано, что величина полетной массы дельталета оказывает существенное влияние на его аэродинамические характеристики, разработаны основы теории полета дельталета.

12. Установлено, что действие сил инерции, возникающих при угловом ускоренном движении, вызывает деформации обшивки крыла дельталета и появление за счет этого дополнительных аэроинерционных моментов: продольного аэроинерционного момента, являющегося основной причиной начала кувырка, и аэроинерционного момента крена, способствующего улучшению поперечной управляемости дельталета и развитию поперечной динамической неустойчивости. Разработаны основы теории аэроинерционных моментов.

13. Предложенные основы теории полета дельталета позволяют получить уравнения пространственного и изолированного продольного движения дельталета с учетом особенностей его конструкции, управления и аэродинамических характеристик.

14. На основе принципов разработки ММ ДП сформулированы требования к математическому описанию движения дельталета на всех участках полета, приведен перечень основных допущений и дано краткое математическое описание ММ ДП дельталета. Разработана ММ ДП дельталета, представляющая собой развитую систему унифицированного программного обеспечения, являющаяся высокоточным наукоемким исследовательским инструментом для решения задач оценки летной годности дельталета. В результате сравнения экспериментальных данных с результатами математического моделирования показано, что ММ ДП дельталета позволяет получать результаты расчетов, адекватные данным ЛИ.

15. Создан экспериментальный образец КИО, обеспечивающий достаточную точность измерений параметров полета, в том числе усилий на РТ, который может быть использован при летных испытаниях дельталетов. Разработаны методы тарировки датчиков КИО и определения погрешности измерений, позволяющие производить тарировку в лабораторных условиях и в полете, в том числе с использованием ОРБ .

16. Предложены методы оценки основных летно-технических характеристик дельталета: минимальной, максимальной и балансировочной скоростей полета, максимальной вертикальной скорости набора высоты и минимальной вертикальной скорости снижения, взлетной и посадочной дистанций.

17. Проведен анализ особенностей теории продольной и боковой устойчивости и управляемости дельталета. Разработаны методы и критерии оценки продольной статической устойчивости по скорости и по перегрузке, динамической продольной устойчивости, путевой и поперечной статической устойчивости, а также поперечной динамической устойчивости с освобожденным и зафиксированным управлением, управляемости и маневренности дельталета.

18. Показано, что степень путевой устойчивости дельталета при уменьшении угла атаки может уменьшаться. В некоторых случаях перемещение бокового фокуса вперед при перемещении РТ "на себя" может опережать перемещение ЦМ при уменьшении угла атаки, что приводит к потере путевой статической устойчивости дельталета при полетах на малых углах атаки и больших скоростях.

19. Разработана методика определения основных аэродинамических характеристик дельталета по данным летных испытаний.

20. Установлено, что двухмоторный дельталет со схемой "Поиск-03" может быть сбалансирован при отказе одного двигателя перемещением ФМ относительно крыла без применения дополнительных аэродинамических поверхностей.

21. Показано, что выход дельталета за предельные границы диапазона эксплуатационных скоростей при продольном управлении может быть исключен за счет ограничений на перемещения РТ, а отказ двигателя не приводит к выходу дельталета на опасные режимы полета.

22. Определено: выход на закритические углы атаки сопровождается уменьшением углов тангажа и наклона траектории с последующим набором скорости при неизменном положении РТ, как правило, сваливания на крыло не происходит; достижение значительных перегрузок, превышающих 1.5-2% при перемещении РТ в продольном канале при эксплуатации дельталета является маловероятным

23. На основании результатов диссертации проведено научно-техническое сопровождение работ по оценке летной годности дельталета «Поиск-06», а также более двухсот экземпляров дельталетов.

24. Показана эффективность применения разработанной теории, ММ динамики полета дельталета для решения задачи расследования авиационных происшествий.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Совокупность полученных научных результатов может быть квалифицирована как решение крупной научной проблемы, имеющей важное практическое значение. Диссертация посвящена решению проблемы повышения БП и эффективности проведения работ по оценке летной годности дельталетов с использованием современных методов сравнительного анализа элементов конструкции, математического моделирования и летного эксперимента. В ней изложены научно-обоснованные приемы: оценки годности элементов конструкции дельталета методом аналогов, разработки теории построения ММ высокой степени адекватности поведению реального полета дельталета для решения широкого спектра задач динамики полета. Разработаны технические средства, методы и критерии оценки летных характеристик устойчивости и управляемости дельталета в процессе ЛИ.

1. Авиационные правила. Часть 21. Процедуры сертификации авиационной техники. Том 1. Разделы А, В, С, D, Е. М.: Межгосударственный авиационный комитет, 1994. - 40 с.

2. Авиационные правила. Часть ОЛС Нормы летной годности очень легких самолетов. М.: Межгосударственный авиационный комитет, 2000. - 100 с.

3. Азарьев И.А. Практическая аэродинамика мотодельтаплана. К.: 2000. -150 с.

4. Азарьев И.А. Опасные режимы полета дельтаплана. К.: «Випол», 1993. -88 с.

5. Азарьев И.А., Горшенин Д.С., Силков В.И. Практическая аэродинамика дельтаплана. -М.: Машиностроение, 1992. 285 с.

6. Азарьев И.А. Кувырок дельтаплана // Авиация Общего Назначения/ №12, Харьков, 1997.-С 23-27.

7. Азарьев И.А. Управляемый кувырок дельтаплана // Авиация Общего Назначения/№5, Харьков, 1999.-С 29-30.

8. Александровская Л.Н., Круглов А.Г., Кузнецов В.А. и др. Теоретические основы испытаний и экспериментальная обработка сложных технических систем. М.: Логос, 2003. - 736 с.

9. Александров В.Г., Марцымов В.В., Ивлев С.П. и др. Справочник авиационного инженера. М.: Транспорт, 1973. - 440 с.

10. Анализ существующих математических моделей и создание унифицированных ее блоков: Отчет о НИР / Моск. ин-т инженеров гражд. авиации (МИИГА); Руководитель Рощин В.Ф. № ГР 81008116; Инв. № Б 998529.-М., 1981.-77 с. 60

11. Анализ условий эксплуатации СЛС. Разработка эксплуатационных ограничений: Отчет о НИР (заключит.) / Моск. ин-т инженеров гражд. авиации (МИИГА); Руководитель Страхов Г.И. № ГР 01830030590; Инв. № 02840028983 - М., 1983. -78 с.

12. Апаринов В.А., Жучков И.А., Ништ М.И. Расчет нелинейных аэродинамических характеристик дельтапланов / Исследование аэродинамики, аэроупругости и динамики полета дельтапланов и парашютов-крыльев // Труды ВВИА им.Н.Е.Жуковского (М).- 1985.- с. 86124.

13. Бабушка И., Витасек Э., Прагер М. Численные процессы решения дифференциальных уравнений. / Перевод с английского В.Л.Каткова под редакцией Г.И.Марчука. М.: Мир, 1969. - 368 с.

14. Бадягин A.A., Мухамедов Ф.А. Проектирование легких самолетов. М.: Машиностроение, 1978. - 208 с.

15. Бахвалов Н.С. Численные методы. Т.1. М.: Наука, 1973. - 631 с.

16. Березин И.С., Жидков Н.П. Методы вычислений. Т.2. М.: Физматгиз, 1960. - 619 с.

17. Берестов Л.М и др. Управление летным экспериментом. -М.: Машиностроение, 1990. 144 с.

18. Боднер В.А., Фридлендер Г.О., Чистяков Н.И. Авиационные приборы. М.: Оборонгиз, 1960. 512 с.

19. Бухтояров И.И., Морозов В.И. Математическая модель динамики движения дельтаплана / Исследование аэродинамики, аэроупругости и динамики полета дельтапланов и парашютов-крыльев // Труды ВВИА им. Н.Е.Жуковского (М).- 1985. с. 164-180.

20. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета: Динамика продольного и бокового движения. М.: Машиностроение, 1979. - 352 с.

21. Вали Г. Первичные исследования продольной динамики сверхлегких планеров: Техн. перевод / Киев ЦНТИ "Волна". 1984. - № 2778. - 43 с.

22. Васильченко К.К. и др. Летные испытания самолетов. М.: Машиностроение, 1996. - 720 с.

23. Вдовин П.П. Практическая аэродинамика. М.: Воениздат, 1946. - 355с.

24. Ведров В.С., Тайнц М.А. Летные испытания самолетов. М.: Оборонгиз, 1951. - 483 с.

25. Временное положение о порядке проведения летных испытаний дельтапланов и дельтапланерного оборудования на предприятиях Министерства авиационной промышленности. Приказ МАП № 201. М.:1982. 12 с.

26. Вольф Е. Улучшение характеристик дельтаплана с помощью использования сверхлегкого упругого крыла: Техн. перевод / Киев, ЦНТИ "Волна". 1979. - № 2497. -17 с.

27. Гладун Л.Г., Кондратюк В.К. Летные испытания самолетов. М.: Воениздат, 1982. - 271 с.

28. Глухов В.В., Синдеев И.М., Шемаханов М.М. Авиационное и радиоэлектронное оборудование летательных аппаратов. М.: Транспорт,1983.- 144 с.

29. Гмурман В.Е. Теория вероятностей и математическая статистика. 5-е изд., перераб. - М.: Высшая школа, 1977. - 479 с.

30. Горбатенко С .А., Макашов Э.М. Механика полета. Общие сведения. Уравнения движения. Инженерный справочник. М.: Машиностроение, 1969.-213 с.

31. Гришаев В.В. Наблюдаем кувырки // Авиация Общего Назначения/ №2, Харьков, 2006.-С 35-37.

32. Гришаев В.В. Будем знакомы дельталет.- Донецк.: «Норд-Пресс», 2006.176 с.

33. Дашивец А.Н., Еремин В.Ю., Клименко А.П., Хесин В.Я. Анализ случаев нагружения дельтапланов с мягким крылом. // Вопросы проектирования самолетных конструкций. Харьков, 1982. - вып.4 - с. 5156.

34. Дербенев М.В. Расследование летных происшествий. М.: МГА, 1970. -36 с.

35. Дибир А.Г., Копычко В.П. Сельскохозяйственная авиация: развитие и перспективы// Авиация Общего Назначения/ №3, Харьков, 1999.- с. 14-19.

36. Динамика летательных аппаратов в атмосфере. ГОСТ 20058-80. М.: Издательство стандартов, 1981. - 51 с.

37. Дональд Р. Кроффорд Практическое руководство по расчету характеристик и проектированию ЛА, Англия, 1979. -197 с.

38. Единообразные предписания, касающиеся официального утверждения транспортных средств в отношении поведения их конструкции в случае лобового столкновения. Правила № 33 к Соглашению ООН./ Женева, 1958. -20 с.

39. Единообразные предписания, касающиеся официального утверждения транспортных средств в отношении креплений привязных ремней на легковых автомобилях. Правила № 14 к Соглашению ООН. / Женева, 1958. 26 с.

40. Елистратов В.Н. Нормирование летной годности и сертификация гражданских воздушных судов: Учебное пособие. Рига: РКИИГА, 1983. -72 с.

41. Ермоленко В.С, Невельский М.А., Пономаренко В.И. Быстродействующие системы спасения (БПС) // Авиация общего назначения. №4. Харьков, 1998.-С.З-9.

42. Ермоленко В.С, Невельский М.А., Пономаренко В.И. Быстродействующие системы спасения (БПС) // Авиация общего назначения. №7. Харьков, 1999.-С. 11-14.

43. Жеглов В.А., Рыбкин В.Б., Мацепуро О.В. Учись летать на дельтаплане. М,: ДОСААФ, 1983. - 222 с.

44. Железняков Ю.Д., Никитин И.В. Анализ авиационных происшествий на легких и сверхлегких летательных аппаратах // Проблемы безопасности полетов.- М.,- 1985. № 8 - с. 43-56.

45. Железняков Ю.Д., Никитин И.В. Обоснование эксплуатационно-технических требований к сверхлегким самолетам для применения в геологии. // Инженерно-авиационное обеспечение безопасности полетов: Тезисы докладов. М.: МИИГА, 1985. - 22 с.

46. Забава В.И., Никитин И.В. Временные технические требования к моторным дельтапланам (ВТТД МДП-87). М,: ДОСААФ, 1987. - 43 с.

47. Зубков Б.В. Безопасность полетов: Учебное пособие. Киев; КИИГА, 1983.-84 с.

48. Зайцев О.В. Аэроинерционное вращение // Авиация Общего Назначения/№1, Харьков, 1998.-С 32-33.

49. Исследование динамики полета самолетов на этапах взлета и посадки: Отчет по теме 1.3.3, заданию 1.03 / ГосНИИГА, Руководитель Кофман В.Д. -М., 1977.-103 с.58

50. Исследование характеристик устойчивости, управляемости и маневренности спортивных и сверхлегких летательных аппаратов: Отчет о

51. НИР / СибНИА им. С.А. Чаплыгина; Руководитель Темляков Ю.Н. № ГР У59120; - Новосибирск; 1990. - 48 с.

52. Испытания натурного дельтаплана Славутич УТ-1 в аэродинамической трубе Т-101 ЦАГИ: Отчет о НИР / Центр, аэрогидродинамический ин-т (ЦАГИ). - № 3632. - М.; 1979. - 155 с.

53. Испытания усовершенствованного учебно-тренировочного дельтаплана Славутич-УТ в аэродинамической трубе Т-101: Отчет о НИР /Центр, аэрогидродинамический ин-т (ЦАГИ). № 3831. - М., 1980. - 100 с.

54. Кареткин A.B. Временные технические требования к дельтапланам (ВТТД 80-84). М,: ДОСААФ, 1986. - 28 с.

55. Кареткин A.B., Лопатин В.И., Наумов Н.М. Дельталетное происшествие // Авиация Общего Назначения/ №11, Харьков, 2005 .-С 3 3-3 5.

56. Калачев Г.С. Показатели маневренности, управляемости и устойчивости самолетов. М.: Оборонгиз, 1958. - 128 с.

57. Калиниченко Б.В. Летные характеристики самолетов с газотурбинными двигателями. М.: Машиностроение, 1986. - 144 с.

58. Касьянов В.А., Ударцев Е.П. Определение характеристик воздушных судов методами идентификации. -М.: Машиностроение, 1988. 176 с.

59. Киносян Л.Б. Сертификация «Атлета» // Авиация Общего Назначения/ № 1, Харьков, 2006.-е 42-43.

60. Клаудиус Ла Берт. Экспериментальное исследование диапазонов режимов полета и теоретическое обоснование требований безопасности полетов для дельтапланов: Техн. перевод / Киев, ЦНТИ "Волна". 1979. - № 2374. - 36 с.

61. Клименко А.П., Белоус О.Г. Экспериментальный мотодельтаплан Славутич-MI. // Тезисы доклада XVI НТК молодых специалистов и членов НТО предприятия п/я А-3395. Киев, 1982.

62. Клименко А.П. Разработка и внедрение основ технической подготовки производства серийных дельтапланов: Дисс. на соискание уч.степ. канд.техн. наук Харьков, 1984. - 197 с.

63. Клименко А.П., Лимонад Ю.Г., Маленко В.В. Исследование аэродинамических характеристик дельтаплана в натурной аэродинамической трубе.// Вопросы проектирования самолетных конструкций. -Харьков, 1982. вып. 4 - с. 57-62.

64. Клименко А.П., Никитин И.В. Мотодельтапланы: Проектирование и теория полета.- М.: Патриот, 1992,- 288 с.

65. Клячко М.Д., Арнаутов Е.В. Летные прочностные испытания самолетов. Динамические нагрузки. Справочник. М.: Машиностроение, 1984. - 120 с.

66. Князев В.Н. Физические условия полета самолета. М.: Оборонгиз,1957. 376 с.

67. Козьмин В.В., Кротов И.В. Дельтапланы. М.: ДОСААФ, 1980. - 119 с.

68. Колоколов С.Н. и др. Динамика управляемого движения вертолета- М.: Машиностроение, 1987. 144 с.

69. Колесников Г.А. и др. Аэродинамика летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1993. - 544 с.

70. Кондранин Т.В., Никитин И.В., Топчиев А.Г. Применение дельталета «Поиск-ОбНТ» для геологического мониторинга объектов нефтегазового комплекса// Научный вестник МГТУ ГА, М., 2007,- № 100, с. 225-232.

71. Котик М.Г., Павлов А.В. и др. Летные испытания самолетов. 2-е изд., перераб. и дополн. М.: Машиностроение, 1968. - 423 с.

72. Кравченко И.В. Летчику о метеорологии. М.: Воениздат, 1982. - 255 с.

73. Критерии летной годности для сверхлегких летательных аппаратов. -М.: Межгосударственный авиационный комитет, 1995. 48 с.

74. Кринецкий Е.И. и др. Основы испытаний летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1989. - 312 с.

75. Крохин З.Т. и др. Инженерно-организационные основы обеспечения безопасности полетов. М.: Транспорт, 1987. - 175 с.

76. Кубланов М.С. Математическое моделирование: Учебное пособие. М.: МГТУ ГА, 1996. - 96 с. 20

77. Кудрявцев Г.С. Приближенная методика расчета суммарных аэродинамических характеристик двухконусных гибких крыльев. // Труды ЛИАП (Л). 1974 - вып. 85. - с. 23-27.

78. Кудрявцев Г.С. Экспериментальные исследования характера обтекания двухконусного гибкого крыла. // Труды ЛИАП (Л). 1976. - вып. 108. - с. 48-50.

79. Кудрявцев Г.С. К расчету подъемной силы гибких крыльев. // Труды ЛИАП (Л). 1970. -вып. 86. - с. 95-100.

80. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Оборонгиз, 1962. - 549 с.

81. Лебедев А.Н. Моделирование в научно-технических исследованиях. -М.: Радио и связь, 1989. 224 с. 17

82. Мазурский М.И., Меерович Г.Ш., Степаненко А.Н. Сертификационные испытания самолетов. М.: Машиностроение, 1993. - 160 с.

83. Мархай Ч. Теория плавания под парусами: Перевод с польского / М.: Физкультура и спорт, 1970. 407 с.

84. Медников В.Н. Динамика полета и пилотирование самолетов. Монино, ВВА им. Ю.А.Гагарина, 1976, 547 с.

85. Методика и программа расчета продольной балансировки сверхлегкого летательного аппарата с балансирным управлением: Технический отчет / Киевский механический завод (КМЗ); Руководитель Азарьев И.А. № РУ-013-CJIA. - Киев, 1985. - 30 с.

86. Методика и программа расчета динамики продольного движения сверхлегкого летательного аппарата с балансирным управлением: Технический отчет / Киевский механический завод (КМЗ); Руководитель Азарьев И.А. № РУ-013-СЛА. - Киев, 1985. - 29 с.

87. Миллер М. Основные принципы летной сертификации американских дельтапланов: Техн. перевод / Киев, ЦНТИ "Волна". 1980. - № 2347. - 6 с.

88. Миронов А.Д., Владычин Г.П., и др. Методы исследований на летающих моделях. М.: Машиностроение, 1988. - 144 с.

89. Миронов А.Д., Лапин A.A., Меерович Г.Ш., Зайцев Ю.И. Задачи и структура летных испытаний самолетов и вертолетов. М.: Машиностроение, 1982. - 144 с.

90. Мисюра Г.П. Область применения GPS // Авиация Общего Назначения/ №10, Харьков, 1999.- с. 39-40.

91. Мхитарян А.И. и др. Динамика полета. М.: Машиностроение, 1971, -368 с.

92. Нариманов Г.С., Докучаев Л.В., Луковский И.А. Нелинейная динамика летательного аппарата с жидкостью. М.: Машиностроение, 1977. - 208 с.

93. Некоторые проблемы применения и развития зарубежной сельскохозяйственной авиации: Техническая информация / Центр, аэрогидродинамический ин-т (ЦАГИ); -№ 1. М., 1979. - с. 10-18.

94. Никитин И.В. Проблемы безопасности полетов летательных аппаратов с гибким крылом в условиях атмосферной турбулентности // Вопросы усталости и живучести авиационных конструкций. М. МИИГА, 1983. - с. 86-90.

95. Никитин И.В. Как определить аэродинамические характеристики дельтаплана // Крылья Родины. 1983. - № 10. - с. 22-23.

96. Никитин И.В., Звягинцев В.Т. Поиск-02 // Крылья Родины. -1984.- № 6 с. 24-25.

97. Никитин И.В. К вопросу продольного движения сверхлегкогосамолета с балансирным управлением// Инженерно-авиационное обеспечение безопасности полетов: Тезисы докладов. М.: МИИГА, 1985. -37 с.

98. Никитин И.В. Что могут "малыши" // Техника молодежи. 1985. - № 11.-с. 8-10.

99. Никитин И.В., Железняков Ю.Д. и др. Конструкция экспериментального сверхлегкого самолета и ее возможности в плане повышения безопасности полетов// Инженерно-авиационное обеспечение безопасности полетов: Тезисы докладов. М.: МИИГА, 1985. - с.65.

100. Никитин И.В., Железняков Ю.Д. Анализ авиационных происшествий на легких и сверхлегких летательных аппаратах // Проблемы безопасности полетов: Тезисы докладов.- М., 1985. № 8. - с. 11.

101. Никитин И.В., Железняков Ю.Д. Обоснование эксплуатационно-технических требований к сверхлегким самолетам для применения в геологии // Инженерно-авиационное обеспечение безопасности полетов: Тезисы докладов. М.: МИИГА, 1985, - с.22.

102. Никитин И.В. О влиянии некоторых факторов на характер продольного движения сверхлегкого самолета с балансирным управлением // Инженерно-авиационное обеспечение безопасности полетов: Тезисы докладов. М.: МИИГА, 1986. - с. 5.

103. Никитин И.В. Математическая модель продольного движения мотодельтаплана// Воздушный транспорт. Отечественный опыт. -М.: Э-и ЦНТИ ГА, 1986. вып.9. - с 3-5.

104. Никитин И.В. Разработка и обоснование основных технических требований к мотодельтапланам с учетом особенностей эксплуатации: Дисс. на соискание уч. степ.канд. техн. наук М., 1986. - 290 с.

105. Никитин И.В., Корниюк П.В. Экспериментальное исследование летных характеристик устойчивости и управляемости мотодельтаплана// Воздушный транспорт. Отечественный опыт. М.: Э-и ЦНТИ ГА, 1986. -вып.9. - с. 2 - 4.

106. Никитин И.В., Железняков Ю.Д., Ваканья Б.А., Попов М.А. Перспективы применения сверхлегких самолетов в геологии // Воздушный транспорт. Отечественный опыт. М.: Э-и ЦНТИ ГА, 1986. - вып.9. - с. 2-3.

107. Никитин И.В., Ваканья Б.А., Корниюк П.В., Чернигин O.E. Сверхлегкий летательный аппарат. Авторское свидетельство № 1369165, 1987.-2 с.

108. Никитин И.В., Корниюк П.В., Чернигин O.E. Динамометрическая ручка дельтаплана. Авторское свидетельство № 1369156, 1987. 3 с.

109. Никитин И.В., Чернигин O.E., Попов М.А. Аппарат для воздушного опрыскивания. Авторское свидетельство № 1394630,1988. 3 с.

110. Никитин И.В., Клименко А.П. Мотодельтаплан. Авторское свидетельство № 1398289, 1988. 3 с.

111. Никитин И.В., Корниюк П.В., Попов М.А., Чернигин O.E. Мотодельтаплан. Авторское свидетельство № 1438127, 1988. 3 с.

112. Никитин И.В., Клименко А.П. Рулевая трапеция. Авторское свидетельство № 1485584, 1989. 3 с.

113. Никитин И.В., Клименко А.П. Мотодельтаплан. Авторское свидетельство № 1485585, 1989. 2 с.

114. Никитин И.В., Клименко А.П. Мотодельтаплан. Авторское свидетельство № 1497921, 1989. 2 с.

115. Никитин И.В., Корниюк П.В., Попов М.А., Чернигин O.E. Мотодельтаплан для аэрофотосъемки. Авторское свидетельство № 1594840, 1990. 2 с.

116. Никитин И.В. История развития и результаты деятельности студенческого конструкторского бюро// Четверть века науке МИИГА -МГТУ ГА. М.: МГТУ ГА, 1996. - с. 141-149.

117. Никитин И.В. Особенности сверхлегкого летательного аппарата с балансирным управлением и уравнения его пространственного движения в общем случае // Научные чтения, посвященные творческому наследию Н.Е.Жуковского. М.: ВВИА им Н.Е.Жуковского, 1997. с. 4.

118. Никитин И.В., Чернигин O.E. Особенности требований к прочности CJ1A, предъявляемых в странах Западной Европы и России // Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуациях. М.: МГТУ ГА, 1997.-с. 94-97.

119. Никитин И.В., Чернигин O.E. Опыт использования CJIA в отдельных отраслях экономики // Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуациях. М.: МГТУ ГА, 1997. - с 98-100.

120. Никитин И.В. Мотодельтапланы СКБ МГТУ ГА // Авиация Общего Назначения/№7, Харьков, 1997.- с. 28.

121. Никитин И.В., Корниюк П.В., Бушанский H.A. "HIRTH" Пять лет в России// Авиация Общего Назначения/ №3, Харьков, 1999.- с. 28-30.

122. Никитин И.В. «Поиск-06СХ»// Авиация Общего Назначения/ №3, Харьков, 1998.- с. 33.

123. Никитин И.В. «Поиск-06» Испытания. // Крылья Родины. 1989. - №8.-с. 17-21.

124. Никитин И.В., Корниюк П.В., Бушанский Н.А. "НЖТН" Пять лет в России// Авиация Общего Назначения/ №2, Харьков, 2000.-е. 15-21.

125. Никитин И.В. Двадцать лет авиаработ на СЛА// Авиация Общего Назначения/ №10, Харьков, 2000.-е. 29-31.

126. Никитин И.В. Экономические аспекты применения дельталетов в сельском хозяйстве// Научный вестник МГТУ ГА серия Общество, экономика, образование. -М.: МГТУГА, 2001, -№45, с. 48-55.

127. Никитин И.В. «Поиск-06» пятнадцать лет в серии// Авиация Общего Назначения/ №2, Харьков, 2004.-е. 22-25.

128. Никитин И.В. «Поиск-06» пятнадцать лет в серии// Авиация Общего Назначения/ №7, Харьков, 2004.-е. 26-30.

129. Никитин И.В. К вопросу оценки летной годности двигателей сверхлегких летательных аппаратов// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. М.: МГТУГА, 2005,- № 85, с. 143-150.

130. Никитин И.В. Основные характеристики дельталетов и динамика их развития// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. М.: МГТУГА, 2006,- № 99, с. 81-87.

131. Никитин И.В. Математическое моделирование продольного движения сверхлегких воздушных судов с балансирным управлением// Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность. М.: МГТУГА, 2006,-№97, с. 104-111.

132. Никитин И.В. Оценка летных характеристик, устойчивости и управляемости сверхлегких воздушных судов методами летного эксперимента// Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность.-М.: МГТУГА, 2006,-№97, с. 111-118.

133. Никитин И.В. Формирование требований к эксплуатационной документации дельталетов// Научный вестник МГТУ ГА, серия

134. Эксплуатация воздушного транспорта. М.: МГТУГА, 2006,- № 109, с. 108-113.

135. Никитин И.В. Классификация сверхлегких летательных аппаратов и анализ состояния сверхлегкой авиации в России// Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромехника, прочность, поддержание летной годности. М.: МГТУГА, 2006,- № 103, с. 82-88.

136. Никитин И.В. Оценка прочности силовых элементов конструкции дельталета расчетными методами // Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. М.: МГТУГА, 2006,- № 122, с. 116-122

137. Никитин И.В. Особенности поперечной динамической неустойчивости дельталета // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность. -М.: МГТУГА, 2006,-№111, с. 154-160.

138. Никитин И.В. Методы оценки прочности сверхлегких летательных аппаратов с балансирным управлением// Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества: Тезисы докладов. — М.: МГТУ ГА, 2006 г., с.84.

139. Никитин И.В. Сверхлегкие летательные аппараты// Труды Всероссийских научных чтений «Будущее сильной России в высоких технологиях». Санкт-Петербург, 2007, с. 158-168.

140. Никитин И.В. Опыт применения быстродействующих систем спасения на дельталетах // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности. М., 2008,- № 129, с. 128-136.

141. Никитин И.В. Оценка годности элементов конструкции дельталета методом аналогов // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности. М., 2008,- № 129, с. 128-136.

142. Никитин И.В. Оценка годности элементов конструкции и агрегатов дельталета методом аналогов// Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества: Тезисы докладов. М.: МГТУ ГА, 2008 г., с.111-112.

143. Никитин И.В. Основы теории аэроинерционных моментов дельталета// Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества: Тезисы докладов. М.: МГТУ ГА, 2008 г., с.112.

144. Новые правила для сверхлегких аппаратов в США: Техн. пер. / Киев, ЦНТИ "Волна" 1983. - № 2756. - 39 с.

145. Нормы летной годности дельтапланов. Межведомственная комиссия по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР. -Киев; 1985. 96 с.

146. Нормы летной годности ФРГ для дельтапланов (НЛГД): Техн. пер. / Киев, ЦНТИ "Волна". 1979. - № 2643. - 29 с.

147. Нормы летной годности и требования для дельтапланов: Техн. пер./

148. Киев, ЦНТИ "Волна". 1979. - № 2373. - 12 с.

149. Оболенский Е.П. и др. Прочность летательных аппаратов и их агрегатов. -М.: Машиностроение, 1995. 504 с.

150. ОрдодиМ. Дельтапланеризм.-М.: Машиностроение, 1984. 168 с.

151. Ормистон Р. Испытания в аэродинамической трубе четырёх сверхлегких планеров с гибкими крыльями: Техн. перевод / Киев, ЦНТИ "Волна". 1982. - № 2591.- 42 с.

152. Осташов В.Г. Дельтапланеризм, Новосибирск: Наука, 1983. -112 с.

153. Остославский И,В. Аэродинамика самолета. М,: Оборонгиз, 1957. -561 с.

154. Павлов A.B. Аппаратура и методы измерений при летных испытаниях самолетов. М.: Машиностроение, 1967. - 215 с.

155. Панкратов В.Г. О выборе численных методов интегрирования обыкновенных дифференциальных уравнений для моделирования в реальном времени. // Вопросы радиоэлектроники. Электронная вычислительная техника. -1967. вып.2 - с. 61-74.

156. Пашковский И.М. Устойчивость и управляемость самолета. М.: Машиностроение, 1975. - 328 с.

157. Пашковский И.М. и др. Летные испытания самолетов и обработка результатов испытаний. М.: Машиностроение, 1985. - 416 с.

158. Пепеляев Е.В. «Миги» против «Сейбров». М.: ООО «Издательство «Яуза», 1998.-318 с.

159. Применение авиации в отраслях экономики/ Автор-сост. B.C. Деревянко.-Краснодар: «Сов. Кубань», 2002.- 488 с.

160. Попов В.Д., Тотиашвили Л.Г. Исследование динамики взлета самолета в сложных и особых ситуациях на ЭЦВМ // Труды ГосНИИГА (М.). 1977. - Вып. 141. Вопросы аэродинамики и динамики полета гражданских самолетов, -с. 19-37.44

161. Петров Д.Н. Rotax-2002// Авиация Общего Назначения/ №2, Харьков, 2002.-С 4-11.

162. Ломовский.-№ГР 81082015; Инв.№ 02850080132-M., 1985.-98 с. 62

163. Пугачев А.И., Комаров A.A., Смирнов H.H. и др. Техническая эксплуатация летательных аппаратов.-2-е изд. М.: Транспорт, 1977. - 440 с.

164. Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной постройки РДК СЛА. Том II Прочность. / СибНИА им. С.А. Чаплыгина - Новосибирск., 1989. - 223 с.

165. Разработка и изготовление системы регистрации параметров полета дельтаплана: Отчет о НИР (промежуточ.)/ Моск. ин-т инженеров гражд. авиации (МИИГА); Руководитель Рощин В.Ф. № ГР 01813011327; Инв. № 02820069244. - М., 1982. - 56 с.

166. Разработка и внедрение автоматизированной системы расчета внешних нагрузок и определения усилий в элементах конструкции крыла дельтаплана: Отчет о НИР / Предприятие п/я А-3395. № 977106. - Киев, 1981.-38 с.

167. Расчет аэродинамических характеристик двухконусных гибких крыльев на основе метода дискретных вихрей: Отчет о НИР (заключит.)/ Летн. ин-т авиационной промышленности (ЛИАП); Руководитель В.А.Коробков. Инв. № 02344414778. - Л., 1980. - 33 с.

168. Романков С.С. Старое о кувырке // Авиация Общего Назначения/ №11, Харьков, 1998.- с. 29-32.

169. Румшинский Л.З. Математическая обработка результатов эксперимента. -М.: Наука, 1971. 192 с.

170. Сакач Р.В., Буряков В.М., Кофман В.Д. Вопросы расследования и анализа авиационных происшествий. М.: МИИГА, 1979. - 92 с.

171. Сверхлегкий самолет "Поиск-02". Руководство по летной эксплуатации СЛС (проект): Отчет о НИР (промежуточ.) / Моск. ин-т инженеров гражд. авиации (МИИГА); Руководитель Страхов Г.И. № ГР 01830030590; Инв. № 02830061586. - М., 1983. - 39 с.

172. Севбо И.Р., Игнатов C.B., Пугачев Ю.Н. Пневмобаллистическаясистема спасения CJIA// Авиация общего назначения/ №12, Харьков, 1999.-С 29-31.

173. Смирнов Н.В., Дунин-Барковский И.В. Курс теории вероятностей и математической статистики для технических приложений. М.: Наука, 1965. - 132 с.

174. Снешко Ю.И. Исследования в полете устойчивости и управляемости самолета. М.: Машиностроение, 1971. 328 с.

175. Снешко Ю.И. Устойчивость и управляемость самолета в эксплуатационной области режимов полета. М.: Машиностроение, 1987. -136 с.

176. Степнов М.Н. Статическая обработка результатов механических испытаний. М.: Машиностроение, 1972. - 232 с.

177. Сборник документов, регламентирующих использование дельтапланов и сверхлегких летательных аппаратов в различных государствах. ИКАО: Техн. пер. / Киев, ЦНТИ "Волна". 1985. - 227 с.

178. Справочник авиаконструктора. М.: ЦАГИ, 1937. - Том I: Аэродинамика самолета. - 512 с.

179. Свешников A.A. Основы теории ошибок. JL: ЛГУ, 1972. - 122 с.

180. Стариков А.И. и др. Безопасность полетов летательных аппаратов. -М.: Транспорт, 1995. 368 с.

181. Страхов Г.И., Никитин И.В. С гибким крылом // Крылья Родины. -1983.-№ 10.-c.29.

182. Сухорученков Б.И., Меньшиков В.А. Методы анализа характеристик летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1988. - 159 с.

183. Фолдерс Д. Летные характеристики параплана, используемого для возвращения космического аппарата на землю // Вопросы ракетной техники. 1965. - № 12 - с. 79-83.

184. Хейфец М.И. Обработка результатов испытаний: Алгоритмы, номограммы, таблицы.-М.: Машиностроение, 1988.- 168с.

185. Ципенко В.Г. Применение математического моделирования итеоретических методов при анализе особых случаев взлета и посадки воздушных судов: Дисс. на соискание уч. степ. докт. техн. наук М., 1987. -438 с. 46

186. Шаройко Д.П., Качкар И.В., Клименко А.П., Страшко Н.П. О нагрузке на крыло дельтаплана// Вопросы проектирования самолетных конструкции. Харьков, 1983. - вып. 4 - с. 101-104.

187. Шенхер М. Флаттер. Пикирование дельтаплана: Техн.перевод / Киев; ЦНТИ "Волна". 1979. - № 2496. - 7 с.

188. Шишкин В.Г. Безопасность полетов. Иваново, 2000. 224 с.

189. Экспериментальные аэродинамические характеристики спортивных дельтапланов иСлавутич-спорт-5" и "Тайфун": Отчет о НИР / Центр, аэрогидродинамический ин-т (ЦАГИ); Руководитель Лимонад Ю.Г. Инв. № 4688. - M., 1984. - 91 с.

190. Яблонский A.A., Никифорова В.М. Курс теоретической механики. 5-е изд, перераб. - М.: Высшая школа, 1977.4.1: Статика. Кинематика. - 368 с. Ч.П: Динамика. - 430 с.

191. Яблонский A.A., Никифорова В.М. Курс теоретической механики. 5-е изд, перераб. - М.: Высшая школа, 1977.Ч.П: Динамика. - 430 с.

192. Яворский В.А. Кувырок на параплане // Авиация Общего Назначения/ №11, Харьков, 1999.-С 29-31.

193. Ярмаков Р.Г. Летные испытания первых опытных образов самолетов. -М.: Машиностроение, 1987, 144с.

194. Angeli D. UL Regeln in der EU. Italie. Flügel der Welt, № 3, 2002, s.s. 36-37.

195. Aupetit H. Comet oder Flegle. Drachenflieger-magazin, №5, 1981, s. 3435.

196. Arrete relwtiv a 1 autorisation de vol des aeronefs Ultra Legers Motorises. Direction Generale de L Aviation Civile. № 7401 1994.

197. Briefs of Accidents involving "Amateur/Home Built Aircraft», NTSB-AMM-78-9. Washington, 1978, p.63.

198. Briefs of Accidents involving "Amateur/Home Built Aircraft". NTSB-AMM-78-20. Washington, 1978, p.63.

199. Briefs of Accidents involving "Amateur/Home Built Aircraft". NTSB-AMM-80-9. Washington, 1980, p.79.

200. Briefs of Accidents involving Amoteur/Home Built Aircraft". NTSB-AMM-81-9. Washington, 1981, p.67.

201. British civil airworthiness requiremen. Section S. CAP 482. CAA, London, 2002, 45 p.

202. DoodleBug, Pegasus Booster. Flügel der Welt, № 6, 2001, p. 16.

203. Flügel der Welt-der Index 2001-2006, Deutsche Ausgabe.

204. Guide to airworthiness procedures. Issue 7 BMAA, The Bullring, Deddington, Banbury, Oxon, 2004, 31 p.

205. Lufttüchtigkeitsforderungen fur schwerkraftgesteuerte Ultraleichtflugzeuge Nfl 11-100/99, DULV, Bacnang. 2001, 51 s.

206. Maughmer M. A comparizon of the aerodinamic characteris tics of eight Sailwing airfoil soetions the seienhel and technology of low speed and moforlenfli, ght. Report NASA, 1979, Cp.2085, p.p. 155-176.

207. Nachrichten für Luftfahrer. Teil II. Bekanntmachung der Lärmvorschrift fur Luftfahrzeige (LVL). Deutsche Flugsicherung. Braunschweig, Nfl II 70/04. 2004, 47 s.

208. Nachrichten fur Luftfahrer. Teil II. Bekanntmachung von Lufttütüchtigkeitsforderungen für swerkraftgesteuerte Ultraleichtflugzeuge Bauatr: Trike und FußstartßUL. Deutsche Flugsicherung. Braunschweig, Nfl II 22/05. 2005, 10 s.

209. Nachrichten für Luftfahrer. Teil II. Bekanntmachung von Lufttütüchtigkeitsforderungen für swerkraftgesteuerte Ultraleichtflugzeuge Bauatr: Motorschirm und Motorschirm-Trike. Deutsche Flugsicherung. Braunschweig, Nfl II 23/05. 2005, 12 s.

210. Nachrichten für Luftfahrer. Teil II. Bekanntmachung von Lufttütüchtigkeitsforderungen für aerodynamisch gesteuerte Ultraleichtflugzeuge. Deutsche Flugsicherung. Braunschweig, Nfl II 17/03. 2003, 41 s.

211. Nachrichten für Luftfahrer. Teil II. Bekanntmachung von Lufttütüchtigkeitsforderungen für Ultraleichte Tragschrauber. Deutsche Flugsicherung. Braunschweig, Nfl II 89/01. 2001, 22 s.

212. Nielsen J., Kribel A, Teoretical Aerodynamics of Flexible Wings of Low speeds. Report NASA, 1963, Cp.84, p.p. 11-73.

213. Nikitin I. Trike SDB MSTU CA// General Aviation/ №1, Harkov, 2000.-p.p. 22-25.

214. Nikitin I. Kanchalan // Cross Country/, № 12, 1990 r. p.p.33-34.

215. Ormiston B. Sail Glider Performance-Problems and Potential Hang Gliding. June, 1977, p.p. 44-47.

216. Ormiston B. Wind Tunnel Tests of four flexible wing Ultralights Gliders. Report NASA, 1979, Cp.2055,p.p. 557-590.

217. Oprecht U. Drachenflieder-Gleitwinkel, Test Graultunden Drachenfliegermagazin, N5,1981, s.28-32.

218. Peter Falb. Ultraleicht ins neue Jahrtausend. Flügel der Welt №1, Februar/Marz 2001. s.36-37.

219. Probleme mit der Überschreitung des erlaubten Startgewichts UL. Flügel der Welt, № 4, 2002, p.p. 8-9.

220. Seifert W. 400 Kilometermit 18,5 Litern. Drachenfliegermagazin, N2, 1985, s.58.

221. Relativ a L autorisation de vol des aeronefs Ultra Legers Motorises (ULM). SFACT. Direction Generale de L Aviation Civile. Republique Française. 1995.

222. Schonher M. Der Flattersturz. Drachenfliegermagazin, 1977, N2, s.41 -46.

223. The Aerodynamic Test System Affords manufacturers and private graups alike a meams to ashieve wind tunnel resuits witout the expense. Glider Rider, N62, 1981, p.p 14-15.

224. Tisserant F. ULM Frankreich. Flügel der Welt, № 2, 2002, s.s. 20.

225. Valle G. A pleminary Analysis of the Lougitudinal Dynamies of ultralight Gliders march; Glider Rider, №1, 1979, p.p. 39-47.

226. Xardi R.M. UL Regeln in der EU. 1. UK. Flügel der Welt, № l, 2002, s.s. 36-37.

227. Verordnung zur Beauftragung von Luftsportgerätverbänden (BeauftrV). Deutsche Flugsicherung. Braunschweig, 2001, 3 s.