CC BY
57нее заданную величину. При этом имеет значение путь, пройденный каждой точкой от ПД до последней итерации. Поскольку ПД не сглаживаются, исследуется путь от первой итерации, где сглаживание уже произошло. Варьируя коэффициентами, нужно минимизировать этот путь. Как показали вычислительные эксперименты, имеет значение не только длина пути, но и траектория точки. Она может быть колебательной с затуханием и без или апериодической. Колебательность появляется при значительном отличии массы или тяги модели от реальных. Такой симбиоз модели и ВС позволяет довольно быстро и точно получить нужную информацию о массе и взлетной тяге двигателей. Для процесса идентификации точность метода численного интегрирования не имеет первостепенного значения - путь минимизируется практически одинаково при любом методе. Высокая точность потребуется для прогнозных расчетов - например, при определении взлетной дистанции. В этом случае применимо аналитическое решение или, если его нет, точный метод на основе данных идентификации.
Библиографические ссылки
1. Вовк В. И., Липин А. В., Саранский Ю. Н. Зональная навигация : учеб. пособие. СПБ. : Академия ГА, 2004. 145 с.
2. Бочкарев В. В., Крыжановский Г. А., Сухих Н. Н. Автоматизированное управление движением авиационного транспорта / под ред. Г. А. Крыжановского. М. : Транспорт, 1999. 298 с.
References
1. Vovk V. I., Lipin A. V., Saranskij Ju. N. Zonal'naja navigacija: uchebnoe posobie. SPB. : Akademija GA, 2004. 145 s.
2. Bochkarev V. V., Kryzhanovskij G. A., Suhih N. N. Avtomatizirovannoe upravlenie dvizheniem aviacionnogo transporta ; pod red. G. A. Kryzhanovskogo. M. : Transport, 1999. 298 s.
© Мурин М. В., Клепцов И. Л., Надтокин Л. А., 2013
УДК 629.7.016
ВЛИЯНИЕ ПРИСОЕДИНЕННОГО ВИХРЯ НА ПОДЪЕМНУЮ СИЛУ КРЫЛА
Е. А. Нартов, Г. Д. Коваленко
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 Е-mail: evgeniy_n@sibsau.ru, gena@sibsau.ru
Приведен оценочный расчет изменения коэффициента подъемной силы для аэродинамического профиля с вихрегенератором. Обозначено дальнейшее направление исследований и возможность применения вихрегене-раторных крыльев для самолетов авиации общего назначения.
Ключевые слова: циркуляция скорости, вихрегенератор, присоединенный вихрь, аэродинамический профиль, подъемная сила.
THE INFLUENCE OF THE BOUND VORTEX ON THE LIFT OF A WING
E. A. Nartov, G. D. Kovalenko
Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: evgeniy_n@sibsau.ru, gena@sibsau.ru
An estimated calculation of the change of the lift coefficient for an airfoil with vortex generators is given. Future direction of research and the possibility of application of wings with vortex generator for general aviation aircrafts are considered.
Keywords: circulation velocity, vortex generator, attached vortex, airfoil lift.
Одним из аспектов повышения качества крыла летательного аппарата является увеличение подъемной силы крыла, и один из способов увеличить подъемную силу - это создать на верхней панели крыла присоединенный вихрь.
Первым автором, кто предложил создание вихревого крыла, был В. А. Каспер [5]. На рис. 1 можно увидеть сечение крыла самолета Каспера. Как видно из рисунка, механизация крыла является вихрегенато-ром, которая создает псевдопрофиль большей толщи-
ны и кривизны, чем исходный, и за счет этого увеличивалась подъемная сила на крыле. В. А. Каспер занимался проблематикой устойчивости бесхвостых летательных аппаратов на малых скоростях полета и при больших углах атаки (30-35°).
В работе [6] изучалось влияние вихря на подъемную силу и управление им при помощи отсоса воздуха. Вихрь сгенерирован на верхней панели толстого профиля (рис. 2). Эта работа проводилась с целью применения таких профилей на дальнемагистральных
Эксплуатация и надежность авиационной техники
самолетах в концепции: уменьшение скорости полета за счет увеличения подъемной силы крыла и как следствие - роста экономичности таких перевозок.
Рис. 1. Крыло В. А. Каспера
В работе [2] приведены натурные испытания мотодельтаплана с адаптивным вихрегенаторным крылом.
скорости по контуру. С другой стороны подъемная сила крыла равна:
Уа = Сусф, (2)
где Суа - коэффициент подъемной силы; q = рм ^2/2 -скоростной напор; £ = Ь1 - площадь крыла (Ь - хорда крыла; I - размах крыла). Исходя из формул (1) и (2) циркуляция по замкнутому контуру (в сечении крыла) будет равна
Г = Суа^Ь/2. (3)
Для определения циркуляции присоединенного вихря, образующегося в каверне Гкав (на месте вырезанной части профиля), воспользуемся формулой для вихревого шнура [1; 3; 4]:
Гкав = 2п ГУ, (4)
где г - радиус вихревого шнура; V - скорость потока на радиусе вихревого шнура.
Для приблизительной оценки положим, что V ~ Vm, г = И/2, где И - высота каверны (рис. 3, а).
Рис. 2. Толстый аэродинамический профиль с вихрегенератором в верхней части
Для приблизительной минимальной оценки влияния присоединенного вихря на подъемную силу произведем перерасчет коэффициента подъемной силы суа для трех случаев: 1) когда присоединенный вихрь образован каверной, начинающейся с 25 % от начала хорды (рис. 3, а); 2) вихрь образован на 50 % хорды (рис. 3, б); 3) вихрь начинается на 75 % хорды (рис. 3, в). В качестве исходного профиля возьмем профиль ЦАГИ Р-11-12 [7].
Воспользуемся формулой Жуковского [1; 3; 4] для определения циркуляции по исходному замкнутому контуру:
Уа = Р^Г, (1)
где У - подъемная сила; р - плотность воздуха; V«, - скорость набегающего потока; Г - циркуляция
¿Г
Г суммарное
75%Ь
Г каверны
50%
¿С
Рис. 3. Исходный и исследуемые профили
Суа 21.5-
^г...... ^ ........ — ►
„Л С ^
л\ ^ \ > Г'*" ** 0 ф ' *
г 1 // 1
У: -0,5' 10 12 1 А 16 18 20
§ * ♦
- Суа исходное Ж Суэ(75%Ь) ......-Х-......Суа(50%Ь) — — Суа(25%Ь)
Рис. 4. Коэффициенты подъемной силы для исходного и исследуемых профилей
а
б
в
Согласно теореме Стокса [1; 3] суммарная циркуляция будет равна сумме интенсивностей вихревых нитей, пересекающих поверхность (контур):
ГЕ Гкав + Гпроф,
где Гпроф - циркуляция по контуру профиля или циркуляция сечения исходного профиля.
На графике cya(a) (рис. 4) показаны результаты расчета, которые довольно близки по значениям к натурным испытаниям, приведенными в работе [2].
Приведенный выше расчет был сделан для одной скорости потока, равной 41 м/с, и числа Re = 850 000, однако для того чтобы оценить изменение коэффициента сопротивления cxa, коэффициента момента cmA, необходимо провести продувки. Причем в работе [2, с. 84] было показано, что с изменением чисел Re меняется вихревая картина в каверне, что также может менять и прирост cya. В дальнейшем мы планируем подробно изучить влияние присоединенного вихря на аэродинамические характеристики крыла и исследовать возможность применения таких крыльев для самолетов авиации общего назначения.
Библиографические ссылки
1. Мхитарян А. М. Аэродинамика. М. : Машиностроение, 1976. 448 с,
2. Коваленко Г. Д., Глухова Л. Г., Кацура А. В. Основы проектирования летательных аппаратов с гибким крылом / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2006. 104 с.
3. Белоцирковский С. М., Ништ М. И. Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью. М. : Наука, 1978. 352 с.
4. Лойцянский Л. Г. Механика жидкости и газа // М., 1950. 678 с.
5. Kasper W. A. Some ideas of vortex lift // SAE Prepr № 750547.
6. Chernyshenko S. I. VortexCell2050 «Fundamentals of activity controlled flows with trapped vortices» [Электронный ресурс]. URL: http://cordis.europa.eu/ documents/documentlibrary/120142501EN6 .pdf (дата обращения: 1.09.2013).
7. Кашафутдинов С. Т., Лушин В. Н. Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей // Сиб. науч.-исслед. ин-т авиации им. С. А. Чаплыгина, 1994.
References
1. Mkhitaryan A. M. Aerodinamika (Aerodynamics). M. : Engineering, 1976. 448 s.
2. Kovalenko G. D., Glukhova L. G., Katsura A. V. Osnovi proektirovania letatel'nih apparatov s gibkim krilom (Fundamentals of aircraft with flexible wing.). Sib. gos. aerokosmich. un-t. Krasnoyarsk, 2006. 104 р.
3. Belotsirkovsky S. M., Nisht M. I. Otrivnoe i be-zotrivnoe obtekanie tonkih kril'ev ideal'noy zhidkost'u. (Breakaway and steady airflow around the thin wings of a perfect fluid.). М. : Nauka, 1978. 352 р.
4. Loitsyanskii L. G. Mehanika zhidkosti i gaza. (Fluid Mechanics). М., 1950. 678 р.
5. Kasper W. A. Some ideas of vortex lift // SAE Prepr № 750547 (No date).
6. Chernyshenko S. I. VortexCell2050 «Fundamentals of activity controlled flows with trapped vortices» [Elektronnyj resurs]. URL: http://cordis.europa.eu/ documents/documentlibrary/120142501EN6.pdf (data obrascheniya: 09.01.2013).
7. Kashafutdinov S.T., Looshin V. N. Atlas aerodi-namicheskih harakteristik krilovih profiley. (Atlas aerodynamic characteristics of airfoils.). Sib. nauch.-issled. inst. aviatsii im. S. A. Chaplygina, 1994.
© Нартов Е. А., Коваленко Г. Д., 2013
УДК 621.396.932.1
ПРОЕКТИРОВАНИЕ И РАЗРАБОТКА КОНТРОЛЬНО-ПРОВЕРОЧНОЙ АППАРАТУРЫ
СИСТЕМЫ TCAS
П. А. Росинский, А. Ю. Окладников, В. Н. Гейман
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: pnk-sibsau@mail.ru
Система TCAS предназначена для предотвращения столкновения воздушных судов в воздухе. При ежегодном росте объема воздушных перевозок от исправности данной системы очень сильно зависит безопасность полетов. Разработанная контрольно-проверочная аппаратура предназначена для проверки работоспособности системы TCAS.
Ключевые слова: система TCAS, контрольно-проверочная аппаратура, безопасность полета.
STRUCTURAL ENGINEERING AND DEVELOPMENT OF CHECKOUT EQUIPMENT
OF TCAS SYSTEM
P. A. Rosinskii, A. Iu. Okladnikov, V. N. Geiman
Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: pnk-sibsau@mail.ru
