CC BY
77
УДК 629.7
П. Р. Чирков, Н. В. Никушкин
АДАПТИВНЫЕ КРЫЛЬЕВЫЕ СИСТЕМЫ В ПРИЛОЖЕНИИ К ОБЕСПЕЧЕНИЮ АПЕРИОДИЧЕСКОЙ ПРОДОЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ ЭКРАНОПЛАНА ВБЛИЗИ ОПОРНОЙ ПОВЕРХНОСТИ
Рассмотрена возможность поддержания продольной устойчивости экраноплана в режиме полета вблизи опорной поверхности при помощи крыла с адаптивной нижней поверхностью. Этот способ обеспечения продольной устойчивости экраноплана может применяться как основной или дополнительный к уже известным.
Полет экраноплана осуществляется на малой относительной высоте к = к/Ь (здесь к - высота над поверхностью экрана, отсчитываемая от задней кромки крыла; Ь - хорда крыла) с тем, чтобы максимально использовать благоприятный эффект экранирующей поверхности. При полете на малом расстоянии от экрана существенно возрастает роль профиля крыла экраноплана. Это связано с тем, что расстояние до экрана соизмеримо с толщиной с или вогнутостью / крыла, поэтому небольшие изменения в геометрии профиля, которые в неограниченном потоке не приводят к заметным изменениям аэродинамических характеристик крыла, вблизи экрана могут существенно изменить характер обтекания.
При решении вопросов устойчивости экраноплана существенное значение имеют характеристики устойчивости крыла. Анализ линеаризованных уравнений возмущенного движения экраноплана, проведенный в работе [1], показал, что устойчивость экраноплана в короткопериодическом движении определяется критерием, предъявляющим особые требования к аэродинамической компоновке летательного аппарата (ЛА). Для оценки характера возмущенного движения наряду с фокусом по углу атаки Ра (рис. 1) следует рассматривать фокус по высоте над экраном Рк. Для обеспечения статической устойчивости экраноплана в соответствии с критерием Иродова, кроме выбора соответствующей центровки, необходимо, чтобы фокус по высоте Рк над экраном находился впереди фокуса по углу атаки р . У большинства аэродинамических профилей с приближением к экрану Рк смещается к задней кромке и находится позади Ра. С учетом критерия Иродова появляется возможность с помощью изменения формы профиля управлять положением этих фокусов. Параметрический анализ экспериментальных данных [2] позволяет установить ряд закономерностей влияния толщины и кривизны профиля крыла на расположение его фокусов. При определении характеристик устойчивости расстояние от экрана отчитывалось от точки, расположенной на середине хорды крыла, что соответствует возможному расположению центра масс экраноплана.
Х?а /а
дХр Ь
/77777777777777777777777 Рис. 1
Результаты анализа экспериментальных данных [2] показывают, что в отношении подъемной силы влияние толщины крыла вблизи экрана сказывается более существенно, чем в неограниченном полете. Существенно зависит от толщины крыла приращение подъемной силы, вызванное близостью экрана. Зависимость приращения коэффициента подъемной силы Су от относительной толщины профиля крыла с при уменьшении к от 0,3 до 0,1 показана на рис. 2. Увеличение толщины крыла приводит к уменьшению положительного влияния экрана на подъемную силу примерно на 40 %.
Приведем зависимость расстояния между фокусами Дхр = Хрк - хра от толщины и вогнутости профиля для различных значений к (рис. 3). В соответствии с критериями апериодической устойчивости [ 1] знак при Дхр определяет характер возмущенного движения ЛА. У крыла, имеющего малую с , фокус Ра находится впереди Рк (здесь Ахр > 0). С увеличением с и отходом от экрана расстояние между фокусами уменьшается.
Основной целью анализа работ [2; 3] было выявление особенностей влияния формы адаптирующегося профиля на аэродинамическое качество крыла вблизи экрана. Приведем зависимости максимального аэродинамического качества К от относительной вогнутости профиля
тах ' А 1
/ = /ь (рис. 4). С приближением крыла к экрану на малое расстояние влияние вогнутости профиля на аэродинамическое качество усиливается. Например, значение К при Су = 0,5 у такого крыла существенно уменьшается при отходе от экрана, предотвращая уход крыла с заданного режима полета. Зависимости Кмах и КСу = 0,5 от толщины крыла показаны на рис. 5. Отсюда следует, что при малой вогнутости (/ = 1 %) с увеличением толщины уменьшается К .
тах
Анализ экспериментальных данных показывает возможность реализации крыла с адаптивной нижней поверхностью в обеспечении предотвращения ухода экра-ноплана с заданного режима путем уменьшения подъемной силы крыла при адаптации его профиля.
Для достижения К , на основных режимах полета к = 0,1 - 0,2, необходимо иметь исходный профиль малой относительной толщины (с = 6 %) и кривизны (/ = 1 %) с углами установки крыла ауст при Суа = 0,4; 0,5 профиля.
Переход к профилям малой кривизны приводит к необходимости применения двояковыпуклых профилей, у которых при малых углах атаки проявляется эффект трубки Вентури (эффект подсасывания), уменьшающий положительный эффект экрана, что ограничивает возможности использования таких профилей.
Анализ экспериментальных данных исследования крыльев с 5-образными профилями (с отклонением хвостового участка ~ 25 % хорды на угол 5) в режиме адаптации показывает, что здесь существенно усиливается влияние экрана на расположение фокусов (рис. 6). При определенном расстоянии к фокус Рк оказывается впереди Ра. Применение адаптирующихся 5-образных крыльев с их удовлетворительными аэродинамическими характеристиками, предпочтительно с точки зрения обеспечения критерия статической устойчивости (Дхр < 0).
Реализовать возможность управления положением аэродинамических фокусов по высоте над экраном хрк и по углу атаки хРа позволяет крыло экраноплана [4], обеспечивающее получение закона изменения давлений под крылом Р^ и статического давления в крыле Рст с гибкой
нижней оболочкой, подкрепленной упругими латами (ДР = Р - Р^ - Р, где Р - упругость лат) на изменение геометрии профиля крыла, определяющего аэродинамические параметры вблизи экрана. В полете вблизи экрана разность давлений в крыле и под ним обеспечивает исходную форму профиля крыла с его исходными аэродинамическими параметрами. С отходом от экрана Рст становится больше Р^ и упругости формообразующих лат Рл. Равновесие этих параметров обеспечивается изменением формы профиля (адаптации) с соответствующим изменением аэродинамических параметров профиля, что предотвращает увеличение высоты полета над поверхностью экрана и уход экраноплана с заданного режима полета.
Аппроксимация экспериментальных зависимостей зменения давления ДСр серии профилей (^АИК^Н,
/ 5 5 3 1 1
А , , , , ,
№ 1 2 3 4 5
/ 5 3 3 1
А , , , ,
№ 1 2 3 4
Рис. 2 Рис. 3
с 6 9 9 12
к , , , ,
№ 1 2 3 4
/ 5 3 3 1
Н , , , ,
№ 1 2 3 4
Рис. 4 Рис. 5
3 0° -5° -7.5° -10°
А 0.1 0.2 0.3 0.4
Су 0.4 0.5 0.6
ХРа о Д □
ХР1, • А ■
Рис. 6 83
CLARK-Y, NACA, ЦАГИ B) в диапазонах относительной высоты 0,1 h „.1 h и угла атаки Д4...140 имеет вид
ACp = 0,326 336 + 0,009 614 134 • а - 0,555 815 8 • h -
0,022 25 • а • h - 0,001 003 4 • а2 + ... + ... 0,335 391 • h 2.
Зависимость распределения давления по нижней поверхности крыла от высоты полета (рис. 7) позволяет определить величину управляющего усилия (распределенной нагрузки), действующего как разница давлений в крыле и под крылом на его элементы, что дает возможность рассчитать конструкцию адаптивного крыла.
Рис. 7
Библиографический список
1. Иродов, Р. Д. Критерии продольной устойчивости экраноплана I Р. Д. Иродов II У ченые записки Центрального аэрогидродинамического института имени H. Е. Жуковского. Т. 1. 197О. № 4.
2. Гадецкий, В. H. Влияние формы профиля на аэродинамические характеристики крыла вблизи экрана I
B. H. Гадецкий II Труды Центрального аэрогидродина-мического института имени H. Е. Жуковского. М., 1985. Вып. 2ЗО4.
3. Apхaнгельский, В. H. Расчетное исследование влияние параметров профиля на его аэродинамические характеристики вблизи экрана I В. H. Apхaнгельский,
C. И. Коновалов II Труды Центрального аэрогидродина-мического института имени H. Е. Жуковского. М., 1985. Вып. 2ЗО4.
4. A. с. 1189О26. Крыло экраноплана. 1985.
P. R. Chirkov, N. V. Nikushkin
ADAPTIVE WING SYSTEMS IN THE APPENDIX TO SECURITY OF APERIODIC LONGITUDINAL ECRANOPLAN STABILITY A NEAR TO A REFERENCE SURFACE
The capability of maintaining of longitudinal ecranoplan stability in a condition offlight near to a reference surface is considered by means of a wing with an adaptive lower surface. This mode of security of longitudinal ecranoplan stability may be applied as the main(basic) or additional to already known.
УДК 629.7
В. В. Лукасов, А. В. Кацура
РАСПОЗНАВАНИЕ НЕИСПРАВНОСТЕЙ СИСТЕМ И АГРЕГАТОВ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ С ПРИМЕНЕНИЕМ ВЕРОЯТНОСТНОГО МЕТОДА БАЙЕСА
Приведен алгоритм определения неисправностей систем летательных аппаратов с применением вероятностного метода распознавания.
Летательные аппараты (ЛА) являются одной из самых сложных технических систем. Но как любое техническое изделие, ЛА имеют свойство отказывать, т. е. прерывать процесс функционирования, а это снижает надежность и безопасность полетов.
Как показывает практика, большая часть времени, при устранении отказа, тратится на поиск причины неисправности. Для решения этой проблемы надежность как наука предлагает применять методы распознавания, которые подразделяются на вероятностные и детерминистические.
Среди вероятностных методов наиболее часто используется теорема гипотез, основанная на формуле Байеса:
Р (к./Б.)
р((^, )=^рр^у, <»
где Р(Б,) - вероятность появления состояния Б., определяемая по выражению с использованием статистических данных
Р(б,. ) = N / N /; (2)
Р (к, / Б,) - вероятность проявления признака к. у объектов с состоянием Б,. Если среди N. объектов, находящихся в состоянии Б,, у N.. проявился признак к,, то
N
р(.б,) = -£-■ (3)
Вероятность отсутствия признака к. у изделий с состоянием 5.. равна
Р(/Б ) = 1 -Р(к./Б,), (4)
где Р (к.) - вероятность появления признака к1 во всех объектах независимо от состояния объекта
Р (б, ) = N /N. (5)
Часто признак проявляется не один, а одновременно несколько, т. е. может быть комплекс признаков.
Если комплекс признаков состоит из V признаков, то Р(К* /Б,) = Р(/Б,)Р(к2*/Б,)...Р(*кгу-1...к*1 /Б,), (6)
