Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Гидродинамика ЛА при вынужденной посадке на воду 25
1.1 Исследования моделей фюзеляжей самолетов в «Опытовом бассейне» и установке «Бак переменного давления» 25
1.1.1 Описание экспериментальных установок «Опытовый бассейн» и «Бак переменного давления 25
1.1.2 Описание исследуемых моделей 26
1.1.3 Методика проведения экспериментальных исследований и анализ полученных результатов 27
1.2 Исследования моделей фюзеляжей самолетов на скоростном стенде 32
1.2.1 Описание экспериментальной установки «Скоростной стенд»... 32
1.2.2 Описание исследуемой модели 34
1.2.3 Методика проведения экспериментальных исследований и анализ полученных результатов 34
Рисунки к Главе 1 40
Глава 2. Разработка методики моделирования вынужденной посадки ЛА ... 52
2.1 Методика катапультных испытаний 52
2.1.1 Анализ размерностей 52
2.1.2 Моделирование натурных условий обтекания самолета при движении по воде и его особенности 57
2.1.3 Требования к катапультной установке 62
2.1.4 Требования к катапультируемой модели 64
2.1.5 Методика измерения параметров движения модели 69
2.1.6 Методика моделирования начальных условий приводнения 70
2.2 Моделирование прочности элементов конструкции самолета... 75
2.2.1 Общая и местная прочность конструкции планера 75
2.2.2 Методы моделирования разрушения узлов крепления агрегатов самолета 76
2.3 Методика моделирования вынужденных посадок вертолетов.. 85
2.3.1 Требования к моделям 85
2.3.2 Комплекс исследований характеристик аварийного приводнения вертолета 86
2.3.2.1 Определение характеристик остойчивости вертолета 87
2.3.2.2 Исследования динамики приводнения вертолета 87
2.3.2.3 Моделирование приводнения вертолета на надувных поплавках 89
2.3.2.4 Определение характеристик свободного дрейфа вертолета в условиях ветрового волнения 92
Рисунки к Главе 2 94
Глава 3. Исследования проблемы отрыва потока при глиссировании гладких тел 120
3.1 Гидродинамика стационарных режимов глиссирования 120
3.1.1 Безотрывный режим глиссирования 120
3.1.2 Процесс перехода от безотрывного режима глиссирования к отрывному при повышении скорости глиссирования («скоростной» отрыв) 125
3.1.3 Глиссирование с отрывом потока 126
3.2 Гидродинамика нестационарного глиссирования 129
3.2.1 «Стартовый» отрыв потока и роль фактора адгезии 129
3.2.1.1 Малая буксировочная установка 135
3.2.1.2 Результаты экспериментальных исследований 136
3.2.2 Влияние отрицательных ускорений на отрыв потока 143
3.2.2.1 Теоретические оценки 144
3.2.2.2 Экспериментальные исследования глиссирования сферы с замедлением 146
Рисунки к Главе 3 152
Глава 4. Анализ особенностей посадки на воду ЛА различных компоновок и влияния параметров самолета на характеристики вынужденной посадки по результатам испытаний моделей 166
4.1 Условия обеспечения безопасной вынужденной посадки самолета на воду 166
4.2 Параметры, определяющие режимы захода на посадку 167
4.2.1 Влияние кинематических параметров приводнения на характеристики вынужденной посадки самолета на воду и обеспечение ее безопасности 167
4.2.1.1 Влияние величины посадочной скорости 167
4.2.1.2 Влияние угла наклона траектории (вертикальной скорости приводнения) . 168
4.2.1.3 Влияние начального угла тангажа 169
4.2.1.4 Влияние угла крена 171
4.2.2 Влияние положения механизации крыла 172
4.2.3 Влияние выпуска шасси 173
4.2.4 Влияние направления посадки относительно направления движения волн и ветра 174
4.3 Особенности приводнения вертолетов и некоторые вопросы их аварийной посадки на воду 177
4.3.1 Анализ процесса аварийной посадки вертолета на воду 178
4.3.1.1 Приводнение (входе воду) 178
4.3.1.2 Переходный этап 179
4.3.1.3 Дрейф 181
Рисунки к Главе 4 184
Глава 5. Элияние конструктивных параметров самолетов на характеристики вынужденной посадки на воду и обеспечение ее безопасности. Формирование практических рекомендаций по выбору параметров ЛА с учетом возможности вынужденной посадки на воду 205
5.1 Влияние формы фюзеляжа 205
5.1.1 Влияние формы поперечного сечения днища фюзеляжа 205
5.1.2 Влияние формы бокового вида фюзеляжа 206
5.1.3 Влияние удлинения фюзеляжа 207
5.2 Влияние формы и положения крыла 208
5.2.1 Влияние высоты установки крыла 208
5.2.2 Влияние угла установки крыла 209
5.2.3 Влияние формы профиля, угла стреловидности и угла поперечного V крыла 209
5.3 Влияние положения горизонтального оперения 209
5.4 Влияние положения двигателей и воздушных винтов 210
5.5 Влияние лыжного шасси как элемента конструкции самолета 211
5.5.1 Расчёт посадки модели на воду 211
5.5.2 Экспериментальное исследование самолета с лыжным шасси .215
5.6 Особенности компоновки вертолетов, оборудованных для полетов над морем 217
Рисунки к Главе 5 221
Заключение 225
Список использованной литературы 228
- Методика проведения экспериментальных исследований и анализ полученных результатов
- Моделирование натурных условий обтекания самолета при движении по воде и его особенности
- Экспериментальные исследования глиссирования сферы с замедлением
- Влияние направления посадки относительно направления движения волн и ветра
Введение к работе
Значительная часть маршрутов сухопутных гражданских и военных летательных аппаратов проходит над водной поверхностью, и в ряде случаев, при возникновении аварийной ситуации, вынужденная посадка на воду может явиться единственной возможностью спасения экипажа и пассажиров.
Несмотря на высокую надежность современных летательных аппаратов, обусловленную совершенной технологией, многократным резервированием их основных систем, а также малой вероятностью одновременного отказа всех двигателей, возможность аварийной посадки на воду сохраняется [93].
Это подтверждает анализ статистических данных, который показывает, что в мире в период с 1976 года по июль 2003 года произошло 1302 происшествия с самолетами над водой, и с 1980 года по февраль 2003 года - 327 происшествий с вертолетами над водой [94], а также то, что количество летных происшествий за год при полетах над водными пространствами в течение последних десятилетий остается примерно на одном уровне [96].
В связи с этим общие показатели безопасности подобных полетов зависят в значительной степени от успешного решения проблем, возникающих при аварийном приводнении самолетов и вертолетов, от обеспечения возможности спасения пассажиров и экипажей. Иностранные материалы свидетельствуют о большом внимании, уделяемом решению этих проблем за рубежом, с целью достижения высоких показателей спасения людей в происшествиях при полетах пассажирских и военно-транспортных самолетов и вертолетов над водными пространствами [109].
Проблема спасения людей при вынужденной посадке самолетов и вертолетов на воду очень объемна. В работе [101], в частности, отмечается, что на ранних этапах проектирования самолета необходимо обеспечить соответствующее решение всех проблем для достижения надлежащих показателей спасения людей при вынужденных посадках самолета на воду.
В .настоящее время в мировой практике сложилась определенная классификация летных происшествий.
При анализе статистических материалов все летные происшествия над водой по своему характеру условно подразделяют на 3 типа [91,109].
К первому типу относят неуправляемые падения летательных аппаратов на воду с большой высоты и, следовательно, с большой вертикальной скоростью, когда при ударе о воду большинство членов экипажа и пассажиров погибает, а летательный аппарат разрушается. Спасение людей при такого рода происшествиях носит случайный характер. К таким происшествиям можно отнести падение в Аравийское море самолета Боинг 747 индийской авиакомпании "Air India" I января 1978 года, при котором все пассажиры и члены экипажа погибли [84] и падение в Индийский океан вскоре после взлета Кенийского А-310 в январе 2000 года, 169 погибших.
К происшествиям второго типа относят непреднамеренные посадки на воду, когда во время взлета или посадки, происходящей над водным пространством, аварийная ситуация может вынудить самолет приводниться. Такие незапланированные посадки на воду встречаются довольно часто и завершаются спасением хотя бы нескольких человек. Они более опасны, чем преднамеренные, из-за фактора неожиданности.
К третьему типу происшествий относятся собственно вынужденные подготовленные посадки на воду, когда при полете над водой вследствие отказа двигателей, отсутствия топлива, либо по другим причинам летательный аппарат производит посадку на воду. Анализ таких посадок представляет наибольший интерес, поскольку их обстоятельства наиболее полно характеризуют проблемы спасения людей при посадке самолета на воду и основные недостатки конструкции самолетов и их аварийно — спасательного оборудования.
Существуют и другие классификации аварийных приводнений. Так, по классификации, приведенной в работе [84], составленной на основании компьютерного анализа авиационных происшествий с военными летательными
аппаратами, происшествия делятся на три класса А, В и С в зависимости от технического состояния аппарата после аварии.
К классу «А» относятся летные происшествия, в результате которых летательный аппарат разрушился и либо пропал без вести, либо его ремонт экономически нецелесообразен.
К классу «В» относятся летные происшествия, при которых летательный аппарат, который не может лететь, используя свои двигатели, доставляется для ремонта на специально оборудованную базу.
К классу «С» относятся летные происшествия, в результате которых летательный аппарат получил повреждения, основная часть которых не может быть устранена в полевых условиях.
Некоторые случаи не вписываются ни в один из этих классов, например, такие, когда летательный аппарат, севший на воду благодаря благоприятным условиям и мастерству пилота, сумел взлететь снова [84].
Успех вынужденной посадки на воду определяется рядом факторов. Среди них: тип самолета, состояние водной поверхности, а также мастерство летчика [103]. Рассмотрим описания нескольких случаев вынужденной посадки самолетов на воду.
22 ноября 1968 года пассажирский самолет ДС-8-62 японской авиакомпании JAL при заходе на посадку совершил непреднамеренное приводнение в бухте Сан-Франциско в 6 км от взлетной полосы. На борту самолета было 96 пассажиров и 11 членов экипажа. Положительными факторами, определившими результаты посадки, была спокойная вода небольшая глубина (2 м), а также небольшая вертикальная скорость. Самолет приводнился с выпущенным шасси. Посадочная скорость составляла ~255 км/час. Посадка самолета на воду некоторыми пассажирами была воспринята как обычная посадка на взлетно-посадочную полосу. После пробега по воде самолет остановился на мелководье, опершись колесами на дно. Крыло частично погрузилось в воду. Никто из пассажиров и членов экипажа не пострадал. Разрушения самолета были незначительными: закрылки и один
двигатель. Самолет был поднят на баржу и после ремонта эксплуатировался еще 6лет(рис.В.1).[101Д09].
13 января 1969 года самолет ДС-8-62 ночью в дождь при подлете к аэропорту Лос-Анджелеса приводнился в 8 милях от берега (13км) при волнах зыби высотой ~2,5 т 3 м. На борту самолета находилось 36 пассажиров и 9 членов экипажа. Самолет приводнился с большой вертикальной скоростью, с большим положительным углом тангажа и с посадочной скоростью -290 км/час. Перед посадкой летчик сообщил о неисправности в системе шасси. Анализ разрушенных частей самолета показал, что шасси было выпущено, но осталось неизвестным, было ли оно зафиксировано замками. В результате удара о воду фюзеляж самолета разломился на 2 части. Хвостовая часть самолета длиной примерно 12 м, расположенная позади крыла, затонула на глубине-100 м. Передняя часть фюзеляжа с крылом оставалась на плаву в течение ночи и затонула на мелководье только при попытке отбуксировать её к берегу. Нижняя часть центроплана и пол были разрушены на значительном участке. Мотогондолы и стойки шасси оторвались и утонули. Из 45 человек 30 были спасены. На рис.В.2 приведена фотография плавающей части самолета [79,101,109].
Оба описанных выше происшествия с самолетами ДС-8 не являются типичными. Различие в результатах этих посадок обусловлено высокой посадочной и вертикальной скоростью, а также наличием волнения во втором случае, в то время как в первом случае самолет садился с небольшой вертикальной и горизонтальной скоростью на спокойную воду, и его колеса фактически достигли дна.
Эти два случая можно рассматривать как предельные с точки зрения поведения самолета при вынужденной посадке на воду и характера разрушения его конструкции. Можно отметить, что при промежуточных значениях посадочных условий характеристики приводнения самолета будут находиться между значениями, полученными в этих экстремальных случаях.
Так, 20 августа 1962 года самолет ДС-8, на борту которого находилось 105 пассажиров, приводнился в заливе Гуанобара близ Рио-де-Жанейро. Значительных разрушений самолета не произошло. Самолет оставался на плаву 45 минут. Никто из пассажиров и членов экипажа не погиб от травм при посадочном ударе, и все сумели покинуть самолет. Однако несколько человек утонули после эвакуации из самолета [91].
8 мая 1978 года самолет Боинг-727 при заходе на посадку в аэропорту Пенсакола во Флориде в тумане приводнился в заливе Эскамбия на расстоянии ~5,5 км от берега. Глубина залива в месте приводнения составляла 3,7 м. Волнение и ветер были слабыми. На борту самолета находилось 52 пассажира и 6 членов экипажа. По отзывам летчиков, приводнение напоминало посадку на воду гидросамолета, а многими пассажирами воспринималось как обычная посадка на полосу. При ударе о воду была повреждена задняя часть фюзеляжа, через которую сразу же начала поступать вода. Самолет стал погружаться в воду хвостовой частью до касания дна залива, но верхняя часть кабины летчиков оставалась выше уровня воды. 55 человек из 58, находившихся на борту, были спасены экипажем случайно оказавшегося рядом буксира через 30 минут после аварии [97].
В некоторых случаях вынужденные посадки на воду проходят настолько успешно, что люди не получают травм при приводнении, а разрушения самолета незначительны, и он остается на плаву длительное время.
На рис.В.З помещена фотография патрульного противолодочного самолета Атлантик, принадлежащего ВМФ Нидерландов, находящегося на плаву. Самолет совершил в 1971 году успешную вынужденную посадку на воду. На самолете, выполнявшем испытательный полет, возникла неисправность в системе управления. Летчик произвел вынужденную посадку в Северном море недалеко от Гааги. Самолет почти не пострадал. Как видно на фотографии, были погнуты воздушные винты и деформирована передняя кромка крыла. Самолет был отбуксирован в военно-морскую базу, находящуюся на расстоянии 55 миль (95 км) от места посадки и поднят из воды через 2 дня после приводнения.
11 Самолет ^последствии не эксплуатировался, но с него было снято оборудование, пригодное для использования на сумму 3 млн. долларов [80].
16 марта 1995 года во время перелета из Калифорнии в Гонолулу пилот самолета Bombardier DHC - Twin Otter сообщил об аварийной ситуации и проблемах с подачей топлива. Самолет совершил вынужденную посадку на воду, в темноте, на спокойную поверхность моря. Самолет впоследствии затонул, но все пассажиры спаслись без повреждений [80].
Анализируя описанные выше случаи и целый ряд других вынужденных приводнений самолетов, можно выявить следующие общие закономерности.
Большинство вынужденных приводнений происходит вблизи аэропортов после взлета или при заходе на посадку, при этом во многих случаях шасси при посадке на воду было выпущено, хотя для большинства самолетов рекомендуется производить приводнение с убранным шасси.
Во всех описанных случаях время плавания самолета после приводнения колебалось от 1-3 минут до нескольких суток.
3. Большая часть людей при вынужденных посадках на воду погибало не
от травм, полученных при посадочном ударе, а уже после покидания самолета.
4. В большинстве случаев происходили разрушения обшивки нижней
поверхности фюзеляжа, в результате чего в фюзеляж начинала поступать вода.
Общие разрушения фюзеляжа наблюдались сравнительно редко при посадках с
большими вертикальными скоростями в условиях сильного волнения. Они
заключались в отрыве хвостовой части позади центроплана. Даже при
достаточно мягких посадках наблюдались разрушения отдельных выступающих
элементов конструкции, соприкасавшихся с водой: стоек шасси в выпущенном
положении, мотогондол, расположенных на пилонах под крылом, отклоненных
закрылков
Состояние самолета после посадки на воду и продолжительность нахождения его на плаву определяются, прежде всего, прочностью его конструкции, внешней компоновкой и параметрами полета в момент касания воды.
На, основании результатов исследований [101] были сделаны выводы о том, что безопасность вынужденной посадки самолета на воду может быть повышена при использовании более совершенных методов проектирования самолетов, в особенности нижней части фюзеляжа, пола кабин, выборе приемлемой для приводнения внешней компоновки самолета и определении оптимальных параметров самолета перед касанием поверхности воды.
Рост интенсивности полетов вертолетов над водными пространствами, в особенности, гражданских вертолетов, обслуживающих морские буровые платформы, определяют повышенный интерес к проблеме спасения пассажиров и экипажей в случае аварийной посадки вертолета на воду. Об актуальности этой проблемы свидетельствует большое количество посвященных ей публикаций, в том числе и за рубежом [42,78,86.90,111,116].
Существуют различные системы классификации вертолетов с точки зрения их безопасности при полетах над водой. Вертолеты могут быть классифицированы по числу двигателей. Другая система делит вертолеты на две группы; в зависимости от того, сконструированы они для операций над водой или нет. Авторы работы [111] считают наиболее удобной следующую классификацию:
Класс 1:
а) вертолеты, предназначенные дня операций над и с поверхности воды.
Эти машины могут быть названы "амфибии". Амфибийные свойства
достигаются либо применением постоянных неубираемых в полете надувных
поплавков, крепящихся к фюзеляжу, либо обеспечением герметичности
фюзеляжа и приданием ему формы лодки. В последнем случае корпус должен
иметь жабры, необходимые для придания вертолетам остойчивости по крену.
б) вертолеты, базирующиеся только на кораблях или на земле, которые не
могут нормально плавать, но имеющие аварийное оборудование, позволяющее
им плавать.
Класс II:
Вертолеты, базирующиеся только на земле или на кораблях и не имеющие оборудования для плавания, и поэтому переворачивающиеся и тонущие при приводнении, или имеющие оборудование, которое предотвращает полный переворот, но не устраняет почти полного затопления вертолета.
Материалы свидетельствуют о том, что основной причиной вынужденных посадок на воду военных вертолетов, в том числе и двухдвигательных, были отказы двигателей. Другими причинами являлись поломки хвостовых винтов и трансмиссий, а также ошибки пилотирования, особенно ночью и в сложных метеоусловиях.
В располагаемой информации содержатся ограниченные данные по статистике вынужденных посадок на воду пассажирских вертолетов, однако можно предположить, что перечисленные обстоятельства являются причинами аварийных приводнений и гражданских вертолетов [13, 116].
Присущие вертолетам особенности (прежде всего - высокое положение центра масс, относительно малая ширина и негерметичность фюзеляжей) приводит к быстрому переворачиванию и" затоплению вертолетов после вынужденной посадки. Дополнительные сложности при приводнении создает несущий винт. Вход в воду лопастей винта способствует ускорению накренения и переворачиванию вертолета и усложняет эвакуацию людей. Согласно имеющейся статистике, время нахождения вертолета на плаву измеряется секундами, в лучшем случае, несколькими минутами. Обеспечение безопасной посадки вертолета на воду возможно при выполнении двух условий: (а) управляемости процесса посадки и (б) снабжения вертолета средствами обеспечения плавучести и остойчивости.
При эксплуатации военных и гражданских вертолетов над водой имеется большая вероятность того, что при отказе двигателя летчику придется произвести управляемую посадку на воду в режиме авторотации. Некоторые виды аварий систем вертолета могут привести и к неуправляемому снижению [86].
Безопасность таких полетов будет зависеть от решения проблем, связанных с вынужденной посадкой на воду.
В отечественных нормах летной годности (НЛГ) самолетов транспортной категории - АП-25, американских FAR-25 и общеевропейских JAR-25 содержатся требования к пассажирским самолетам, в соответствии с которыми должны быть приняты все практически осуществимые конструктивные меры, совместимые с общими характеристиками самолета, для сведения к минимуму вероятности того, что при аварийной посадке на воду поведение самолета вызовет непосредственное травмирование людей или не позволит им покинуть самолет (п.25.801(b))
Согласно АП-25, вероятное поведение самолета при посадке на воду должно быть исследовано посредством испытаний модели или сравнения с самолетами подобных конструкций, характеристики приводнения которых известны. Должны быть учтены воздухозаборники, закрылки, выступающие части и любые другие факторы, которые, вероятно, повлияют на гидродинамические характеристики самолета (п.25.801(с)).
Должно быть показано, что при допустимо возможном состоянии водной поверхности время нахождения самолета на плаву и его сбалансированное положение позволят людям покинуть самолет и занять места в спасательных плотах. Если соответствие этому требованию показано расчетами плавучести и остойчивости, то должны быть сделаны соответствующие допущения на вероятные повреждения конструкции и течи. Если на самолете имеются топливные баки (с возможностью слива топлива), которые, вероятно, могут выдержать приводнение без возникновения течи, то объем сливаемого топлива, может рассматриваться как объем для обеспечения плавучести (п.25.801(d)).
Если влияние разрушений наружных дверей и иллюминаторов не учтено при исследовании вероятного поведения самолета при посадке на воду, то наружные двери и иллюминаторы должны быть рассчитаны на восприятие вероятных максимальных местных давлений.
Отдельные требования предъявляются со стороны НЛГ также к аварийным выходам и к спасательному оборудованию (надувным плотам, спасательным жилетам и другим средствам) [1,89,112].
Нормы летной годности требуют определения характеристик вынужденной посадки самолета на воду посредством испытаний модели либо аналитическими методами, включающими экстраполяцию и теоретические расчеты.
Накопленный в военном вертолетостроении опыт и систематические исследования посадки вертолетов на воду, проводимые различными фирмами и исследовательскими центрами за рубежом, позволили выработать нормативные требования к безопасности полетов над водой, фиксирующие достигнутый уровень техники и устанавливающий методики подтверждения соответствия новых вертолетов этим требованиям. В нашей стране с 1995 года действуют нормы АП-29, основанные на американских FAR-29. Принимаются также во внимание английские нормы BCAR [2,81].
В нормах под аварийным приводнением вертолета понимается преднамеренная срочная посадка на воду с целью как можно скорее покинуть вертолет. При этом подразумевается, что перед вхождением в воду летательный аппарат не имел повреждений, и все его органы управления и важнейшие системы, за исключением двигателей, функционируют нормально. При этом должно быть доказательно продемонстрировано, что разработанные процедуры и принятые технические решения обеспечивают безопасность посадки и последующего плавания при волнении моря не ниже 4 баллов, а при отказе одной из наиболее важных секций поплавков - не ниже двух баллов. При этом отношение высоты волны к ее длине должно составлять 1/8-1/12,5 в зависимости от категории вертолета.
Нормы устанавливают условия для проектирования конструкции вертолета и поплавковых систем, а именно:
угол тангажа при посадке - оптимальный с колебаниями,
характерными для нормальных условий эксплуатации;
поступательная скорость - от нуля до значения, соответствующего колену диаграммы H-V, сниженной на величину скорости ветра, в зависимости от состояния моря, при скорости вертикального снижения Vy= 1,5м/с;
угол скольжения в пределах 15;
объем аварийных поплавков должен обеспечивать запас плавучести вертолета не менее 25% от максимального взлетного веса.
В английских нормах BCAR содержатся требования, чтобы:
вертолет был способен выдерживать нагрузки при посадке с поступательной скоростью снижения, равной 2/3 минимальной скорости авторотации при скорости снижения 1,5 м/с;
вероятность неправильного или неодинакового наполнения поплавков была малой (не должны превышать 1-Ю*5);
характеристики плавучести и остойчивости должны быть исследованы до состояния моря семь баллов, но с ограничением высоты волны 9 метров и отношением высоты к длине волны 1:10;
время наполнения поплавков должно быть достаточно мало (рекомендуется 2,5 с), чтобы предотвратить чрезмерное погружение вертолета в воду и не допустить затопление пассажирского салона. Подтверждение соответствия требованиям к аварийной посадке и
последующего плавания вертолета может проводиться по результатам модельных испытаний (при условии выявления корреляции между результатами испытаний модели и летных испытаний) и с использованием результатов испытаний моделей и других данных, полученных для винтокрылых аппаратов схожей конфигурации.
Рекомендуемые для приводнения тангаж и скорость вертолета, ориентация относительно волны, включая участок волны для посадки, методика наполнения поплавков и соответствующие ограничения должны быть включены в руководство по летной эксплуатации.
По, общему мнению специалистов различных фирм (например, фирмы Вестланд Аэроспейс (Великобритания) и других, имеющих большой опыт проведения исследований характеристик посадки на воду летательных аппаратов различных типов, экспериментальные исследования позволяют более точно определить эти характеристики, чем аналитические методы. Математическое моделирование в данной проблеме позволяет получить только отдельные характеристики посадки на воду и некоторые общие закономерности процесса [92,93].
Методы экстраполяции, то есть перенесение результатов испытаний модели одного самолета на другой, также не позволяют получить достаточно достоверные характеристики, так как даже небольшие различия в конфигурации, размерах, скорости самолетов может привести к существенному различию посадочных характеристик. Опыт испытания моделей самолетов "Шорт Скайван" и "Шорт 330", показал, что, несмотря на сходство этих самолетов, характеристики их посадки на воду существенно различаются. По результатам испытаний модели конструкция самолета "Шорт 330" была модифицирована с целью улучшения . ее посадочных характеристик. Вынужденная посадка этого самолета в Тихом Океане, при которой оба члена экипажа спаслись, показала, что результаты испытаний были правильными.
Особое место при изучении проблемы вынужденной посадки самолетов на воду занимают экспериментальные методы исследований.
Целью экспериментальных исследований является определение поведения самолета в случае посадки на воду, возникающих при этом нагрузок на его конструкцию, возможных разрушений конструкции и определение условий приводнения, при которых посадка будет протекать наиболее благоприятно. Кроме того, требуется определить, сколько времени и в каком положении будет находиться самолет на плаву после приводнения [95,108].
Для определения поведения самолета необходимо знание таких характеристик его приводнения, как отсутствие или наличие рикошетов, барсов, зарывания в воду носовой части фюзеляжа, курсовых колебаний и разворотов и
т.п. Все ,эти характеристики должны быть определены с учетом возможных разрушений элементов конструкции.
Существуют различные методы определения гидродинамических характеристик: натурные испытания, испытания радиоуправляемых летающих моделей, буксировочные испытания моделей в гидроканалах и катапультные испытания свободнолетающих динамически подобных моделей.
При сравнении различных методов исследований в качестве критерия используется полнота и точность определения характеристик, а также экономичность метода и быстрота получения результатов.
Проведение натурных испытаний для регулярных исследований гидродинамических характеристик сухопутных самолетов непрактично, так как требует больших затрат вследствие потери самолета после проведения каждого режима испытаний. Такие испытания требуют сложного оборудования, особенно в случае использования радиоуправления. Однако в отдельных случаях, проведение таких испытаний может быть целесообразным для сравнения результатов испытаний модели и натуры и проверки правильности методики модельных испытаний.
Методика испытаний с помощью радиоуправляемых летающих моделей позволяет исследовать влияние управления на характеристики посадки. К недостаткам этого метода относится сложность и высокая стоимость моделей и оборудования, большая уязвимость моделей, и также зависимость от погодных условий.
Испытания, заключающиеся в буксировке моделей в гидроканале с постоянной скоростью, не позволяют воспроизвести все этапы посадки из-за невозможности моделирования посадочного удара, торможения, а также из-за ограничений движения моделей по курсу и крену. Такие испытания могут быть пригодны только для получения отдельных гидродинамических характеристик, а также для исследований специфических особенностей обтекания водой некоторых элементов самолета.
Наиболее оптимальным методом экспериментальных исследований вынужденной посадки самолетов на воду в настоящее время признан метод катапультных испытаний свободнолетающих динамически подобных моделей [95,108].
Хотя модельные испытания и не могут дать исчерпывающий ответ на все вопросы, однако в настоящее время в мировой практике характеристики вынужденной посадки на воду самолета, полученные без проведения модельных испытаний, не считаются достоверными.
Совокупностью перечисленных выше факторов определяется актуальность диссертационной работы.
Основы моделирования аварийной посадки на воду были заложены исследованиями ученых и инженеров ЦАГИ: Никитина В.В., Николаева М.Н., Платова Н.К., Тихонова А.И., Стародубцева П.С., Шорыгина О.П., Беляевского А.Н., Осьминина P.M.
Г.В. Логвинович заложил основы гидродинамики тел со свободными границами. Им впервые рассмотрена задача" о вертикальном погружении кругового цилиндра [23-27]. О.П. Шорыгин, Ю.Ф. Журавлев и Н.А. Шульман экспериментально исследовали погружение цилиндра в невесомую жидкость [18]. В работе А. Д. Васина рассмотрены вопросы нестационарного глиссирования конусов и цилиндров [5]. М.Г. Щеглова исследовала рикошет шара и определила силу при глиссировании шара по поверхности воды [57].
Все эти и многие другие работы относятся к погружению и глиссированию тел канонической формы (цилиндр, конус, шар). Вопросы глиссирования тел оживальной формы типа фюзеляжей сухопутных самолетов не рассмативались. При моделировании процесса аварийной посадки самолетов на воду не учитывались особенности гидродинамики тел гладких форм.
Всвязи с этим целью данной работы явилось:
проведение исследования процесса вынужденной посадки летательных аппаратов на воду на основе теоретических и
, экспериментальных методов,
физическое обоснование моделирования этого процесса,
разработка методики моделирования вынужденной посадки летательных аппаратов на воду
формирование практических рекомендаций по выбору проектных параметров ЛА и кинематических параметров приводнения с учетом возможности такой посадки.
Новизна научных положений диссертации заключается в следующем:
1. В результате проведенных экспериментальных исследований найдены
неизвестные ранее физические закономерности глиссирования гладких тел,
заключающиеся в том, что:
отрывной режим может возникнуть не только под действием роста скорости при соответствующем уменьшении числа Эйлера («скоростной» отрыв), но также в результате воздействия достаточно больших ускорений, возникающих, например, в начальный период буксировки модели в опытовом бассейне («стартовый» отрыв);
одним из важных факторов, влияющих на процесс «стартового» отрыва, является энергия адгезии Та системы тело - жидкость; найден
- управляющий этим явлением безразмерный критерии К = — , где р
- плотность жидкости, W- линейное ускорение, R- радиус кривизны поверхности тела в зоне контакта;
для большинства типов фюзеляжей сухопутных пассажирских
самолетов режим глиссирования с отрывом потока и положительным
знаком гидродинамической подъемной силы наступает при скоростях,
превышающих 25 ч- 30 м/с.
На основе проведенных исследований разработана принципиально новая методика моделирования отрывных течений, включающая, в частности, метод создания на моделях искусственного отрыва потока при скоростях, существенно меньших значений 25 * 30 м/с, что позволяет получить подобие натурной и модельной динамики приводнения.
Разработаны способы моделирования разрушения узлов крепления отдельных агрегатов самолета в процессе посадки на воду.
Получены новые сведения о влиянии кинематических параметров приводнения и конструктивных параметров ЛА на повышение безопасности аварийной посадки ЛА на воду
5. . Сформированы практические рекомендации по выбору конструктивных параметров ЛА различных типов и параметров их приводнения с учетом возможности их вынужденной посадки на воду.
Достоверность представленных в диссертации результатов
подтверждается:
сопоставлением полученных результатов с данными реальных вынужденных посадок на воду пассажирских самолетов;
сравнением полученных результатов с опубликованными результатами исследований других авторов;
практикой применения полученных результатов при сертификации большинства серийных отечественных самолетов и вертолетов.
Результаты диссертации отражены в 72 научно-технических отчетах
ЦАГИ, опубликованы в четырнадцати работах автора, доложены и обсуждены на одной Всероссийской и восьми международных конференциях, защищены авторским свидетельством [64 - 76, 117-118].
Диссертационная работа состоит из Введения, пяти глав и Заключения.
Во Введении проводится обоснование актуальности темы диссертации, новизны и достоверности полученных в ней результатов, делается аналитический обзор различных летных происшествий, связанных с аварийной посадкой на воду летательных аппаратов сухопутного базирования, приводятся требования относящихся к изучаемой проблеме норм летной годности, обосновывается необходимость и целесообразность проведения модельных испытаний для сертификации самолетов и вертолетов, дается постановка задачи, приводятся сведения по структуре и объему диссертации.
В первой главе рассмотрены особенности гидродинамики ЛА при вынужденной посадке на воду, приведены результаты исследования моделей фюзеляжей самолетов в гидроканале и на скоростном стенде.
Во второй главе проводится разработка методики моделирования вынужденной посадки ЛА на воду, приводятся результаты моделирования натурных условий обтекания самолета при движении по воде, моделирования прочности элементов конструкции самолета, начальных условий приводнения. Предлагается методика моделирования вынужденных посадок вертолетов.
В третьей главе исследуется проблема физики отрыва потока от тел гладких форм, представлены результаты исследования глиссирования сфер различного радиуса по поверхности воды при различных режимах.
В четвертой главе проводится анализ особенностей посадки на воду ЛА различных компоновок по результатам испытаний моделей. Оценивается влияние кинематических параметров приводнения и конструктивных особенностей самолетов на характеристики вынужденной посадки самолета на воду, рассматриваются особенности приводнения вертолетов и самолетов на лыжном шасси.
Пятая глава посвящена вопросам формирования практических рекомендаций по выбору параметров ЛА с учетом возможности вынужденной посадки на воду.
В Заключении суммированы общие выводы по диссертационной работе.
Автор выражает благодарность научному руководителю Валерию
Тихоновичу Грумондзу и научному консультанту Олегу Павловичу Шорыгину
за постоянное внимание к работе.
Успешному выполнению работы во многом способствовали также полезные обсуждения с Александром Николаевичем Беляевским, которому автор искренне признателен.
Рис.В.2
Рис.В.З
Методика проведения экспериментальных исследований и анализ полученных результатов
Значения СуЕ, полученные при различных числах Re, достаточно хорошо ложатся на одну кривую, что свидетельствует об отсутствии зависимости подъемной силы от числа Рейнольдса в испытанном диапазоне.
Как видно из приведенных графиков, значения СуХ при постоянных а и Л уменьшаются с ростом числа Фруда, принимая отрицательные значения при Fr 3 - -4. Суммарная подъемная сила зависит от числа Фруда даже при достаточно больших его значениях (Fr =5+ 10). Это объясняется тем, что в отличие от корпусов, снабженных уступами для срыва воды (реданами), глиссирующих с малой осадкой, модель самолета сухопутного базирования вследствие действия на нее подсасывающих сил, движется по воде при больших погружениях, когда возникают значительные гидростатические силы. Поэтому при рассмотрении движения по воде модели сухопутного самолета, вероятно, нельзя пренебрегать влиянием числа Фруда на подъемную силу, как это делается при исследовании глиссирования гидросамолетов или катеров [61].
Влияние весомости воды (числа Fr) на подъемную силу, очевидно, в основном проявляется через архимедову силу. Для исключения этого влияния вычтем ее из суммарной подъемной силы Yz. На рис. 1.4 построены зависимости принималась для каждого значения а и А равной ее значению при нулевой скорости (без учета изменения смоченной поверхности при движении) и определялась экспериментальным путем. Рассмотрение приведенных графиков показывает, что значения с/ при Fr 4 5 практически не зависят от Fr даже при значительных погружениях.
На рис. 1.5 приведены зависимости коэффициента подъемной силы cyZ от относительного погружения для различных чисел Фруда и углов атаки, построенные по результатам испытаний масштабной серии моделей. Для всех а и Fr при увеличении относительного погружения от 0 до 0,1 0.15 значения С 2 уменьшаются. В районе и =0.1 + 0.15 кривые имеют минимум. При дальнейшем увеличении h значения суг возрастают, что определяется увеличением влияния гидростатической силы. Следует отметить, что данные испытания, а также проведенные ранее буксировки моделей различных фюзеляжей со свободой вертикальных перемещений, показали, что движение моделей с погружениями, меньшими значений, соответствующих минимуму СуХ, носит неустойчивый характер. Испытания также показали, что с увеличением угла атаки значения Су (а) убывают во всем испытанном диапазоне чисел Фруда и h . На рис. 1.6 приведены графики зависимости коэффициента суммарного сопротивления модели от числа Фруда для а = 6 и различных погружений для модели с R = 8. Как и следовало ожидать, сх слабо зависит от числа Фруда в испытанном диапазоне параметров. На рис. 1.7 приведены графики зависимости коэффициента продольного момента от числа Фруда. Продольный момент измерялся относительно точки, лежащей на расстоянии, равном половине длины модели и считался положительным, если его действие направлено на увеличение угла атаки. Испытания показали, что с увеличением числа Фруда значения коэффициента продольного момента т2 возрастают. При малых значениях чисел Фруда продольный момент является отрицательным (пикирующим). При Fr 2-5-3 значения тг принимают положительные значения. Таким образом, в результате проведенных исследований удалось экспериментально обнаружить следующее: при Fr 3 4 суммарная кормовая подъемная сила является отрицательной, «топящей»; в силу эффекта влияния архимедовой силы суммарная кормовая подъемная сила зависит от числа Фруда даже при больших его значениях (Fr = 5 + Ю); при различных числах Фруда и различных углах атаки точка минимума функций cy(h) расположена вблизи значений А =0.125 Распределение давления измерялось на модели диаметром 0,4 м с тремя различными кормовыми частями, отличающимися продольной кривизной (я =3,5; 6 и 8) для углов атаки « = 4, 6, 8 и относительных погружений 0,25 и 0,375. Измерения давлений, проведенные при различных скоростях буксировки (к =4 -г 10 м/с) показали, что при v 8 м/с (Fr 4, Re 3,2-106) характер кривых распределения коэффициента давления p = 2(p-p0)/pV2 и величина Pmin = Рт{? слабо зависят от скорости, где р - измеренное давление в точке, р0 2 давление в невозмущенном потоке. Поэтому все измерения были проведены при одной скорости v= 8 м/с. На рис. 1.8 для примера даны кривые распределения давления по поверхности кормовых частей различной кривизны для а =6 и Л =0.375. Как видно из приведенных кривых, абсолютное значение pmin существенно увеличивается с уменьшением R.
Анализ результатов испытаний также показал, что на центральной цилиндрической части фюзеляжа коэффициент давления р положителен, причем его величина возрастает с увеличением угла а. При приближении к носовой части модели давление существенно повышается, что объясняется наличием переднего подпора. В районе стыка центральной цилиндрической и искривленной хвостовой части коэффициент давления обращается в ноль. Позади этой точки коэффициент давления отрицательный, то есть на хвостовой части расположена зона разрежений. Минимальное значение коэффициента давления находится сразу же за местом сопряжения центральной и хвостовой части. Испытания показывают, что положение pmin и его величина мало зависят от угла атаки и относительного погружения в испытанном диапазоне а и И . В зоне кормовой оконечности коэффициент давления может принимать положительные значения.
Измерение распределения давления в поперечных сечениях модели в зоне разрежений показывает, что эта зона охватывает всю смоченную поверхность тела, что, по-видимому, свидетельствует об отсутствии отрыва потока от боковых поверхностей модели. Величина разрежений плавно убывает при приближении к свободной поверхности.
Моделирование натурных условий обтекания самолета при движении по воде и его особенности
В отличие от гидросамолетов, снабженных уступами для срыва водяного потока (реданами), сухопутные самолеты имеют плавные обводы. В связи с этим при моделировании посадки сухопутных самолетов на воду возникают значительные трудности, связанные с тем, что обтекание водой тел с плавными обводами может происходить качественно различным образом в зависимости от скорости движения, как было показано в Главе 1. При этом точка отрыва потока может перемещаться вдоль днища фюзеляжа на значительные расстояния. В зависимости от положения точки отрыва гидродинамическая сила может меняться в широких пределах, причем с изменением знака.
При моделировании вынужденной посадки самолетов на воду с помощью свободно летающих катапультируемых динамически подобных моделей обеспечивается подобие по числу Фруда, в соответствии с которым модели запускаются со скоростями Vu = —?=?, где Я = --- масштаб модели и 1Н и 1М характерные линейные размеры натуры и модели.
При этом не обеспечивается равенства на модели и натуре числа Эйлера, необходимого для моделирования отрывных (кавитационных) явлений, то есть появляется масштабный эффект. При движении по воде моделей самолетов со скоростями 15-25 м/с, обеспечивающими подобие по числу Фруда, реализуется сплошное (безотрывное) обтекание искривленных поверхностей, в частности, приподнятых нижних поверхностей хвостовых частей фюзеляжа. Измерения давлений, проведенные при испытаниях моделей различных самолетов, показали, что зоны разрежений расположены на нижней поверхности хвостовой части фюзеляжа сразу же за местом начала ее подъёма. На рис.2.1 представлено распределение давлений вдоль фюзеляжа модели самолета при её посадке , на воду в начальном этапе приводнения. Отрицательная сила, действующая на хвостовую часть фюзеляжа, достигает значительной величины и может определять динамику движения модели самолета по воде.
При посадке же на воду натурного самолета со скоростями 50 - 100 м/с , что соответствует малым числам Эйлера, срыв потока практически неизбежен (рис.2.2). Это приводит к тому, что силы, действующие на натурный самолёт, и, следовательно, динамика его движения, не будут соответствовать в полной мере силам и динамике движения, полученным по результатам испытаний модели. Для точного моделирования посадки самолёта на воду с учётом числа Эйлера требуется специальный бассейн с разрежением. При этом для обеспечения нужной подъёмной силы модели бассейн должен быть заполнен газом, имеющим при малом давлении значительную плотность. Создание такого бассейна представляет большую сложность. Для приближения результатов испытаний модели, подобной натуре по числу Фруда, к условиям, соответствующим малым числам Эйлера, необходимо искусственно организовать отрывное кавитационное обтекание при малых скоростях движения модели. Одним из способов создания отрывного обтекания фюзеляжа модели является установка на нижней поверхности редана, то есть уступа, организующего отрыв водяных струй от фюзеляжа в продольном направлении. Специально проведенные исследования по установке на модель самолета разных вариантов реданов, отличающихся высотой, длиной и местоположением показали, что при моделировании отрыва потока форму и место установки редана следует выбирать таким образом, чтобы редан обеспечивал полный отрыв потока от нижней поверхности фюзеляжа и при этом как можно меньше искажал его обводы. Для обеспечения протока воздуха редан должен охватывать не менее половины окружности фюзеляжа. Основным недостатком моделирования отрыва потока с помощью редана является то, что редан вносит изменения в форму фюзеляжа, влияние которых на характеристики посадки модели на воду трудно учесть. С целью создания отрывного (кавитационного) обтекания в зоне наибольших разрежений на хвостовой части фюзеляжа модели автором совместно с А.Н. Беляевским был предложен и исследован метод искусственной аэрации посредством подвода воздуха из внутренней полости фюзеляжа в зону разрежений через отверстия в днище модели. Отверстия связывают нижнюю поверхность с воздушной камерой внутри модели, изолированной от остальной полости модели водонепроницаемой перегородкой и сообщающейся с атмосферой с помощью отверстия в верхней части. Начало перфорированного участка совпадает с местом стыка центральной и хвостовой частей фюзеляжа (местом начала подъема хвостовой части), рис.2.3. При движении по поверхности воды воздух из воздушной камеры, связанной с атмосферой, поступает через отверстия перфорированного днища в зону разрежений на нижней поверхности модели и вызывает там отрыв потока. Тем самым обеспечивается обтекание хвостовой части фюзеляжа и, следовательно, распределение давлений, соответствующее натурным условиям.
С целью изучения влияния отрыва потока на динамику приводнения моделей пассажирских самолетов, в опытовом бассейне ЦАГИ были проведены буксировочные испытания модели типичного фюзеляжа (рис.2.4). В исходном варианте модель фюзеляжа буксировалась по поверхности воды с различными нагрузками на воду А, углами тангажа $ и осадками h. Измерялись подъёмная сила и продольный момент модели. Буксировки выполнялись при постоянной скорости 8 м/с. При такой скорости отрыва потока от днища кормовой оконечности модели не происходило. Оказалось, что при малых осадках подъёмная сила на модели отрицательна (рис.2.5) и создаёт значительный момент на кабрирование (рис.2.6). Только после увеличения осадки примерно до половины диаметра фюзеляжа подъёмная сила становится сначала нулевой, а при дальнейшем заглублении модели - положительной. Поток при этом остаётся безотрывным.
Затем, с целью искусственного обеспечения отрыва потока в зоне наибольших разрежений, существование которой было подтверждено прямым измерением давлений на поверхности модели через дренажные отверстия, на модели была организована искусственная аэрация за счет системы отверстий, соединяющих зону разрежений с атмосферой. При искусственной аэрации поток полностью отрывался от кормовой оконечности модели, подъемная сила становилась положительной при всех осадках (рис.2.7), а момент гидродинамической силы - пикирующим (рис.2.8). В зависимости от наличия или отсутствия отрыва потока заметно изменялась и картина брызгообразования (рис.2.9).
Таким образом, искусственная аэрация является эффективным средством обеспечения отрыва потока от модели и позволяет воспроизводить отрыв даже в случае, когда естественные условия для него отсутствуют. К тому же перфорирование днища отверстиями диаметром 2 — 3 мм значительно меньше искажает обвод фюзеляжа, чем установка реданов. Площадь отверстий составляет менее 8 % от площади перфорированного участка днища, поэтому влияние отверстий на ударные гидродинамические силы, очевидно, незначительно.
Экспериментальные исследования глиссирования сферы с замедлением
Для моделирования разрушения узла крепления агрегата самолета соответствующий агрегат соединяют с конструкцией модели или с помощью сменных разрушающихся тарированных элементов, или с помощью специальных замков. При действии на агрегат модели суммарной силы (гидродинамической и инерционной), превосходящей заданную разрушающую нагрузку, происходит разрушение тарированного сменного элемента или срабатывание замка, в результате чего данный агрегат либо отделяется от модели, либо устанавливается в положение, аналогичное наиболее вероятному положению деформированного в результате удара о воду агрегата самолета, при котором на него не действуют гидродинамические силы и, таким образом, он не будет оказывать влияния на дальнейший характер движения модели по воде.
Автором были проведены работы по совершенствованию методики моделирования разрушения узлов крепления отдельных агрегатов самолета. Рассмотрим особенности моделирования прочности узлов крепления отдельных агрегатов.
Отклоненные в посадочное положение закрылки самолета - низкоплана в случае вынужденной посадки на воду первыми касаются воды, и гидродинамические силы, возникающие на них, могут оказывать определяющее влияние на динамику аварийного приводнения. Проведенные испытания моделей самолетов с низкорасположенными крыльями показали, что при отсутствии моделирования прочности отклоненных закрылков (когда закрылки модели относительно более прочные, чем закрылки самолета), происходило зарывание в воду модели, вызванное пикирующим моментом, возникающим при контакте отклоненных закрылков с водой. По результатам испытаний моделей самолетов - низкопланов давались рекомендации производить вынужденную посадку на воду с убранными закрылками, следовательно, с большими посадочными скоростями. В то же время, анализ прочности закрылков и сил, действующих на них при ударе о воду, показывает, что закрылки должны разрушаться при первом же контакте с водой, и их влияние на динамику движения модели будет не таким существенным.
Из этого следует, что при исследованиях с помощью модели посадки на воду самолета - низкоплана необходимо моделировать прочностные характеристики отклоненных закрылков.
Первоначально для моделирования прочности узлов крепления закрылков применялась конструкция, в которой каждая секция закрылков соединялась с крылом с помощью специальных кронштейнов и фиксировалась тарированными медными штифтами, работающими на срез. При попадании закрылка в воду и возникновении шарнирного момента, большего заданного разрушающего, происходило разрушение штифтов и отделение закрылка от крыла. Так как диаметр таких штифтов менее 1 мм, то сборка закрылков с их помощью достаточно сложна и трудоемка. Кроме того, в процессе эксплуатации модели посадочные места штифтов деформируются, вследствие чего нарушается как точность установки закрылков, так и точность обеспечения заданной разрушающей нагрузки. К тому же, после отделения от модели, закрылки разлетаются на значительные расстояния друг от друга, и их сбор с воды значительно увеличивает время подготовки модели к испытаниям.
Для повышения точности моделирования разрушения узлов крепления закрылков был разработан и опробован при участии автора специальный пружинный замок, с помощью которого закрылок крепится к крылу. Конструкция замка представлена на рис.2.26. Закрылок крепится к крылу с помощью узлов навески 1 , каждый из которых состоит из кронштейна закрылка 2 и кронштейна крыла 3. Эти кронштейны связаны между собой осью 4. Кронштейн крыла 3 имеет дополнительный шарнир с осью 5 , через который проходит конец круглого стержня 6, оканчивающегося вилкой 7 со скошенной торцевой поверхностью 11 и снабженного пружиной стержня 8, расположенной между шарниром и опорной шайбой 10. Под действием пружины вилка находится в зацеплении с кронштейном крыла с помощью углублений 9 в его торцевой поверхности. Кронштейн закрылка 2 фиксируется в посадочном положении соединением с вилкой 7 посредством шпильки 12 и паза 13. На кронштейне закрылка имеется ограничительный упор 14, контактирующий с кронштейном крыла 3 при отклоненном вверхзакрылке. Усилие срабатывания замка определяется усилием затяжки пружины 8 и углом скоса торцевой поверхности 11. Натяжением пружины с помощью гайки 10 обеспечивается плавная регулировка срабатывания замка и тем самым обеспечивается достаточно точное моделирование прочности узла крепления закрылка.
При посадке модели самолета на воду возникающие гидродинамические силы, стремясь повернуть замок против часовой стрелки относительно оси 4, создают на кронштейне 1 и связанной с ним вилке 5 усилие, вызывающее скольжение торцевой поверхности вилки относительно контактирующих поверхностей углубления кронштейна крыла 2. Вилка со стержнем 6 совершает продольное перемещение в направляющих пазах 13 кронштейна закрылка 1 и выходит из зацепления с кронштейном крыла 2. Закрылок получает возможность вращения относительно оси 4 и под действием скоростного напора воды и отклоняющего момента пружины 8 закрылок принимает положение, не оказывающее влияния на дальнейшее поведение модели при ее движении по воде. В этом положении закрылок фиксируется остаточным усилием пружины и заклиниванием поверхностей упора 14. При подготовке модели к очередному испытанию закрылок отклоняют против часовой стрелки до упора и вводят вилку 7 со стержнем 6 в зацепление с подвижным кронштейном крыла 2, и тем самым приводят замок в исходное положение.
Замки такой конструкции были изготовлены для моделей самолетов ИЛ-96, ТУ-204, ИЛ-114, ТУ-334 и других. Испытания этих моделей показали высокую работоспособность и надежность замка. Конструкцию замка можно рекомендовать в качестве типовой для крепления закрылков моделей, предназначенных для исследования посадки самолетов на воду (рис.2.27). Моделирование прочности узлов крепления мотогондол Испытания моделей самолетов, гондолы двигателей которых устанавливаются на пилонах под крылом, показали, что в случае вынужденной посадки на воду гондолы попадут в воду сразу же после приводнения, и характер разрушения их узлов крепления может оказать существенное влияние на динамику посадки самолета на воду." Поэтому при исследовании вынужденной посадки самолета на воду необходимо достаточно точно моделировать разрушение узлов крепления мотогондол. Конструкция узлов крепления мотогондол, применяемая ранее, позволяла моделировать их разрушение только от действия силы, направленной вдоль продольной оси гондолы. Однако, как показали испытания моделей самолетов ТУ-204, ИЛ-96МТ и других, разрушение узла крепления мотогондолы может происходить во многих случаях не только от действия лобовой силы Рх, а также и от действия вертикальной Ру и боковой силы Рг.
Влияние направления посадки относительно направления движения волн и ветра
Нанесение на поверхность тончайшей масляной пленки привело к резкому изменению процесса перехода от сплошного к срывному режиму обтекания.
На рис.3.12 приведена серия фотографий течения, возникающего при трогании с места модели на установке "Скоростной стенд", которое получило название - «стартовый отрыв». Сфера имеет радиус R=0,125 м, ее поверхность покрыта тонким слоем минерального масла, «100. На рис.3.13 приведены соответствующие этому опыту зависимости ускорения, скорости и гидродинамической силы от времени. Отрыв потока становится заметным на 3-ем кадре, на 5-ом кадре отрыв уже полностью сформирован - линия отрыва проходит в районе диаметрального сечения сферы, нормального плоскости чертежа. Дальнейшее движение сферы характеризуется формированием следа и брызговой системы.
Для сравнения на рис.3.14 приведена такая же серия фотографий, относящихся к движению сферы с чистой поверхностью (0«1 2), а на рис.3.15 показаны соответствующие графики ускорения, скорости и силы. Обтекание остается безотрывным, след практически отсутствует, но при этом развивается мощная брызговая система, обеспечивающая образование подсасывающей силы.
"Стартовый" отрыв потока, образуемый в опытах с моделью, имеющей несмачиваемую поверхность, происходит в условиях, когда скорость модели еще очень мала. Так, например, в опыте, показанном на рис.3.12, отрыв потока становится заметным при скорости, меньшей 2 м/сек.
Значения F соответствуют максимуму или (при безотрывном обтекании) минимуму подъемной силы на осциллограммах. На этом графике введены два различных обозначения для точек, относящихся к "смачиваемой" и "несмачиваемой" моделям. Эти данные показывают, что в некотором диапазоне изменения скорости буксировки могут устойчиво существовать два резко различных режима обтекания, которым соответствуют гидродинамические подъемные силы разных знаков. Величины коэффициента подъемной силы, соответствующие этим режимам, сохраняют практически постоянные значения в обследованном диапазоне скоростей (при отрывном режиме 0,06, при безотрывном -0,19). Реализация того или иного режима зависит от «смачиваемости» или «несмачиваемости» поверхности модели при ее контакте с водой.
Влияние смачиваемости на развитие кавитационных явлений было замечено давно и исследовалось рядом авторов [59,113]. В этих работах было обнаружено, что степень смачиваемости поверхности тела и твердых частиц, находящихся в жидкости, в определенной степени влияет на развитие пузырьковой и пленочной кавитации. Однако в сплошной жидкости (без свободной поверхности) эти начальные формы кавитации не могут перейти в отрывное обтекание тела при низких скоростях потока.
Представляется естественным также "связать стартовый отрыв с распределением давлений, возникающих в жидкости при ускоренном движении тела, начинающемся из состояния покоя. Поскольку в данной работе рассматривается вопрос о глиссировании малопогруженной сферы, требуется решение задачи о приведении в движение из состояния покоя сферического сегмента, находящегося на свободной поверхности жидкости. Однако для получения верхней оценки максимально возможных избыточных давлений (разрежений) можно, не решая указанной задачи, воспользоваться известными данными о давлениях, возникающих при ускоренном движении сферы в сплошной жидкости, не имеющей свободной границы [30] где ju - угловая координата рассматриваемой точки на поверхности сферы, отсчитываемая от передней критической точки.
Если рассматривать распределение давлений в начальный момент времени t = Q, то есть в момент перехода от состояния покоя к равноускоренному движению, то следует положить скорость V = Wt равной нулю и ограничиваться в этом случае первым членом (3.1). Тогда распределение давлений характеризуется максимальным положительным избыточным давлением в передней критической точке и таким же по модулю отрицательным - в задней. Очевидно, что если поместить сферу на свободной поверхности жидкости с определенным погружением А, то в момент начала ускоренного движения избыточные давления на линии пересечения сферы с поверхностью воды будут определяться не (3.1), а динамическим граничным условием на свободной поверхности Ар = const. Однако, есть основания предполагать, что на более глубоко расположенных уровнях распределение давлений будет сходным с (3.1), хотя при всех значениях координаты // абсолютные величины давлений будут несколько ниже, чем в сплошной жидкости. Таким образом, выражение (3.1) можно использовать как верхнюю оценку избыточных давлений в точках поверхности сферы, лежащих ниже свободной поверхности воды.
Ускорение как фактор, вызывающий отрыв потока, наиболее сильно проявляется в точках сферы, где касательная к ее поверхности наклонена к направлению движения под углом, близким к 90. В точках сферы, где cos// близок к 0, Ар также мало. Таким образом, при больших погружениях следует ожидать отрыва при меньших значениях ускорения, чем при малых.
Итак, в качестве основных физических факторов, которые могли бы влиять на процесс отрыва, выступают величина продольного ускорения модели W в период ее трогания с места, энергия адгезии Та, пропорциональная величине поверхностного натяжения т, плотность жидкости р, размеры тела (в данном случае радиус сферы R), величина погружения тела h относительно свободной поверхности.
