CC BY
3Труды МАИ. Выпуск № 90
УДК 533.695
www.mai.ru/science/trudy/
Балансировка сверхзвукового самолета с несимметрично расположенной ракетой на упругом крыле
Макаров И.К.
Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», ул. Старых Большевиков,
54А, Воронеж, 394064, Россия e-mail: mak-11@yandex.ru
Аннотация
Представлены результаты оценки достоверности расчета балансировочных углов отклонений рулей направления 8Н элеронов §э и угла крена у сверхзвукового
самолета с несимметрично расположенной ракетой типа «воздух-поверхность», выполняющего горизонтальный прямолинейный полет со скольжением. В расчетах учитывалось интерференционное взаимодействие упругого крыла и ракеты. Оценка достоверности выполнена путем сопоставления результатов расчета с данными летного эксперимента.
Ключевые слова: сверхзвуковой полет, балансировка, аэродинамическая интерференция, упругое крыло, достоверность.
Введение
В ходе создания и модернизации самолетов проводятся исследования по оценке возможности их балансировки на различных режимах полета с различными типами и вариантами размещения авиационных средств поражения (АСП) в том
числе в асимметричной конфигурации [1,2]. Этот процесс заключается в определении потребных углов отклонения органов управления и значения угла крена. Летные испытания (ЛИ) обеспечивают наиболее достоверную оценку балансировочных характеристик, однако их проведение сопровождается большими материальными и временными затратами и, кроме того, этот процесс иногда связан с риском.
В известной литературе [3,7] при расчете балансировочных характеристик самолета с несимметрично расположенным под крылом АСП не учитывается интерференция между ними. Тем не менее, на некоторых режимах полета между крылом самолета и подкрыльевым АСП возникает значительное интерференционное взаимодействие, характеризующееся возникновением горизонтальных хинт, вертикальных уинт и боковых гинт интерференционных сил [4,5,6]. Значительные по величине интерференционные силы изменяют аэродинамические характеристики самолета, вследствие чего меняются балансировочные углы отклонения органов управления и значения угла крена []. Кроме того, значительные по величине интерференционные силы приводят к появлению в крыле дополнительных изгибающих и крутящих моментов, которые деформируют крыло самолета. Таким образом, разработка и применение методик, позволяющих учитывать влияние интерференционного взаимодействия между упругим крылом и несимметрично расположенным АСП на балансировку самолета, является актуальной задачей.
В настоящей работе для расчета балансировочных характеристик, сверхзвукового самолета с подкрыльевым АСП, использовались ранее рассчитанные
в программе ANSYS аэродинамические характеристики c учетом интерференции. Расчет балансировочных характеристик осуществлялся с использованием разработанной Simulink - модели, представленной на рисунке 1. Оценка достоверности расчета балансировочных характеристик проведена путем сопоставления с данными летных испытаний.
Рисунок 1 - Имитационная модель расчета балансировки сверхзвукового самолета с
несимметрично расположенным АСП В состав Simulink - модели входят следующие расчетные блоки:
- блок расчета моментов, действующих на самолет;
- блок расчета сил, действующих на самолет;
- блок расчета условий полета самолета;
- блок геометрических характеристик самолета;
- блок расчета центра тяжести самолета;
- блоки расчета балансировочных характеристик самолета;
- блок обработки результатов.
81шиНпк - модель для расчета балансировочных характеристик построена на основе аналитических зависимостей [3] с внесенными поправками в виде членов, описывающих интерференционные силы и моменты:
§=-4- № у+ту Xинт)+т (¿<1,)], (1)
ту"
§э =-4-№У + т8хн§ + тх(вАСП) + тх(Уинт) + тх^инт) + тх(АУр*.)] (2)
тхэ ,
у = аг^
-уинт \-удеф ^ крыла у
(3)
где, у, у - балансировочные углы крена и скольжения; §э, §н - балансировочные углы отклонения органов управления; т5ун, тРу , т§э, ту, т§н - производные коэффициентов аэродинамических моментов; т (хинт), тх (Уинт), тх (2инт) -коэффициенты интерференционных аэродинамических моментов; тх(Оасп) -коэффициент момента крена от веса АСП; тх (АУрфла), ту (АХКрЫфла) - приращения коэффициентов аэродинамических моментов крена и рыскания, возникающие
вследствие деформации крыла; Уинт, 2инт - интерференционные аэродинамические силы.
Результаты моделирования представляются в виде балансировочных зависимостей у(Р) Зэ (р) Зн (р), рассчитанных на исследуемом режиме полета
самолета. Визуально балансировочное положение самолета и его органов управления отображается с использованием графических возможностей Simulink (рисунок 2).
Рисунок 2 - Отображение балансировочного положения самолета
и его органов управления
Результаты сопоставления расчетных и экспериментальных балансировочных характеристик самолета с ракетой «воздух - поверхность» под правой консолью крыла представлены на рисунках 3.. .5.
Расчеты проводились в следующих вариантах: 1. Без учета интерференционного взаимодействия крыла и ракеты.
2. С учетом интерференционного взаимодействия крыла и ракеты.
3. С учетом интерференционного взаимодействия крыла и ракеты, а также деформации крыла самолета.
На рисунке 3 представлены экспериментальные данные и результаты расчета потребного отклонения рулей направления для балансировки самолета с несимметрично расположенной ракетой при различных углах крена.
10
Рисунок 3 - Экспериментальные данные и результаты расчета потребного отклонения рулей направления для балансировки самолета с несимметрично расположенной ракетой
при различных углах крена
На рисунке 4 представлены экспериментальные данные и результаты расчета потребных углов отклонения элеронов для балансировки самолета с нейтрально
отклоненными рулями направления и несимметрично расположенной ракетой при различных числах М.
Рисунок 4 - Экспериментальные данные и результаты расчета потребного отклонения элеронов для балансировки самолета с нейтрально отклоненными рулями направления и несимметрично расположенной ракетой при различных числах М
На рисунке 5 представлены экспериментальные данные и результаты расчета потребных углов отклонения рулей направления для балансировки самолета с несимметрично расположенной ракетой при различных значениях боковой перегрузки.
Рисунок 5 - Экспериментальные данные и результаты расчета потребного отклонения рулей направления для балансировки самолета с несимметрично расположенной ракетой
при различных значениях боковой перегрузки
Анализ полученных результатов показывает, что во всех расчетных случаях зависимости, полученные с учетом всех факторов, влияющих на балансировку самолета с ракетой под правой консолью, отличаются как минимум на 10% и как максимум - на 100% и более по сравнению с расчетами, не учитывающими интерференцию и деформацию крыла.
Максимально приближенный к экспериментальным данным результат получен при расчете с учетом интерференционного взаимодействия крыла и ракеты, а также деформации крыла самолета.
Выводы
Сравнительный анализ результатов расчета балансировочных характеристик самолета с несимметрично расположенной ракетой под крылом, показывает что результат, полученный с учетом интерференционного взаимодействия АСП и упругого крыла отличается от результата, в котором не учитывались данные факторы на величину от 10% до 100% в зависимости от расчетного случая. Данный факт подчеркивает необходимость учета сил интерференции между крылом и АСП, а также деформацию крыла при расчете балансировочных характеристик сверхзвукового самолета на некоторых режимах полета.
Библиографический список
1. Головнев А.В., Котов И.А., Тарасов А.Л. Численное моделирование аэродинамической асимметрии и способ боковой устойчивости маневренного самолета // Труды МАИ, 2015, №82: http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=58621
2. Костин П.С., Верещагин Ю.О., Волошин В.А. Программно-моделирующий комплекс для полунатурного моделирования динамики маневренного самолета // Труды МАИ, 2015, №81: http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=57735
3. Левицкий С.В., Свиридов Н.А. Динамика полета. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е.Жуковского, 2008. - 527 с.
4. Аэродинамическая интерференция самолетов-носителей и подвесных грузов. Обзор ОНТИ ЦАГИ №652. - Жуковский, ЦАГИ, 1985. - 129 с.
5. Скирда И.А., Штоколов Л.А. Расчет аэродинамических характеристик летательного аппарата пространственной компоновки с внешними подвесками при М>1.
/ Научно-методические материалы по аэродинамике летательных аппаратов. - М.: ВВИА имени проф. Н.Е. Жуковского, 1982. С.58-68.
6. Попыталов С.А., Салтыков С.Н. Расчет полей возмущенных летательным аппаратом при числах М>1. - Научно-методические материалы по аэродинамике летательных аппаратов. - М.: ВВИА имени проф. Н.Е. Жуковского, 1985. С.201-204.
7. Пашковский И.М. Динамика и управляемость самолета. - М.: Машиностроение, 1987. - 248 с.
