CC BY
27
ляющее количество единиц, на которое рекомендуется повысить т-ю характеристику организации, для того, чтобы заявка не проиграла по этому параметру в конкурсе (6):
\Li\
ijm
YAvgm =
j=l
(6)
Таким образом, мы получаем множество YAvgi конкретных значений рекомендуемых приращений количественных характеристик i-й организации.
Таким образом, по завершении данного этапа мы получаем множество YAvgi конкретных значений рекомендуемых приращений количественных характеристик i-й организации.
Список литературы:
1. Рыков А.С. Методы системного анализа: многокритериальная и нечеткая оптимизация, моделирование и экспертные оценки. - М.: Экономика, 1999.
2. Айвазян С.А., Мхитарян В.С. Прикладная статистика и основы эконометрики. - М.: ЮНИТИ, 1998.
3. Архипова Н.И., Кульба В.В., Косяченко С.А. Организационное управление. - М.: ПРИОР, 1998.
4. Бережная Е.В., Бережной В.И. Математические методы моделирования экономических систем: учебное пособие. - Финансы и статистика, 2002.
5. Пантелеев А.В., Бортаковский А.С. Теория управления в примерах и задачах. - Высшая школа, 2002.
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ САМОЛЕТОВ-АМФИБИЙ С УЧЕТОМ РАБОТАЮЩИХ ВЫСОКОРАСПОЛОЖЕННЫХ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ (ТРД; ДТРД)
© Оголев Ю.А., Зданевич В.В.*
Таганрогская технологическая академия Южного федерального университета, г. Таганрог
В статье рассмотрены особенности проектирования самолетов-амфибий классической схемы.
* Аспирант кафедры Летательных аппаратов.
Для гидросамолетов и самолетов-амфибий одной из основных проблем является проблема защиты работающих двигателей от заливания их водой. До и после второй мировой войны на всех построенных гидросамолетах и самолетах-амфибиях в качестве такой защиты использовался метод максимально возможного удаления работающих двигателей от водной поверхности. При этом двигатели располагались, как можно выше и как можно ближе к носу самолета, т.е. в зоне наименьшего брызгообразования. Такое стремление привело к появлению схемы самолета с крылом типа «чайка», которая была использована конструкторским бюро Бериева например на самолете-амфибии Бе-12 (1957 г.). Однако большое (положительное до излома и отрицательное после излома) поперечное V крыла схемы «чайка» имеет довольно много недостатков, как конструктивного, так и аэродинамического характера. Поэтому в последнее время для самолетов-амфибий в качестве защитного экрана работающих двигателей от возможного заливания их водой используется крыло самолета. В результате этого двигатели располагаются высоко над крылом, в его хвостовой части в непосредственной близости от ГО и ВО оказывают существенное влияние на работу горизонтального и вертикального оперения.
Такая схема размещения двигателей применена на созданных в последние годы самолетах-амфибиях А-40 «Альбатрос»; Бе-200; Бе-103, а также и на проектируемых в данный момент самолетах-амфибиях (Бе-101 и др.).
Указанная схема размещения двигателей на самолете приводит к значительному влиянию струй работающих двигателей на работу ГО и ВО, а значит и к существенному изменению характеристик устойчивости и управляемости самолета, связанных с изменением режима работы двигателей.
При установке на самолет реактивных двигателей (А-40; Бе-200) задача конструктора сводится к выносу оперения из зоны распространения струй работающих двигателей. Для этого оперение проектируется по Т-образной схеме, сопла двигателей отворачиваются на небольшой угол (5^6°) вниз и в стороны.
Основной особенностью схемы самолета с высокорасположенными (над крылом) турбореактивными двигателями является наличие пикирующего момента от тяги двигателей, который наиболее сильно влияет на характеристики продольной устойчивости и управляемости на этапах взлета и ухода на второй круг. Если для самолетов традиционных схем предельно-передняя центровка, а значит и потребное значение коэффициента статического момента горизонтального оперения Аго, рассчитывается из условий посадки самолета, когда пикирующий момент от закрылков максимален, то для рассматриваемой схемы (с двигателями расположенными над крылом) расчетным случаем чаще всего является взлет самолета или уход на 2ой круг, по-
скольку на этих режимах полета пикирующий момент, действующий на самолет, максимален. Поэтому влияние струй работающих двигателей на указанных режимах приобретает первостепенное значение, при расчете потребного значения Аго.
При работе высокорасположенных турбореактивных двигателей на повышенных режимах, на самолет помимо пикирующего момента от тяги двигателей действует продольный момент, вызванный изменением угла атаки ГО из-за дополнительного скоса потока за крылом при прохождении струй работающих двигателей под горизонтальным оперением, который существенно уменьшает пикирующий момент от тяги двигателей.
Поскольку угол скоса потока за крылом определяется формулой:
е = £0 +еа(а - ао) (1)
где а - угол атаки крыла;
ао - угол атаки при нулевой подъемной силе;
е0 - скос потока за крылом при нулевой подъемной силе (скос потока от фюзеляжа);
(X
е - производная угла скоса потока по углу атаки.
Влияние струй работающих двигателей на скосы потока будем определять, по аналогичной формуле:
£(С) = £0 + ■ Ск + еа(1 + КС ■ Ск)(а-а0) (2)
р
где С = —дв - коэффициент тяги двигателей; дБ
£- производная скоса потока от фюзеляжа по коэффициенту тяги двигателей;
КС - коэффициент, учитывающий изменение еа от коэффициента тяги двигателей.
Коэффициенты (е^ и КС) учитывают изменение скосов потока за
крылом, вызванное наличием струй работающих двигателей и зависят от удаления горизонтального оперения по отношению к работающим двигателям, как по длине, так и по высоте (рис. 1). Указанные зависимости были получены обработкой материалов испытаний моделей самолетов-амфибий А-40 и Бе-200 с имитацией работающих двигателей в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА и представлены на рис. 1-3 для различной эффективности, применяемой механизации крыла самолета с двумя и более двигателями.
Рис. 1. Влияние работающих реактивных двигателей на угол скоса потока при Су = 0 для различных положений Г.О. относительно двигателя
Рис. 2. Влияние работающих реактивных двигателей на производную скосов потока по углу атаки (еа) при изменении положения Г.О. относительно двигателя
По результатам летных испытаний указанных самолетов, а так же самолета Ту-154 было получено увеличение углов скоса потока вызванное работающими двигателями примерно на 20^30% больше, чем при модельных испытаниях, что привело к необходимости корректировки полученных зависимостей и введению коэффициента вместо Ся, для сходимости результатов расчета с результатами летных испытаний самолетов А-40; Бе-200 и Ту-154.
ДСузакр =1,0
летные испытания
продувки в Т-203
х ^
__
а=(
-----
Рис. 3. Влияние струй работающих реактивных двигателей на коэффициент продольного момента самолета А-40 «Альбатрос»
Тогда пикирующие моменты при увеличении тяги двигателей, требующие перебалансировки самолета могут быть легко определены по предлагаемой методике:
Р У г л I—
Шдв = ш2р + тструй = -< • + Кс; • еа -(а-«0)]• 0,72^С (3)
где шр - коэффициент продольного момента, вызванный тягой двигателей;
тстЕуй - коэффициент продольного момента, вызванный прохождением струй работающих двигателей в области ГО; ш^ - производная коэффициента продольного момента по углу отклонения ГО.
С учетом этого момента определяются как предельно-передняя центровка, так и нормируемые усилия перебалансировки самолета при даче и сбросе газа.
Помимо продольного момента от работающих двигателей для балансировки самолета и предельно-передней центровки, при изменении режима работы двигателя меняется также и предельно-задняя центровка (Хт.ш) Изменение хтпз вызывается уменьшением степени продольной статической устойчивости с учетом работающих двигателей. При этом изменение степени продольной статической устойчивости можно определить, используя следующие зависимости:
_ __mv ,-
- y - V v _ '"^.ра . YCR .П 7?4/^з
А^Сбд = Хтго -= ■£а ■ К? ■ 0,72^С (4)
Субго
где Хрго - сдвиг фокуса самолета от установки ГО;
Х^.в> - сдвиг фокуса самолета от установки ГО с учетом струй работающих двигателей, проходящих вблизи ГО; Саубго - производная коэффициента подъемной силы самолета без ГО по углу атаки.
Высоко расположенные работающие турбореактивные двигатели влияют как на предельно-переднюю, так и на предельно-заднюю центровки самолета, т.е. потребный коэффициент статического момента ^4г0 выбирается с учетом их влияния на продольную устойчивость и управляемость самолета.
Список литературы:
1. Бабкин В.И., Белоцерковский С.М., Гуляев В.В., Дворак А.В., Струи и несущие поверхности. - М.: Наука, 1989.
2. Бадягин А.А., Егер С.М., Мишин В.Ф., Склянский В.Ф., Фомин Н.А. Проектирование самолетов. - М.: «Машиностроение», 1972. - 515 с.
3. Болсуновский А.Л., Ляпунов С.В. Аэродинамика профилей // ЦАГИ -основные этапы научной деятельности 1993-2003. - М.: Физматлит, 2003.
4. Петров А.В. Аэродинамика траспортных самолетов // ЦАГИ - основные этапы научной деятельности 1993-2003. - М.: Физматлит, 2003.
5. Стерлин В.А. Лабораторные и летные исследования влияния сдува на взлетно-посадочные характеристики // Всесоюзная научно-техническая конференция по прикладной аэродинамике (тезисы). - К., 1969.
* * *
РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЯ НИЗКОЧАСТОТНЫХ ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫХ ПОЛЕЙ НА УРБАНИЗИРОВАННЫХ ТЕРРИТОРИЯХ
© Свиридова Е.Ю.*
Московский государственный машиностроительный университет (МАМИ),
г. Москва
В статье приведены результаты исследования низкочастотных электромагнитных полей, а также эффективности электромагнитного экра-
* Доцент кафедры «Экологическая безопасность автомобильного транспорта», кандидат технических наук.
