CC BY
75
УДК 629.735
УСЛОВИЯ ФИЗИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ШАССИ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ
Ю.Ю. МЕРЗЛИКИН, А.А. ДОЛГОПОЛОВ, В.Г. ЦИПЕНКО
Рассмотрены особенности физического моделирования при экспериментальном определении в аэродинамических трубах (АДТ) малых скоростей стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик на взлетно-посадочных режимах летательных аппаратов (ЛА) с шасси на воздушной подушке (ШВП) и при исследованиях по определению устойчивости равновесных режимов движения и амортизационных свойств ШВП. Сформулированы требования к экспериментальным установкам, моделям ЛА с ШВП и режимам испытаний последних по скорости набегающего потока, расходу и давлению нагнетателей ВП, по частотам и амплитудам колебаний.
Ключевые слова: воздушная подушка, моделирование, «действующая» модель.
В исследованиях движения объектов на воздушной подушке (ВП) вблизи опорной поверхности (грунтовой или водной) использовать известные математические модели расчета сил и моментов от ВП с уверенностью за приемлемый по точности результат можно только на тех
режимах движения, при которых скоростной напор набегающего потока воздуха д = не
превышает избыточного статического давления Арп в ВП, создаваемого нагнетательными установками ВП или поддувными устройствами в режиме висения объекта (Р=0), причем при тех же геометрических параметрах расположения объектов над поверхностью по высоте, крену и тангажу, что и при движении со скоростями У>0. Такие режимы движения соответствуют так называемой "аэростатической" ВП, при которых эпюры давления в секциях ВП определяются главным образом схемой формирования ВП и параметрами работы нагнетательных установок ВП и поддувных устройств. Например, при камерной схеме формирования ВП и используемых на практике гибких ограждений ВП давление в секциях ВП по нижней поверхности объекта распределяется практически равномерно.
При движении объектов со скоростями, при которых величина скоростного напора приближается к статическому давлению Дрп или становится больше него, наблюдается переход от "аэростатической" ВП к так называемой "динамической" ВП. В этих условиях как на поля скоростей и давлений в области ВП, так и на картину обтекания объекта в целом существенное влияние оказывают струи воздуха от нагнетателей ВП и поддувных устройств набегающего потока воздуха. Причем это взаимное влияние в существенной степени зависит от конструкции носового и кормового ограждений ВП (выполняемых обычно либо в виде гибких надувных элементов, либо поворотных щитков), бортовых ограждений ВП, поворотных щитков управления в области ВП, фюзеляжа, корпуса, крыла, оперения и т.п.
Тенденция изменения давления в области ВП с ростом относительного скоростного напора
- рУ2
д =- показана на рис. 1 на примере сопловой схемы формирования ВП ЛА. Значительное
2АРп
падение давления Дрп в носовой части ВП при росте относительного скоростного напора и, следовательно, возникновение большого по величине пикирующего момента и соответственно сильной перебалансировки ЛА свойственно практически всем ШВП.
Из-за сложного характера интерференции отдельных частей компоновок объектов с ВП при их движении на переходных режимах (непосредственно при отрыве ЛА от взлетно-посадочной полосы (ВПП) и при посадке) и на режимах с "динамической" ВП создать приемлемую по точности модель расчета сил и моментов от ВП пока не удалось. Это относится даже к объектам с
относительно простыми схемами образования ВП без элементов управления в области ВП. Режим же "динамической" ВП проявляется в большей или меньшей степени у всех быстроходных объектов с использованием ВП.
У самолетов и экранолетов с ШВП с относительно высоким избыточным статическим давлением в ВП на режимах висения Ар„ > 1500 Па и невысокими взлетно-посадочными скоростями Увзл, Уп < 40м/с (такие параметры характерны для самолетов Ан-14Ш (рис. 2), "Динго" (рис. 3), для проекта экранолета С-919 (рис. 4) и др.) режим "динамической" ВП проявляется на относительно коротких по времени переходных этапах движения непосредственно при отрыве от ВПП на взлете и перед касанием ВПП при посадке. Поэтому влияние перестройки эпюры давления в ВП и соответствующей перебалансировки ЛА на кинематических параметрах его движения на взлете и посадке почти не сказывается.
Рис. 1. Влияние относительного скоростного д напора на распределение давления Дрп Рис. 2. Самолет с шасси на воздушной
внутри ВП, формируемой сопловым устройством подушке Ан-14Ш
(результаты испытаний «действующей» модели ЛА с ШВП над экраном в АДТ по опытам Вашкевича К.П., Волостных В.Н.)
Рис. 3. Самолет с шасси на воздушной подушке «Динго»
У самолетов с относительно низким давлением в ВП Дрп < 1500 Па и достаточно высокими взлетно-посадочными скоростями Увзл, Уп > 45 м/с "динамическая" ВП наблюдается на значительных отрезках времени взлета и посадки. Соответственно оказывается существенным и влияние характеристик "динамической" ВП на устойчивость и управляемость самолетов в эти периоды времени. Для экранопланов и быстроходных катеров-экранопланов с поддувными устройствами и системами создания ВП режим "динамической" ВП является основным.
Учитывая сказанное, важно иметь способ и соответствующее оборудование экспериментального определения стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик объектов с ВП, с помощью которых можно было бы быстро и с наименьшими затратами времени и энергии находить рациональные компоновочные решения как ШВП, так и объектов в целом.
Наилучшим образом этим требованиям, по крайней мере, на этапе предварительной проработки компоновочного решения перечисленных выше объектов с ВП соответствует способ определения аэродинамических характеристик с использованием масштабных моделей объектов с работающими системами создания ВП (именуемых часто "действующими" моделями) в аэродинамических трубах над экраном.
Для формирования математической модели устойчивости и управляемости в результате испытаний масштабной модели ЛА должны быть получены стационарные и нестационарные характеристики аэродинамических сил и моментов, отражающие взаимодействия между продольным и боковым движениями, между движениями по высоте и тангажу относительно поверхности ВПП. Особенно сильно они проявляются в полете ЛА с ШВП на малых высотах над землей и водой при взлете и посадке, когда ШВП с его перекрестными аэродинамическими связями воспринимает значительную часть веса ЛА.
Стационарные аэродинамические характеристики ЛА в виде их коэффициентов сил и моментов могут быть определены при испытаниях моделей над экраном в аэродинамических трубах на шестикомпонентных весах. Для определения нестационарных аэродинамических характеристик сил и моментов в виде комплексов коэффициентов вращательных производных должны применяться встроенные в модель многокомпонентные тензовесы с возможностью измерения сил и моментов Y, Z, МХ, Му, М;.
1. Особенности моделирования при определении аэродинамических характеристик ЛА с ШВП в аэродинамических трубах малых скоростей
При испытаниях в потоке АДТ геометрически подобных «действующих» моделей с ВП над
V £
экраном необходимо обеспечить подобие по числу Рейнольдса Яе = — (V - скорость потока в
V
АДТ; V - кинематическая вязкость; I - характерный линейный размер) и числу Струхаля
п1
8И = — (п - частота колебаний), по значениям относительного количества движения (т.е. эф-
фективному отношению скоростей)
V
V2
Рс с либо коэффициентам импульса струй из каналов
или сопл за нагнетателями ВП и за аэродинамическими движителями (если последние установлены на модели) С = Ра^сСУс1 (Уа - скорость соответствующей /-й струи; р и рс/ - плотности
ка; Б - площадь модели в плане), по коэффициентам расхода С& = ^ (где Qj - расход воздуха
основного потока и струи; Qci - объемный расход струи; д - скоростной напор основного пото-
О.
VS
через входные устройства соответствующих j-х нагнетательных установок ВП, системы управления пограничного слоя (УПС) и др.).
£
Для испытаний в аэродинамических трубах масштаб моделей ( А = —^ ; £м, £н - характерные
£ н
линейные размеры модели и натуры) разрабатываемых ЛА с ШВП и катеров-экранопланов с ВП выбирается по условию допустимого загромождения рабочей части трубы.
Коэффициент расхода Сд является основным параметром, определяющим влияние течения на входе в воздухозаборник нагнетателя и движителя на параметры течения около близлежащих поверхностей. Радиус входной кромки воздухозаборника и его форма должны выбираться такими, чтобы обеспечивать на входе в него безотрывное течение.
Здесь, однако, следует заметить, что если распределением интенсивности стоков по площади входов воздухозаборников и долей площади ЛА, занятой воздухозаборниками, часто можно пренебречь, то моделирование по форме и размерам сопл и выходов каналов за нагнетателями, а также за движителями (если в струях последних находятся или близки к ним элементы конструкции ЛА) оказывается всегда необходимым условием эксперимента.
Относительное количество движения
V
т/2
PcVc
PV 2
часто заменяемое для ЛА с ШВП относи-
тельной величиной набегающего потока q = ^ (Дрр - избыточное статическое давление за
нагнетателем; при камерной схеме создания ВП Дрр принимается равным статическому давле-
рУ2
нию ВП, а при сопловой схеме - статическому давлению в ресивере перед соплом Ар = с^с ),
учитывает интерференцию основного набегающего в АДТ потока и струи за соплом или выходными каналами за нагнетателями. От него в определяющей степени зависит распределение давления в ВП. Коэффициенты Cq и C (то же q ) формируют требования к расходу QM и напору Дрпм (избыточному давлению, создаваемому вентиляторами в ВП) вентиляторных установок модели.
На рис. 5 в качестве примера приведены характеристики потребных расхода и давления нагнетательной установки модели масштаба А=0,1 при моделировании взлета и посадки самолета «Динго» в АДТ-5 НИМК ЦАГИ со скоростью потока 10 м/с и 32,5 м/с.
Поскольку величины давления и расхода для модели зависят не только от натурных значений Дрн, Qн, но и в очень сильной степени от скорости моделируемого режима движения (V), привод нагнетателей должен обладать возможностью глубокого регулирования по частоте вращения. Сам же нагнетатель для обеспечения нужной формы расходно-напорной характеристики Дрм=Г^м) должен иметь средства ее изменения, например, направляющий или спрямляющий аппарат с поворотными лопатками.
На рис. 5 указаны также потребные значения гидравлической мощности N и мощности нагнетательной установки NB модели с учетом суммарного КПД установки пв=0,55.
Испытаниям в аэродинамических трубах должны предшествовать так называемые технологические испытания. Их основной целью является выбор положения приемников статического давления и тарировка насадков приемников полного давления в системах измерения давлений и расходов воздуха нагнетателей.
Поскольку аэродинамические характеристики ВП нелинейны, необходимо предусмотреть возможность изменения при продувках частоты и амплитуды колебаний. Согласно оценочным расчетам динамики движения ЛА с ШВП по неровной ВПП амплитуды колебаний модели по высоте Aha должны варьироваться от 0,01 м до 0,04 м, амплитуды колебаний по тангажу А$а и по крену Ауа - от 1° до 5°, амплитуды колебаний по рысканию у - от 2° до 5° (здесь Р=у).
Регулируемый привод вынужденных колебаний модели должен обеспечивать частоту колебаний по крайней мере до 3 Гц.
Рис. 5. К выбору потребных параметров нагнетателя модели по расходу Ом и напору ДрПм для моделируемого режима движения (полета) самолета с ШВП «Динго» вблизи ВПП со скоростью
3 3
Ун=30 м/с при давлениях в ВП ДрПН0=3500 Па; расходе воздуха ОН0=25 м /с; р=0,125 м/с в случаях скорости потока в АДТ 10 м/с и 32,5 м/с
2. Особенности физического моделирования в исследованиях динамической устойчивости и амортизационных свойств самолетов с ШВП
Расчетные исследования самолета, связанные с выбором конструктивных параметров и режимов работы ШВП, при которых в процессе движения самолета с ШВП по ровной ВПП будет исключено возникновение автоколебаний и вибрации ограждения, а при движении по ВПП с неровностями и посадочном ударе перегрузки не превысят допустимых уровней, сопровождаются динамическими испытаниями масштабных моделей ШВП [1-10].
При таких испытаниях в зависимости от задачи исследования осуществляются:
- сброс модели ШВП на твердую ровную поверхность без поступательной скорости (копровые испытания) с целью определения амортизационных свойств ШВП и устойчивости равновесных режимов движения (динамической устойчивости) самолета с ШВП «в большом»;
- свободное движение модели ШВП над твердой поверхностью по определению характеристик динамической устойчивости «в малом»;
- свободные и вынужденные колебания модели ШВП над экраном по высоте, крену и тангажу по определению соответствующих характеристик жесткости и демпфирования ШВП;
- сброс модели самолета с ШВП и отдельно модели ШВП на твердую и водную поверхности с поступательной скоростью при креплении модели на штанге со свободой вертикального и угловых перемещений (буксировочные испытания) с целью определения характеристик посадочного удара, а при движении по неровной твердой или взволнованной водной поверхности -характеристик возмущенного движения, например, в виде амплитудно-частотных характеристик.
Возможность переноса результатов испытаний модели на натуру при каждом из видов испытаний зависит от величины масштабных эффектов, связанных с полнотой выполнения комплекса безразмерных параметров (критериев), характеризующих подобие явлений в процессе движения моделей и натурных самолетов с ШВП. Этот комплекс можно условно считать состоящим из двух групп параметров. В первую группу входят параметры подобия обтекания самолета набегающим потоком воздуха. Во вторую группу входят параметры подобия самолета с ШВП для режимов движения вблизи поверхности ВПП.
В обе группы входят параметры геометрического, кинематического и динамического подобия.
Для обеспечения подобия аэродинамических явлений необходимо добиться, как отмечено в предыдущем разделе, подобия по числам Яе, БЬ и коэффициентам Со и Сц.
Для самолетов, у которых давление в ВП выше, чем давление скоростного напора при взлетных и посадочных скоростях, влияние набегающего потока воздуха на характеристики ТТТВП мало и поэтому при скоростях V< 0,8VВзЛ им можно пренебречь.
В состав безразмерных параметров, характеризующих подобие явлений в процессе движения самолета с ШВП вблизи опорной поверхности (при разбеге, пробеге, взлете и посадке), кроме параметров, характеризующих скорость и барометрические условия движения, входят дополнительно параметры, учитывающие: перераспределение нагрузки между ВП, планером самолета и механическими опорными элементами (колесами, лыжами); характеристики двига-тельно-нагнетательной установки ВП; характеристики гибкого ограждения с учетом массовых и механических свойств его материала; взаимодействие гибкого ограждения с опорной поверхностью; характеристики опорных частей ШВП и, наконец, характеристики изменения объемов полостей ШВП под действием изменяющихся в них давлений и от расположения неровностей ВПП под ШВП при поступательном движении самолета.
Реализация полного подобия динамических явлений модели ШВП и натуры без применения малоинерционных устройств, имитирующих изменение масс воздуха в полостях ШВП в результате их деформации и сжатия в них воздуха (например, при испытаниях по определению амортизационных свойств и характеристик динамической устойчивости), возможна только в двух случаях (рис. 6) [3; 4]:
- при испытаниях модели в вакуумной камере, наполненной "тяжелым" газом (вариант 1),
£
плотность которого при пониженном пропорционально масштабу модели А = была бы
£ н
равной плотности окружающего натурное ШВП газа, т.е. рм = рн. В этом случае согласно числу V
Фруда /т = .— (V- скорость; g - тяжести; I - характерный линейный размер) масса испытуемой модели соотносится с массой натуры по кубу масштаба (тм = тнА ), а давление в полостях - по масштабу (р т = р н А ). Модель с таким соотношением масс условно названа "легкой" ;
- при испытаниях модели в атмосферных условиях (вариант 4). Масса модели соотносится с натурной таким же образом, как и в варианте испытаний 1, а давление в полостях ШВП равно натурному рм = рн. Чтобы выйти на такой уровень давления, необходимо обеспечить прижатие
„ К А - 1
модели к экрану с определенной постоянной силой У = и н ^—у
Вариант испытаний 1 практически неосуществим из-за отсутствия подходящего для испытаний тяжелого газа.
Вариант испытаний 4 трудно реализуем, поскольку для «легкой» модели требуется установить мощную нагнетательную установку, способную обеспечить натурное давление и более высокий, чем при моделировании по Фруду расход - 0м = 0нА . Вес этой установки оказывается слишком большим, чтобы его можно было вписать в массу модели с сохранением запаса для варьирования конструкции ШВП и для дополнительных элементов управления его работой.
Испытания в барокамере Испытания в атмосфере
2 V" < 7 3 • г К^яВ- Н; ¿24 114)';- 4 ■!■ 11/а Го) 5 ^РЦЩ,
Г / Воздух
"Легкая" модель "Тяжелая" модель
С прижатем
Малонапорный нагнетатель Высоконанорный нагнетатель
Внешние условия испытаний
Ром = Ро„ X А р = р 1 ом 1 он
Рм = Рм I Рч = Р„ X А Рм = Рм
тм - т„ х А3 | т„ = т„ х А2
Параметры нагнетателя
ДРм„=ДР„„хА ДРмо = АРцо
(}„ = <2„ аЧА (Зм = О,, А2
Рис. 6. Варианты испытаний «действующих» моделей ШВП при моделировании динамических явлений
Остальные варианты испытаний модели (2, 3, 5) связаны с проявлениями масштабных эффектов, обусловленных невыполнением критериев подобия, в которые входит плотность окружающего модель газа.
Расчетные и экспериментальные исследования динамической устойчивости ШВП показали, что варианты 2 и 5 по величине масштабного эффекта идентичны. Для исследуемых в экспериментах моделей масштаба А от 0,1 до 0,4 они вполне приемлемы. Положение границ динамической устойчивости в пространстве параметров и режимов работы ШВП для натуры и модели мало отличается друг от друга. Причем важно, что во всех исследованных случаях, имеющих практическое значение, область устойчивости натурного ШВП в пространстве его параметров заключена в области устойчивости модели. Иными словами, факт устойчивости модели свидетельствует об устойчивости натуры.
Применение на практике для исследований динамической устойчивости получил в основном вариант 5, и не только как более простой по технической реализации, но и как обеспечивающий более широкие возможности в эксперименте. Отличается он тем, что модель испы-тывается в атмосфере, а ее масса соотносится с массой натурного ШВП по квадрату масштаба 2
т м = т нА . Условно именуется такая модель тяжелой .
Хотя в этом случае на модели должна использоваться более мощная и поэтому относительно громоздкая и большего веса нагнетательная установка, запас по массе столь "тяжелой" модели позволяет практически без ограничений разместить на ней все необходимые для исследований измерительные системы, органы управления и дополнительные элементы конструкции.
При исследовании динамики движения самолета по твердой поверхности с неровностями и по взволнованной поверхности воды основным вариантом моделирования является вариант 3, хотя он и связан с большим проявлением масштабного эффекта, если конечно не принимать конструктивные меры для его уменьшения. К последним относится установка на модель специальных устройств (например, в виде мало инерционных сильфонов), имитирующих сжатие воздуха в полостях ШВП и их деформацию под действием изменяющихся в них давлений в процессе движения ШВП над поверхностью.
Для ШВП с высокими расходами воздуха на создание ВП и для относительно медленных (неударных и неавтоколебательных) процессов движения, масштабный эффект незначителен. Поэтому в этих случаях указанные имитаторы могут не применяться.
Таким образом, рассмотренные в данном разделе особенности физического моделирования при экспериментальном определении стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик самолетов с ШВП во взлетно-посадочных режимах, а также при исследованиях по определению устойчивости равновесных режимов движения и амортизационных свойств ШВП позволяют сформулировать требования к условиям испытаний, к экспериментальным установкам, к "действующим" моделям самолетов с ШВП, а также к режимам испытаний последних по скорости набегающего потока, расходу и давлению нагнетателей ВП, по частотам и амплитудам колебаний и, наконец, по скоростям движения над опорными поверхностями.
ЛИТЕРАТУРА
1. Долгополов А.А., Брагазин В.Ф., Наумов В.Н., Никифорова И.Г., Черняк В.В. Плавность хода и динамическая устойчивость транспортных объектов с шасси на воздушной подушке // Первая междунар. науч.-исслед. конф. «Плавность хода автомобилей и летательных аппаратов при приземлении и торможении». - М.: МАДИ, 1997.
2. Долгополов А.А., Маслов Л.А., Никифорова И.Г., Черняк В.В. Амортизационные свойства шасси высокой проходимости с использованием воздушной подушки для амфибийной авиационной техники // Сб. докладов II науч. конф. по гидроавиации «Геленджик-98». - М.: ЦАГИ, 1998.
3. Ручин А.П. Расчет характеристик посадочного удара самолета с шасси на многокамерной воздушной подушке // Труды ЦАГИ. - 1985. - Вып. 2291.
4. Долгополов А.А., Герасимов А.Н., Кузнецов А.И. Моделирование движения транспортного средства с частичной разгрузкой движителя воздушной подушкой по неровной опорной поверхности // Труды МВТУ. - 1988. -№ 506.
5. Долгополов А.А., Забавников Н.А., Наумов В.Н., Назаренко Б.П. Исследование устойчивости равновесного состояния транспортного средства с частичной разгрузкой воздушной подушкой // Известия вузов. - 1978. - № 7.
6. Волостных В.Н., Долгополов А.А., Наумов В.Н., Никифорова И.Г., Черняк В.В. Динамическая нагружен-ность взлетно-посадочных устройств с воздушной подушкой в режимах наземной эксплуатации самолетов // Сб. докладов междунар. конф. «Авиационные технологии». - М.: ЦАГИ, 1997.
7. Ручин А.П. Моделирование удара шасси на воздушной подушке о твердую поверхность и влияние параметров шасси на удар // Труды ЦАГИ. - 1987. - Вып. 2361.
8. Ручин А.П. Посадка самолета с шасси на воздушной подушке // Труды ЦАГИ. - 1999. - Вып. 2634.
9. Долгополов А.А., Никифорова И.Г., Ручин А.П. Влияние формы в плане шасси на воздушной подушке и начального угла тангажа на кинематические параметры посадочного удара самолета // Труды ЦАГИ. - 1985. - Вып. 2291.
10. Долгополов А.А., Наумов В.Н., Ловцов Ю.И. [и др.]. Расчет статистических характеристик воздействия профиля опорной поверхности на машину с воздушной подушкой методом имитационного моделирования // Труды ЦАГИ. - 1993. - Вып. 2521.
CONDITIONS OF PHYSICAL MODELING AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF AIRCRAFT WITH CHASSIS HOVERCRAFT
Merzlikin Yu.Yu., Dolgopolov A.A., Cipenko V.G.
The features of the physical modeling in the experimental determination of aerodynamics-cal tubes (WT) of low-velocity steady and unsteady aerodynamic characteristics at takeoff and landing of aircraft (LA) with the chassis air-cushion (ball screw) and in studies to determine the stability of equilibrium regimes of movement and shock-absorbing properties of ball screws. Are conscdered the requirements for the experimental facilities, model aircraft with ball screws and re-test of the latest zhimam on the free stream velocity, flow and pressure blowers VP, the frequencies and amplitudes of the oscillations are formulated.
Keywords: air-cushion, modeling, physical model.
Сведения об авторах
Мерзликин Юрий Юрьевич, 1975 г.р., окончил МАИ (1998), преподаватель кафедры аэродинамики летательных аппаратов МАИ, главный инженер НИО-12 «Научно-исследовательского Московского комплекса ЦАГИ» «ФГУП» ЦАГИ, автор более 40 научных работ, область научных интересов - экспериментальная аэрогидродинамика амфибийных летательных аппаратов и транспортных средств с шасси на воздушной подушке.
Долгополов Александр Андреевич, 1937 г.р., окончил МВТУ им. Н.Э. Баумана (1961), старший научный сотрудник НИО-12 «Научно-исследовательского Московского комплекса ЦАГИ» «ФГУП» ЦАГИ, автор более 100 научных работ, более 40 патентов, область научных интересов - аэродинамика, динамика и проходимость летательных аппаратов и транспортных средств с шасси на воздушной подушке.
Ципенко Владимир Григорьевич, 1938 г.р., окончил МЭИ (1961), доктор технических наук, профессор, заслуженный деятель науки РФ, заведующий кафедрой аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА, автор более 280 научных работ, область научных интересов -аэродинамика, динамика полета и летная эксплуатация воздушных судов.
