Вихревые системы на режимах штопора и методы улучшения характеристик штопора самолетов Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Том XXXVII

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 20 06

№ 1 — 2

УДК 629.735.33.015:533.6.013.7

ВИХРЕВЫЕ СИСТЕМЫ НА РЕЖИМАХ ШТОПОРА И МЕТОДЫ УЛУЧШЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК ШТОПОРА САМОЛЕТОВ

И. С. ВАСИН, В. С. ВОЖДАЕВ, Е. С. ВОЖДАЕВ, В. А. ГОЛОВКИН,

М. А. ГОЛОВКИН, Г. Г. МУРАВЬЕВ

Разработан комплекс методов и средств целенаправленного использования вихревых структур и отрывного обтекания элементов самолета для улучшения характеристик штопора или его ликвидации. Показано, что вихревая система крыла в режиме штопора аналогична вихревой структуре воздушного винта, работающего в режиме ветряка. Выявлены причины самоиндукции, т. е. поддержания вращения в режиме штопора. Объяснены эффекты, связанные с изменением демпфирующих свойств вертикального оперения, в зависимости от того, находится оно внутри или вне вихревой колонны, образуемой концевыми вихревыми жгутами. Выработаны предложения по улучшению характеристик плоского штопора за счет выбора соотношений между размахом крыла и выносом вертикального оперения самолета.

Разработаны методы улучшения характеристик штопора за счет улучшения демпфирования вращения, обусловленного отрывным обтеканием элементов самолета, а также улучшения характеристик путевой устойчивости.

Вскрыта вихревая система крыла на режиме штопора и изложены найденные методы улучшения характеристик штопора самолетов, в основном неманевренных. Классический штопор, порождаемый аэродинамической авторотацией крыла, описан, например, в книгах [1, 2], в ста-

тье [3]. В [4, 5] показано, что возникновение штопора может быть обусловлено и рядом других эффектов, в частности несимметричной вихревой системой носовой части фюзеляжа или крыла. Эта несимметрия вихревой системы, расположенной в непосредственной близости от элементов самолета, может вызывать на больших углах атаки значительные моменты рыскания и приводить к штопору самолета. В работе [6] рассмотрен метод расчета штопора, основанный на совместном решении на каждом расчетном шаге по времени уравнений механики движения самолета как твердого тела и аэродинамики на базе модели метода дискретных вихрей, при этом самолет моделируется бесконечно тонкими поверхностями. В отличие от этого в данной работе показано, что вихревая система крыла в режиме штопора аналогична вихревой структуре воздушного винта, работающего в режиме ветряка. Выявлены причины самоиндукции, т. е. поддержания вращения в режиме штопора. Вскрыт механизм воздействия этой вихревой структуры на характеристики демпфирования вращения относительно оси штопора. Объяснены эффекты, связанные с изменением демпфирующих свойств вертикального оперения, в зависимости от того, находится оно внутри или вне вихревой колонны, образуемой концевыми вихревыми жгутами. Выработаны предложения по улучшению характеристик плоского штопора за счет выбора соотношений между размахом крыла и выносом вертикального оперения самолета. Разработаны методы улучшения характеристик штопора за счет улучшения демпфирования вращения, обусловленного отрывным обтеканием элементов самолета, а также улучшения характеристик путевой устойчивости: У-образное оперение — рассматривается как одно из возможных решений при дальнейшем развитии самолета «Гжель»; подфюзеляжный гребень — реализован и является

штатным на самолетах «Гжель» и Як-52М; малая (10—12°) У-образность стабилизатора, позволяющая существенно увеличивать демпфирование вращения и путевую устойчивость самолета на больших углах атаки. Сформированы аэродинамические компоновки, обладающие собственной аэродинамической сопротивляемостью штопору — Ил-96М/Т, тем самым достигнута высшая степень безопасности эксплуатации этих самолетов. На примере самолета Ил-103 на основе расчетно-экспериментального метода сформирована аэродинамическая компоновка, обладающая надлежащими характеристиками штопора. Таким образом, разработан комплекс методов и средств целенаправленного использования вихревых структур и отрывного обтекания элементов летательного аппарата для улучшения характеристик штопора самолета или ликвидации штопора. Тем самым существенно повышена безопасность проведения летных испытаний и эксплуатации ряда отечественных самолетов.

Важность исследования проблемы полета на больших углах атаки обусловлена, прежде всего, необходимостью обеспечения безопасности эксплуатации самолета и предотвращением возникновения сваливания самолета и попадания его в штопор. Современные системы и законы автоматического управления обеспечивают защиту самолетов от попадания на режимы сваливания и штопора в соответствии с нормами авиационных правил. Однако статистика показывает, что число авиационных катастроф, происходящих вследствие сваливания и штопора, составляет около 25% общего числа катастроф [7]. Главные причины — человеческий фактор, попадание в экстремальные погодные условия (грозовой фронт, горизонтальные и вертикальные сдвиги ветра, превышающие нормы авиационных правил и т. д.).

Проблемы сваливания и штопора являются критическими для всех типов самолетов. Особенно остро они стоят для истребительной авиации в связи с освоением сверхбольших углов атаки. При этом введение эксплуатационных ограничений не всегда приемлемо, поскольку в этом случае снижаются маневренные возможности самолета.

Проблема безопасности полета на больших углах атаки весьма важна для пассажирских и транспортных самолетов. Решение проблем полета на больших углах атаки и сопротивляемости штопору очень важно для самолетов общего назначения и административных, которые могут пилотироваться сравнительно слабо подготовленными пилотами.

Исследование и в значительной степени решение этих проблем может быть осуществлено на этапе проектирования и доработки самолета и может вестись по двум направлениям:

удовлетворение определенным требованиям по характеристикам сваливания, штопора и методам вывода из него, сформулированным для каждого конкретного типа самолета (истребитель, административный, пассажирский, транспортный и т. д.);

поиск аэродинамических компоновок самолетов, не имеющих неуправляемых режимов штопора.

В настоящее время создание аэродинамических компоновок, обладающих собственной аэродинамической сопротивляемостью сваливанию в штопор (без ущерба для летно-технических и экономических характеристик) стало реальностью. Такие аэродинамические компоновки неманевренных самолетов разработаны и отдельные примеры приводятся в настоящей работе.

1. Методы исследований штопора самолетов. Для повышения уровня безопасности полета в ЦАГИ разработана эффективная технология исследования режимов сваливания и штопора и технология поиска аэродинамических решений, обеспечивающих «мягкое» сваливание и полное отсутствие режимов штопора на любых закритических углах атаки при любых отклонениях органов управления самолета (рис. 1). Основу технологии составляют [5]:

экспериментальные исследования штопора динамически подобной модели самолета (рис. 2, а) в вертикальной аэродинамической трубе Т-105 при различных отклонениях органов управления и исследования различных методов вывода самолета из штопора с помощью дистанционного управления;

экспериментальные исследования в вертикальной аэродинамической трубе Т-105 полного комплекса аэродинамических характеристик модели самолета (6 компонент сил и моментов) в широком диапазоне закритических углов атаки и углов скольжения без вращения (установка Ш-4) и при различных частотах вращения модели (установка Ш-5), а также при различных положениях органов управления (рис. 2, б);

экспериментальные исследования нестационарных аэродинамических характеристик модели самолета методом вынужденных колебаний в аэродинамической трубе Т-102 или Т-103 (установка ОВП-Ю2 Б);

Вертикальная аэродинамическая груба Т-105

Измерение аэродинамических сил, моментов и их производных Определение кинематических при различных положениях органов упрощения (Ь„ 6,, Ь ) параметров движения

Установка Ш-4 статические испытания сх, Су, с„ т„, т,, т, =Да.Р), т?,лі?,с' = Ла,р) Установка Ш-5 испытания с вращением с„ Су, сг т„ Шу, т, =/(аДю), т\. Му, с? =/а,р,(о), т“, т°, с" =.Да,р,ш) Свободный штопор И.(о,\(/,а.р = =М&ЛА)

і к * * ‘ і

Аэродинамическая груба Т-102 или Т-103

Измерение аэродинамических сил, моментов и параметров динамической устойчивости на установке вынужденных колебаний ОВП-Ю2Б

I

Физические исследовании

Визуализация обтекания различными методами в аэродинамической трубе Т-105 и в гидродинамической трубе ГТ-400

I

Расчетные исследования и моделирование

Мя темаї ическая модель аэродинамики Расчет статических и динамических режимов штопора Отработка законов управления и методов пилотирования на пилотажных стендах

» і * ■ ■

Рис. 1. Экспериментально-расчетная система ЦАГИ для исследования аэродинамических характеристик самолетов на больших углах атаки и в штопоре

Рис. 2. Исследования штопора в вертикальной аэродинамической трубе Т-105 ЦАГИ:

а — свободный штопор динамически подобной модели самолета Ил-114; б — весовые испытания с вращением

на установке Ш-5 модели самолета Ту-334

визуализация обтекания различными методами в аэродинамической трубе Т-105 и гидродинамической трубе ГТ-400;

построение математическом модели пространственного движения самолета на закритических углах атаки на основе решений уравнений динамики полета самолета на закритических углах атаки.

Н, км V, км/ч (о(, <0 * 1/с а

В комплексе программ этой математической модели используются уравнения движения «жесткого» самолета в связанной с ним системе осей координат [5]:

Л7 Г

-----+ юх V =-----^Ь, 7------------+шх Jю = М,

& т А

СЬ | | л АН

-----+ юх Ь = 0, Ь = 1, -------= V • Ь,

А 1 1 А

(1)

где V и ю — соответственно векторы поступательной и угловой скорости движения самолета; .7, т — тензор инерции и масса самолета; g — ускорение свободного падения; Н — высота полета; Ь — орт местной вертикали, / — время; Е — суммарный вектор аэродинамических сил и тяги двигателей; М — полный вектор аэродинамического и газодинамического моментов. Векторы аэродинамической силы и момента в этих уравнениях определяются по результатам указанных экспериментальных исследований. Математическая модель движения самолета в штопоре служит как для определения характера движения самолета в штопоре и вывода из него, так и для отработки законов управления и методов пилотирования на пилотажных стендах. Эти экспериментальные и расчетные методы, используемые в ЦАГИ для решения задач штопора, имеют хорошую сходимость с летным экспериментом, которая подтверждается многолетним опытом. В таблице для примера представлено сравнение характеристик штопора самолетов МиГ-23 и МиГ-25, полученных по испытаниям динамически подобных свободно штопорящих моделей и в летном эксперименте. На рис. 3 показаны для сравнения расчетные характеристики движения самолета Ил-103 в штопоре, полученные на основе решения уравнений (1), и результаты летного эксперимента. Из указанной таблицы и рисунка видно хорошее согласование экспериментальных и расчетных данных с летным экспериментом.

——-^^.Характеристики Самолет " ——— 8н 8э 8в Н, км а ю, 1/с V, м/с п, витков

МиГ-25 Нормальный штопор Самолет ±25° 15—20° пр. шт.* -33° 11—12 53—61° 1,0—1,3 100—110 2

Модель ±25° 20° пр. шт. -33° 10 57—65° 0,9—1,2 103—120 2

Перевернутый штопор Самолет ±25° 0; -4° 10° 11—12 52—65° 1,2—1,9 1

Модель ±25° 0; -20° 0; -20° 8° 10 56—68° 1,3—1,8 1

МиГ-23 Нормальный штопор Самолет ±20° ± (8—10°) пр. шт. 10— 25° 10,5—11 57—73° 2,0—2,6 90—100 1—2

Модель ±25° ±10° пр. шт. 15— 28° 11 74—78° 2,1—2,5 100—115 1—2

* Пр. шт. — против штопора.

2. Особенности вихревой структуры крыла в режиме установившегося штопора и ее влияние на характеристики штопора самолета. Аэродинамика самолета на больших

(закритических) углах атаки и в штопоре отличается отрывным характером обтекания элементов самолета и существенно нелинейным характером их интерференции. Она является весьма сложной для изучения как расчетными, так и экспериментальными методами.

В данном разделе изложен взгляд на крыло в режиме штопора, как на воздушный винт, работающий в режиме ветряка, с соответствующей глобальной вихревой структурой. Это позволило выявить причины самоиндукции, т. е. поддержания вращения в режиме штопора, а также вскрыть механизм воздействия этой вихревой структуры на характеристики демпфирования вращения относительно оси штопора. В частности, объяснены эффекты, связанные с изменением демпфирующих свойств вертикального оперения в зависимости от того, находится оно внутри или вне вихревой колонны, образуемой указанными концевыми винтовыми вихревыми жгутами.

Особенности обтекания крыла в установившемся штопоре. Рассмотрим сначала плоский установившийся штопор, для которого угол атаки а > 60°, угол скольжения в = 0 и, как правило, радиус штопора г = 0 [3]. Пусть на крыло размахом I набегает невозмущенный поток со скоростью V и оно совершает вращение с угловой скоростью ю, причем вектор угловой скорости параллелен вектору скорости V (рис. 4, а). Обтекание крыла на этих режимах сопровождается сложными отрывными явлениями. Однако, как показали специально проведенные экспериментальные исследования на моделях с длинными шелковинами, укрепленными в области околоконцевых сечений крыла, характерной особенностью обтекания на таких режимах является наличие концевых вихревых жгутов Г! и Г2, сходящих с околоконцевых сечений крыла и движущихся вниз по потоку по винтовым линиям (рис. 4, б). При этом схематично вихревая система крыла во многом подобна вихревой структуре воздушного или несущего винтов вертолета, работающих на режимах ветряка или вертикального спуска [8], причем вихревая пелена, сходящая с крыла, или центральный вихревой жгут на рис. 4, б не показаны. На рис. 4, б условно приведено также распределение подъемной силы Уа или циркуляции Г по размаху крыла. Вихревые жгуты Г! и Г2 отходят от плоскости вращения крыла под углом Ф*агС£ ю, где ю = ю£/(2V) — безразмерная угловая скорость, и следуют вдоль цилиндрической поверхности радиусом □ (I/ 2) по винтовым линиям.

Построим (см. рис. 4, а) треугольники скоростей, набегающих на профиль наступающей и отступающей консолей крыла, в текущих сечениях радиусом I/ 2. Треугольники скоростей будем строить для обращенного движения, при этом через ю I/2 обозначим линейную скорость

Рис. 4. Схема обтекания крыла на режиме плоского штопора при радиусе

штопора г = 0:

а — треугольники скоростей и сил в приконцевых сечениях крыла; б — вихревая

структура крыла

набегающего потока, обусловленную вращением крыла. Кроме скоростей V и юі/2 в треугольниках скоростей учтем еще скорости, индуцированные вихревой пеленой и вихревыми жгутами Г! и Г2, сходящими с концов крыла. Внутри вихревой колонны вихревая пелена и вихревые жгуты индуцируют вертикальную скорость уу, направленную против скорости V, и

окружную ско-

рость Уо, направленную против вращения самолета. Суммарную индуктивную скорость, обусловленную этими вихревыми образованиями, обозначим через у. Поскольку в штопоре ю = 0.1 -^0.4, угол ф является достаточно большим и может достигать 70^85°, поэтому следует ожидать, что окружные скорости Уо внутри вихревой колонны существенно больше, чем вертикальные уу. Полный вектор скорости, набегающей на профиль, обозначим через W.

Истинный угол атаки профиля по отношению к скорости набегающего потока W обозначим через аі.

Как видно из треугольников скоростей, на левой, отступающей, консоли крыла угол атаки профиля в результате наличия вращения и скоростей, индуцированных вихревой пеленой и вихревыми жгутами, увеличивается и составляет аі =а + 5, а на наступающей консоли крыла —

уменьшается и составляет аі =а- 5. Это может приводить к тому, что проекция Я* полной аэродинамической силы Я на плоскость, перпендикулярную оси штопора, определяемой из параллелограмма силы сопротивления Ха и подъемной силы Уа, на отступающей консоли

крыла будет меньше, чем на наступающей. Разность этих сил Я* будет вызывать момент, раскручивающий крыло относительно оси штопора.

В установившемся штопоре, если рассматривать штопор собственно изолированного крыла,

распределение этих проекций Я* должно быть таким, чтобы аэродинамический момент уравновешивался инерционным. В установившемся режиме штопора, например, полной аэродинамической компоновки самолета с фюзеляжем и килем, этот момент, образующийся в

результате действия проекций сил Я*, может частично компенсироваться демпфирующим действием (моментом от силы сопротивления вращению) фюзеляжа и вертикального оперения.

Для рассмотренного случая можно ожидать, что подъемная сила крыла на отступающей консоли будет меньше, чем на наступающей (см. рис. 4, б). Это должно вызывать появление соответствующего момента крена, который в установившемся штопоре должен компенсироваться инерционным моментом.

Приведенная схематизация течения показывает, что в плоском штопоре внутри вихревой колонны всегда индуцируются окружные скорости Уо, направленные против вращения самолета. Наличие этой дополнительной индуктивной скорости может существенно увеличивать разницу

в углах атаки на наступающей и отступающей консолях крыла, т. е. усиливать эффекты, обусловленные угловой скоростью, что увеличивает дестабилизацию движения и способствует развитию штопора.

Аналогичная схема обтекания реализуется при радиусе г штопора, удовлетворяющем условию 05 > г > 0 (рис. 5, а), хотя здесь концевые сечения крыла движутся по окружностям неодинакового радиуса. Однако наклон суммарных вихревых жгутов Гі и Г2 и знаки их циркуляций таковы, что и в этом Рис. 5. Схема обтекания крыла на режиме плоского

1

случае вихревая пелена и вихревые жгуты индуцируют окружные скорости у0, направленные в

штопора г ^ 0:

- радиус г штопора лежит в пределах 0.51 > г > 0, где I — размах крыла; б — радиус штопора г > 0.51

а

его околоконцевых сечениях против вращения крыла.

При г > 05 вихревые жгуты Г! и Г2 проходят, как и в предыдущем случае, по двум цилиндрическим поверхностям (рис. 5, б), при этом между этими поверхностями индуцируется окружная скорость Уо, направленная против вращения.

Безусловно, здесь использована схематизация течения. Реальное обтекание крыла в штопоре сопровождается явлениями отрыва с его поверхности, при этом вихревые жгуты могут быть достаточно «толстыми» образованиями, сходящими не с самих

---г концевых сечений.

---------------- п О влиянии геометрических параметров самолета на

демпфирование вращения в плоском штопоре. Из проведенного выше анализа ясно: в плоском штопоре при радиусе штопора г = 0 существуют некоторые оптимальные соотношения между размахом крыла и выносом вертикального оперения, при котором оно будет эффективно демпфировать вращение самолета. При установке вертикального оперения внутри вихревой колонны на него будут действовать значительные дополнительные окружные скорости, индуцированные этой вихревой колонной и направленные против вращения самолета, в результате чего демпфирование вращения будет возрастать. Напротив, слишком большой вынос вертикального оперения может уменьшить демпфирование вращения вследствие отсутствия таких дополнительных окружных скоростей. Уменьшение демпфирования вращения следует ожидать также при попадании вертикального оперения на границу вихревой колонны.

Для получения различных соотношений между размахом крыла и выносом вертикального оперения относительно центра масс была испытана тематическая модель самолета с двумя вариантами крыла: с исходным и с увеличенным на ~27% размахом (рис. 6). Массовоинерционные характеристики исходной модели и модели с увеличенным размахом в испытаниях на свободный штопор были идентичны. Положение центра масс моделей соответствовало хц.м = 03ЬА, где ЪА — средняя аэродинамическая хорда крыла.

Модель в исходном варианте имела плоский установившийся правый и левый штопор с углом атаки а « 68° (рис. 7), здесь и далее у — угол поворота модели относительно вертикали, а д — угловая скорость модели относительно вертикали. Она не выходила из штопора даже усиленным методом пилотирования: руль направления и элероны против штопора, затем через

половину — один виток — руль высоты на пикирование. На рис. 7 видно, что модель не

Рис. 6. Модель в исходном варианте (сплошная линия) и с увеличенным размахом крыла (штриховая линия)

Рис. 7. Штопор модели в исходном варианте — модель не выходит из штопора даже усиленным методом пилотирования:

а

150° ■300е

100° ■200°

50° . 100°

0 . 0

б

30°

0

-30°

\IJIJ. -У / —

(Тгі.

йм

! ■ . , Гг- .

5 1 8, 2 ІІ 4 С 1 2 9 3 /,

“)

б)

у — угол поворота модели относительно оси Рис. 8. Штопор модели с увеличенным размахом крыла — модель штопора; ґ — время; 5н, 5э, 5в — углы отклонения имеет более благоприятные режимы штопора и выхода из него:

руля а — стандартным методом — за ~1.5 витка; б — усиленным методом —

направления, элеронов, руля высоты за ~0.5 витка

прекращала вращения после таких действий, а угол атаки сохранялся даже в течение примерно пяти витков и составлял ~50°. На рис. 8 приведены результаты исследования штопора и выхода из него для динамически подобной модели с увеличенным размахом в вертикальной аэродинамической трубе для двух методов вывода модели из штопора. Из сопоставления данных рис. 7 и 8 видно, что модель с увеличенным размахом имеет более благоприятные характеристики установившегося штопора: угол атаки в штопоре а « 50°, а частота вращения ю « 1.1 об/с, в то время как для исходной модели а « 68°, ю « 1.5 об/с. Это обусловлено изменением взаимодействия вертикального оперения и вихревой структуры, индуцируемой вращающимся крылом. На рис. 8, а, б также видно, что модель с большим размахом имеет более благоприятные режимы выхода

из штопора. При стандартном методе пилотирования (см. рис. 8, а) элероны отклоняются в нейтральное положение, одновременно руль направле-

ния — против штопора, затем примерно через половину витка руль высоты отклоняется в нейтральное положение, модель выходит из штопора (прекращает вращение и уменьшает до малых значений угол атаки) примерно за полтора витка. При усиленном методе пилотирования (см. рис. 8, б, одновременно элероны и руль направления отклоняются полностью против вращения, затем через половину витка — руль высоты на пикирование) модель выходит из штопора за половину витка.

3. Методы улучшения характеристик штопора самолетов за счет увеличения демпфирования вращения и путевой устойчивости. Способ улучшения характеристик штопора, учитывающий особенности вихревой системы самолета, изложенный в разделе 2, не всегда и не для всех аэродинамических компоновок по разным соображениям является приемлемым. Поэтому на основе комплексных методов исследований, изложенных в разделе 1, осуществлялся поиск простых аэродинамических решений, обеспечивающих эффективный выход самолета из штопора или его отсутствие.

У-образное оперение. Как отмечалось в [4], для классических аэродинамических компоновок характерной особенностью традиционных рулевых поверхностей, расположенных на вертикальном оперении, является потеря эффективности управления по рысканию на достаточно больших углах атаки. Это связано с попаданием рулевых поверхностей в крупномасштабный отрывной след, идущий, в частности, с консолей стабилизатора и фюзеляжа. Кроме того, для таких аэродинамических компоновок по этой же причине характерным является существенное снижение демпфирования вращения, которое принципиально может обеспечивать вертикальное оперение.

Во избежание этих отрицательных эффектов было предложено и испытано на одном из

Рис. 9. Влияние У-образности оперения на выход из штопора модели самолета

«Гжель»:

а — модель в исходном варианте не прекращает вращения; б — модель с У-образным оперением выходит из штопора за ~1 виток

вариантов модели

самолета «Гжель» V- г.

УУ1 ш

образное оперение, ”

состоящее из двух консолей,

установленных под углом 45° к плоскости строительной горизонтали.

Эксперименты, проведенные в вертикальной

аэродинамической трубе на свободно штопорящих динамически подобных моделях (см. рис. 2, а), показали высокую эффективность предложенного решения. Это

демонстрируется результатами,

приведенными на рис. 9. Так, если модель в исходном варианте хотя и уменьшала угол атаки и замедляла вращение примерно за один виток после срабатывания рулей на выход, но полностью не прекращала вращение (Э у/дґ Ф 0), то модель с У-образным оперением выходила из штопора за ~1 виток.

Такое оперение рассматривается как одно из возможных решений при дальнейшем развитии самолета «Гжель», поскольку наряду с отмеченными выше достоинствами оно дает также снижение веса конструкции.

Рис. 10. Контуры самолетов Ил-96-300

(штриховая линия) и Ил-96М/Т (сплошная линия) при

виде в плане

Рис. 12. Влияние установки гребня в хвостовой части фюзеляжа на характеристики путевой устойчивости тУ и демпфирования вращения т"у модели самолета Ил-103

Влияние удлинения фюзеляжа. Самолеты Ил-96М и Ил-96Т (в дальнейшем Ил-96М/Т) являются развитием самолета Ил-96-300 и отличаются от него по внешней геометрии удлинением фюзеляжа и обводами двигателей (последнее, как показали исследования, для штопора несущественно), рис. 10. При переработке модели Ил-96-300 в модель Ил-96М/Т рассматривались разные возможные варианты «вставок» в фюзеляж. Как показали испытания с вращением на установке Ш-5 (см. рис. 2, б) моделей этих самолетов, цилиндрические вставки в фюзеляж, соответствующие 6 м перед крылом и 3 м за крылом натурного самолета, позволяют существенно повысить демпфирование вращения модели Ил-96М/Т на углах атаки а = 38^80°, и особенно на а « 55°, где имелся режим штопора у модели самолета Ил-96-300 (рис. 11). Такое возрастание демпфирования обусловлено, видимо, в большей степени демпфированием фюзеляжа, который на этих углах атаки обтекается с отрывом потока как цилиндрическое тело, создающее большое сопротивление вращению.

Испытания свободно штопорящей динамически подобной модели авиалайнера Ил-96М (см. рис. 2, а) и решение уравнений движения (1) показали, что режимов штопора у этого самолета нет при всех комбинациях отклонений органов управления. Выход из режима сваливания осуществляется быстро — путем постановки органов управления в нейтральное положение,

а штурвала — на пикирование. Тем самым обеспечена высшая степень безопасности эксплуатации самолетов Ил-96М/Т.

Подфюзеляжный гребень. В [4] были рассмотрены подфюзеляжные гребни в виде двух пластин, устанавливаемых в хвостовой части фюзеляжей маневренных самолетов, которые наряду

с некоторым улучшением характеристики п№у и демпфирования вращения ту на больших углах атаки позволяют улучшить характеристику продольного момента mz (а) на больших углах атаки

в результате реализации так называемого «эффекта корыта».

Установкой одного такого гребня в плоскости симметрии может быть достигнуто заметное возрастание демпфирования вращения на больших углах атаки вследствие возрастания сопротивления вращению плоской пластины, обтекаемой с полным отрывом потока с ее кромок. На рис. 12 приведены результаты испытаний модели самолета Ил-103 с указанным гребнем и без него. Видно заметное уменьшение антидемпфирования вращения на больших углах атаки

а > 30°. Приведенная на этом рисунке производная т™у получена из производной тьу,

определяемой с помощью прибора Ш-5 (см. рис. 2, б) пересчетом, при этом в соответствии с

правилом знаков положительная производная т°УУ означает антидемпфирование. Видно, что в

результате установки этого гребня на углах атаки а « 25^60° заметно возрастает путевая устойчивость.

Рекомендации по установке таких гребней (с несколько видоизмененной конфигурацией) выданы также ЭМЗ им. В. М. Мясищева и ОКБ им. С. А. Яковлева. Они являются штатными на серийных самолетах «Гжель» и Як-52М.

Малая У-образность стабилизатора. Найдено новое средство улучшения характеристик путевой статической устойчивости, демпфирования вращения на больших углах атаки и штопора самолета с классической компоновкой вертикального и горизонтального оперения (см. рис. 6, исходная модель). Для указанной аэродинамической компоновки оно заключается в придании небольшой (у = 10^12°) У-образности горизонтальному оперению.

Как показали испытания модели с У-образным стабилизатором, на углах атаки а > 40^45° существенно улучшаются характеристики путевой устойчивости и демпфирования вращения (рис. 13). Исследования, выполненные на модели У-образного изолированного крыла без вращения, показали, что отмеченные эффекты не могут быть объяснены только появлением боковой силы на скользящем крыле. Элементарные расчеты с использованием полученных экспериментальных данных показывают, что путевой момент, возникающий на изолированном У-образном стабилизаторе при наличии скольжения, хотя и имеет тот же знак, что и на рассмотренной аэродинамической компоновке, но его величина значительно (в несколько раз) меньше, чем на полной модели самолета. Отмеченные нелинейные эффекты обусловлены положительной интерференцией горизонтального и вертикального оперений и могут быть объяснены следующим образом. На У-образном стабилизаторе при наличии скольжения на наветренной консоли стабилизатора отрывная вихревая зона с передней кромки приближается к плоскости вертикального оперения и индуцирует на части вертикального оперения перед ней скосы, создающие область повышенного давления. Это приводит к существенному нелинейному увеличению путевого момента, способствующего возрастанию путевой устойчивости самолета. Аналогично объясняется улучшение характеристики демпфирования вращения.

Эксперименты, проведенные на свободно штопорящих моделях в вертикальной аэродинамической трубе, показали, что применение двух рассмотренных выше решений (подфюзеляжный гребень плюс У-образный стабилизатор) кардинальным образом изменило характер режимов штопора и выхода из него (рис. 14). Так, модель в исходной конфигурации имела режим плоского штопора с углом атаки а « 65°, выход из которого не обеспечивался никакими методами пилотирования. Применение найденных решений привело к тому, что заметно уменьшилась частота вращения модели в штопоре (с ю « 1.45 об/с до ю « 1.1 об/с) и модель стала выходить из штопора стандартным методом пилотирования.

Рис. 13. Влияние малой У-образности горизонтального оперения на характеристики путевой устойчивости и демпфирования вращения т‘ЮУ модели самолета Ил-103

Рис. 14. Влияние на выход из штопора установки подфюзеляжного гребня и стабилизатора с малой (уго = 11°)

У-образностью:

а — исходный вариант модели — выход отсутствует; б — модель с найденными решениями —выход из штопора за ~1.5 витка

стандартным методом пилотирования

СО

0.4

03

0.2

Обл< 1 їсть существования шт< эпора

■■ Гу Исходная моде ль

Модифицнрс ванная модель

20°

30°

40'

50°

а

Рис. 15. Применение найденных решений (подфюзеляжный гребень плюс небольшая (уго = 11°) V-образность

стабилизатора) суживает область существования штопора самолета Ил-103 до одной точки

Найденные решения (подфюзеляжный гребень плюс небольшая (11°) V-образность стабилизатора) были применены к самолету Ил-103. Они обеспечивают резкое уменьшение области существования штопора до единственной точки (рис. 15). Существует только единственная комбинация отклонения органов управления, при которой штопор существует. Эта точка не была убрана только потому, что самолет Ил-103 помимо транспортных функций выполняет функции учебно-тренировочного самолета, для которого штопор должен существовать. Вывод из штопора осуществляется в течение одного витка, как это определено международными правилами для самолетов такого класса.

Таким образом, разработанный комплекс методов и средств позволяет: целенаправленно улучшать аэродинамику гражданских самолетов на больших углах атаки и в штопоре; ликвидировать штопор при применении их на стадии предварительного проектирования. Тем самым

в сочетании с системой автоматического управления, предотвращающей выход на большие углы атаки и сваливание, достигается высшая степень безопасности летных испытаний и эксплуатации самолетов.

1. Тетерюков Я. И. Штопор самолетов. — М.: Оборонгиз. — 1954.

2. Котик М. Г. Динамика штопора самолета. — М.: Машиностроение. — 1976.

3. Долженко Н. Н. Об исследовании установившегося штопора самолета // Труды ЦАГИ. — 1968. Вып. 817.

4. Вождаев Е. С., Головкин В. А., Головкин М. А., Долженко Н. Н. Методы управления взаимодействием вихревых структур с элементами самолета на больших углах атаки // Ученые записки ЦАГИ. — 1996. Т. ХХУІІ, № 1 —2.

5. Авиация общего назначения. Рекомендации для конструкторов / Под ред. В. Г. Микеладзе. — М.: Изд. ЦАГИ. — 1996.

6. Апарин о в В. А., Делеган В. М. Нелинейная математическая модель процесса неустановившегося движения на закритических режимах самолета и его вихревого следа // ТВФ. — 1998. Т. LXXП, № 6 (635).

7. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки. Библиографический список. — ОНТИ ЦАГИ. — 1990.

8. Баскин В. Э., Вильдгрубе Л. С., Вождаев Е. С., Майкапар Г. И. Теория несущего винта. — М.: Машиностроение. — 1973.

Рукопись поступила 20/ III2004 г.