CC BY
252
2008
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 125
УДК 629.735.015
НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ ОТРАБОТКИ АЭРОДИНАМИКИ ЛЕГКОГО МНОГОЦЕЛЕВОГО ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА
И.С. ВАСИН
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
Рассматриваются некоторые особенности отработки аэродинамики легкого многоцелевого дозвукового самолета Ил-103.
Легкий многоцелевой самолет Ил-103 проектировался для использования в следующих вариантах [8]:
- учебно-тренировочном, в том числе для первоначального обучения пилотов;
- спортивно-пилотажном;
- транспортном, включая пассажирские и грузовые перевозки, в т.ч. аэротакси, персональный туризм;
- специальном, включая экстренную медицинскую помощь, патрулирование и эскортирование, оперативный контроль и связь, контроль окружающей среды, контроль за линиями электропередач и газопроводами.
Исходя из назначения самолета, определялись основные концепции аэродинамического проектирования:
- безопасность летной эксплуатации;
- высокое аэродинамическое совершенство и экономичность летной эксплуатации;
- простота пилотирования и высокий уровень устойчивости и управляемости самолета;
- возможность эксплуатации с небольших взлетно-посадочных полос (ВПП).
Отработанная в ОКБ АК "Ил" технология аэродинамического проектирования [6, 7] предусматривает комплекс расчетно-экспериментальных исследований, направленных на получение наилучшего результата в пределах установленных сроков и минимальных затрат. Используя расчетные методы и эксперимент во взаимосвязи, можно исключить недостатки, свойственные теоретическим и экспериментальным исследованиям порознь.
1. Отработка аэродинамической компоновки крыла
Аэродинамическая компоновка крыла многоцелевого самолета Ил-103 должна удовлетворять определенным, зачастую противоречивым требованиям.
Так, для транспортного варианта самолета крыло должно обеспечивать достижение высокого аэродинамического качества на расчетных режимах полета в области положительных углов атаки и максимально возможных значений коэффициента подъемной силы в области максимальных положительных углов атаки.
С другой стороны, крыло самолета в учебно-тренировочном и спортивно-пилотажном вариантах должно обеспечивать высокие значения несущих свойств как в прямом (на положительных углах атаки), так и в перевернутом (на отрицательных углах атаки) полете. При этом в обоих случаях весьма желательно обеспечить отличные характеристики устойчивости и управляемости вплоть до больших углов атаки (как положительных, так и отрицательных).
Аэродинамические свойства крыла в значительной степени определяются формой профилей, из которых скомпоновано крыло и их установкой по размаху. Важную роль в аэроди-
намической компоновке крыла играют форма крыла в плане и характер развития срыва потока на крыле.
Аэродинамическая компоновка прямого крыла с благоприятным развитием срыва потока на его поверхности характеризуется таким развитием срыва потока, который возникает в корневых сечениях и медленно распространяется к концу крыла. При этом самолет сохраняет в области критических углов атаки как поперечную устойчивость и управляемость (вследствие достаточной эффективности элеронов), так и продольную устойчивость, за счет уменьшенного скоса потока в области горизонтального оперения. Характеристики срыва потока на прямых крыльях могут быть улучшены за счет:
- использования в концевых сечениях крыла профилей с более высокими значениями коэффициента подъемной силы сутах, чем у профилей корневых сечений, т.е. создание запасов коэффициента подъемной силы на концах крыла,
- использование профилей, имеющих плавное протекание кривой су = Г(а) в области критических углов атаки а,
- применение уменьшенного сужения крыла п < 2 для перераспределения максимальных значений сусеч к корню крыла.
Профили сечений крыла проектировались на крейсерское значение коэффициента подъемной силы су = 0,4 ^ 0,5. Это обуславливает сравнительно небольшую вогнутость средней линии { ~ 1,5 % ^ 2 %. Кроме того, большая вогнутость может ухудшить несущие характеристики в перевернутом полете.
Толщины профилей диктуются как требованием обеспечения прочности конструкции, так и требованиями аэродинамики, в т. ч. в части отсутствия ламинарного отрыва с носка концевых сечений при перевернутом полете. Этого можно достигнуть при достаточно больших радиусах носка нижней поверхности, а, следовательно, и значениях относительной толщины профиля. Таким образом, речь идет о проектировании достаточно толстых слабовогнутых профилей с высокими несущими свойствами при положительных и отрицательных углах атаки.
На основе анализа результатов выполненных расчетных исследований были намечены наиболее рациональные профилировка и форма крыла в плане для дальнейших экспериментальных исследований.
Варианты компоновок крыльев были исследованы на предварительной весовой "поисковой" модели № 203 в аэродинамической трубе (АДТ) Т-203 СибНИА [1].
Принятая к разработке в конструкции самолета аэродинамическая компоновка крыла в крейсерской конфигурации (с неотклоненным закрылком) обладает высокими несущими свойствами не только на положительных углах атаки, но и достаточно высокими несущими свойствами на отрицательных углах атаки. В испытаниях в АДТ Т-203 СибНИА достигнуты значения сутах = 1,36, а сут;п = 1,1. При этом как при положительных, так и при отрицательных углах атаки сохраняется продольная статическая устойчивость.
Кроме того, компоновка крыла в крейсерской конфигурации (с неотклоненным закрылком) характеризуется весьма высоким критическим значением числа Маха Мкрит крыла, что показано на рис. 1.
В итоге отработки аэродинамической компоновки крыло самолета Ил-103 получило значения основных геометрических параметров, приведенные в табл. 1.
Таблица 1
Площадь Б, м2...................................................... 14,71
Размах крыла, м.................................................... 10,56
Удлинение X........................................................ 7,58
Сужение п.......................................................... 1,899
Поперечное V крыла, укр, °......................................... 5
Стреловидность X (по линии У хорд), °.................................. 0
Относительная толщина профилей по размаху крыла С, % и тип профиля:
- в сечении по борту фюзеляжа................................... 16 % П-351-16М
- в сечении по концу крыла...................................... 15 % П-351-15К
Геометрическая закрученность сечений крыла, °.......................... 0
Крыло установлено на фюзеляже в положении "низкоплан" под углом фкр, ° +1,0
Мкрит крыла самолета Ил-103 (расчет)
0,0
\
\
Проф ил ь П-351-15к
/\
Прогноз Мкрит крыла \
\ Профиль П-351-16м
\
/
м
Рис. 1.
с
2. Общая аэродинамика исполнительной конфигурации на крейсерских и взлетно-посадочных режимах полета
Общая аэродинамика самолета многократно исследовалась в АДТ Т-203 СибНИА на полной весовой "исполнительной" модели № 204, выполненной в масштабе 1:5, см [2].
Были получены продольные и боковые аэродинамические характеристики для крейсерской и взлетно-посадочной конфигураций.
Примененный в компоновке крыла простой поворотный однощелевой закрылок позволяет при его выпуске заметно повысить несущие свойства полной компоновки на положительных углах атаки. В случае выпуска закрылка критический угол атаки, соответствующий максимальному положительному значению коэффициента подъемной силы, практически не снижается по мере выпуска закрылка и составляет по результатам испытаний модели в АДТ для всех конфигураций величину ащЯУ ~ 16,5° ^ 17°.
Продольная статическая устойчивость сохраняется в широком диапазоне углов атаки как с убранным, так и с выпущенным закрылком, что наглядно показано на рис. 2.
Полученные по результатам летных испытаний самолета максимальные несущие свойства несколько увеличиваются, прирост коэффициента подъемной силы по сравнению с испытаниями модели составляет Дсу = 0,1 ^ 0,12.
На основе анализа результатов испытаний был сформирован банк данных по основным аэродинамическим коэффициентам сх, су, с2, тх, ту, ш2 и их составляющим. Банк данных содержит всю необходимую информацию для выполнения расчетов по аэродинамике самолета, устойчивости, управляемости и прочности [3].
Рис. 2.
3. Исследование аэродинамики на закритических углах атаки и режимах штопора
Это направление исследований аэродинамики самолета Ил-103 выделяется особо, поскольку проблема полета на больших углах атаки и сопротивляемости штопору особенно важна для малоразмерных самолетов общего назначения, которые могут пилотироваться сравнительно слабо подготовленными пилотами в учебно-тренировочных полетах или при управляемом входе в штопор и выходе из него при спортивном пилотировании.
Для рассматриваемого класса самолетов требования к характеристикам устойчивости и управляемости на больших углах атаки являются достаточно жесткими. В частности одномоторные самолеты нормальной категории должны выходить из штопора в течение одного витка или в течение трех секунд (в зависимости от того, что дольше). При этом требуется не более одного дополнительного витка для выхода из штопора при обычно применяемых стандартных действиях рычагами управления.
Обеспечение безопасности полетов самолетов на больших углах атаки, прежде всего, обусловлено возможным возникновением сваливания самолета и непреднамеренным или управляемым попаданием его в штопор при летных испытаниях, а для маневренного самолета и при летной эксплуатации.
Эффективным средством экспериментального исследования аэродинамики на закрити-ческих углах атаки и в штопоре является изучение динамики свободно штопорящих динамически подобных моделей самолета (ДИМ) в вертикальной аэродинамической трубе Т-105 ЦАГИ, что позволяет надежно проводить отработку оптимальных методов пилотирования на режимах штопора и методов вывода из штопора.
Исследование характеристик штопора самолета Ил-103 выполнялось в АДТ Т-105 с использованием свободно штопорящей динамически подобной модели № 904, выполненной в масштабе М = 1:9.
Однако первоначально изготовленная модель при доводке по подобию инерционным характеристикам была перетяжелена. Подобие натурному самолету соответствовало высоте Н = 13700 м, что заметно превышает эксплуатационные высоты полета (до ~ 3000 м).
Вместе с тем характеристики штопора могут значительно изменяться с изменением высоты полета. Поэтому экспериментальные результаты, соответствующие высоте полета Н=13700 м, не вполне правомерно переносить в область эксплуатационных высот Н < 3000м.
Проведенные экспериментальные исследования показали, что изготовленная модель имела режимы правого и левого плоского штопора при положении рулей и элеронов полностью по штопору, из которых модель не выходила с помощью стандартных методов вывода.
С целью разрешения полученного неприемлемого результата были применены расчетноаналитические исследования возможных режимов штопора для реального эксплуатационного диапазона высот полета Н ~ 2000 м ^ 3000 м.
Проведенные расчетные исследования с использованием математической модели, построенной по результатам исследований аэродинамических характеристик на приборах Ш-5 (с вращением) и Ш-4 (в статике), для реального эксплуатационного диапазона высот Н ~ 2000 м ^ 3000 м показали следующее [4, 5]:
1) Расчетные данные согласуются с полученными результатами испытаний в АДТ Т-105 свободно штопорящей модели с высотой динамического подобия Н = 13700 м.
2) На эксплуатационных высотах полета Н ~ 2000 м ^ 3000 м режимы плоского штопора отсутствуют для всех рассмотренных вариантов (для полных диапазонов изменений положений центра масс, массы самолета и его моментов инерции).
3) На эксплуатационных высотах полета Н ~ 2000 м ^ 3000 м при полном отклонении руля направления и положении ручки управления, близком к нейтральному, возможно получение режимов типа крутого штопора.
4) Вывод из режима штопора рекомендуется осуществлять при нейтральном положении руля направления и элеронов, и 5рв ~ -5° ^ -7° руля высоты в положении горизонтального полета. В случае непрекращения вращения отклонить элероны против вращения. При замедлении вращения и уменьшении угла атаки перейти к нормальному пилотированию.
На самолете Ил-103 № 0101 были проведены летные испытания на больших углах атаки, сваливании и режимах штопора [9]. В целях обеспечения гарантий безопасности при этих испытаниях на самолете в хвостовой части фюзеляжа устанавливался противоштопорный парашют. Режимы штопора проверялись в конфигурациях с закрылками, отклоненными в положение 5з = 0°, 10°, 20°.
Ввод самолета в штопор выполнялся из прямолинейных торможений на скоростях полета Упр = 100 км/ч ^ 125 км/ч с высот Н ~ 2000 м ^ 2800 м. Определение характеристик штопора проводилось при двух режимах работы двигателя: малый газ (МГ) и 75 % максимальной продолжительной мощности (МПМ) в диапазоне центровок 25,4 % ^ 35,2 % и взлетных масс 1240 кг ^ 1280 кг. Режимы штопора выполнялись с нейтральным положением элеронов, а также с элеронами, отклоненными как "по штопору", т.е. по вращению, так и "против штопора", т.е. против вращения самолета по крену.
Первые испытательные полеты самолета Ил-103 на штопор в полетной конфигурации (5з = 0°) выполнялись при центровке 25,4 % с нейтральным положением элеронов.
Ввод в штопор (как левый, так и правый) осуществлялся отклонением педалей на полный ход "по штопору", а затем взятием ручки управления (РУ) по тангажу полностью "на себя" при ее нейтральном положении по крену. Штопор самолета крутой. После перестановки рулей на вывод из штопора (педали отклоняются против вращения, а РУ по тангажу в балансировочное положение при нейтральном положении РУ по крену) самолет практически без запаздывания выходит из штопора. Время выхода из штопора 1вш. = 1 с. Потеря высоты
на выход АН = 50 м. Максимальная вертикальная скорость в штопоре Уу = -2,5 м/с. Потеря высоты на вывод самолета в горизонтальный полет АН = 200 м.
Следующие испытания самолета на штопор выполнялись при более задней центровке 30,2 %, а затем 35,2 %. Характер штопора практически не изменился. Штопор крутой. Отличительной чертой штопора на задней центровке является несколько большее время выхода самолета из штопора 1;в.ш. = 2 с. Влияние режима работы двигателя незначительно.
В целом характеристики нормального штопора самолета Ил-103 в полетной конфигурации признаны удовлетворительными и соответствующими требованиям АП-23 П. 23.221 (а), (Ь).
Штопор самолета во взлетно-посадочной конфигурации выполнялся с закрылками, отклоненными в положение 5з = 10° и 20° при положении центра масс 25,4 % и 35,2 %. Режим работы двигателя МГ и 75 % МПМ.
Характер штопора при отклонении закрылка в положение 5з = 10° не изменился. Вывод самолета из штопора обеспечивается тем же методом, а время выхода из штопора 1;вш. < 1,5 с, количество витков при выводе из штопора такое же, как и для штопора в полетной конфигурации.
Все особенности штопора сохраняются и для конфигурации с закрылками, отклоненными на угол 5з = 20°.
Вывод самолета из штопора во взлетно-посадочных конфигурациях обеспечивается тем же методом пилотирования, что применялся в полетной конфигурации (РУ по крену и педали в нейтральное положение, РУ по тангажу в балансировочное положение).
Анализ данных показал, что штопор самолета Ил-103 во взлетно-посадочных конфигурациях также соответствует требованиям АП-23 П. 23.221 (а), (Ь).
При испытаниях самолета на штопор не потребовалось применения установленного на самолете противоштопорного парашюта.
Интересна оценка одного из зарубежных пилотов, представленная в журнале "Авиация и пилот", который посетил завод МАПО в Луховицах накануне демонстрации самолета на авиационной выставке в Ля Бурже и принял участие в полетах, выполняемых шеф-пилотом МАПО Александром Пелихом: "Проворность Ил-103, пилотируемого в штопоре, поистине изумительна. На высоте 2000 футов Александр показывает мне витки штопора, которые он комментирует и выходит из него примерно на 8-м витке. Самолет обладает реальной склонностью к выполнению этого маневра и раскрывает себя как ценный рабочий инструмент для того, чтобы держать штопор под контролем".
Вся программа экспериментальных исследований по отработке аэродинамики самолета Ил-103 в аэродинамических трубах была выполнена с использованием 5 аэродинамических моделей, характеристики которых представлены в табл. 2.
Таблица 2
Характеристика модели Заводской № модели Масштаб АДТ
1 Предварительная весовая "поисковая" модель 203 1 : 5 Т-203 СибНИА
2 Полная весовая "исполнительная" модель 204 1 : 5 Т-203 СибНИА
3 Модель изолированного хвостового оперения 504 1 : 2 Т-203 СибНИА
4 Модель "полукрыла" с механизацией 604 1 : 2,5 Т-203 СибНИА
5 "Штопорная" динамически подобная модель 904 1 : 9 Т-105 ЦАГИ
В заключение считаю необходимым выразить благодарность всем специалистам аэродинамикам СибНИА и ЦАГИ, которые принимали участие в исследованиях по отработке аэродинамики при создании легкого многоцелевого самолета Ил-103.
ЛИТЕРАТУРА
1. Васин И.С., Муравьев Г.Г., Рогозин Ю.А., Сергеев А.В. Результаты исследований по улучшению аэродинамической компоновки легкого многоцелевого самолета Ил-103 на модели в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА (Результаты исследований по выбору профиля крыла самолета Ил-103): Отчет СибНИА № 116-91. 1991.
2. Рогозин Ю.А., Сергеев А.В. Результаты испытаний исполнительной модели самолета Ил-103 в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА: Отчет СибНИА № 114-92. 1992.
3. Васин И.С., Муравьев Г.Г., Герасимова Т.Е., Серова Т.М. Аэродинамические характеристики самолета Ил-103: Отчет ОКБ АК "Ил" № 200/103-36. Редакция третья. 1994.
4. Гоман М.Г., Храмцовский А.В. Расчетный анализ режимов штопора самолета Ил-103: Отчет НИО-5 ЦАГИ. 1995.
5. Головкин М. А., Гоман М.Г., Богомазова Г.Н., Луценко Ф.В., Храмцовский А.В. Заключение ЦАГИ по штопору самолета Ил-103. Отчет НИО-5 ЦАГИ № 05-2461. 1995.
6. Васин И.С. Аэродинамика легкого многоцелевого самолета Ил-103 / Материалы XI школы-семинара "Аэродинамика летательных аппаратов". - Пос. Володарского. ЦАГИ. 2000.
7. Васин И.С., Муравьев Г.Г., Микинелов А.Л., Юша Т.В. Аэродинамика самолета Ил-103: Учебное пособие. - С.-Петербург. Академия ГА. 2002.
8. Руководство по летной эксплуатации легкого многоцелевого самолета Ил-103 с двигателем 10-360Е82Б "Теледайн Континентал Моторс". - М.: АК "Ил". 1993.
9. Акт № 5967-103/95 по летным испытаниям самолета Ил-103 №0101 по определению скоростей сваливания, характеристик сваливания и штопора. - ЛИИ им. М.М. Громова - АК "Ил". 1995.
SOME SPECIAL FEATURES OF AERODYNAMIC DESIGN OF LIGHT MULTI-PURPOSE
SUBSONIC AIRCRAFT
Vasin I.S.
The special features of aerodynamic design of light multi-purpose subsonic I1-103 aircraft are considered.
Сведения об авторе
Васин Игорь Сергеевич, 1938 г.р., окончил МАТИ (1961), ведущий аэродинамик ОКБ АК им. С.В. Ильюшина, кандидат технических наук, докторант МГТУ ГА, автор более 90 научных работ, область научных интересов - аэродинамика дозвуковых самолетов, аэродинамическое проектирование, безопасность летной эксплуатации.
