Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Анализ условий эксперимента 22
1.1. Движение в свободном штопоре 22
1.2. Движение в штопоре с нулевым радиусом 28
1.3. Границы применимости метода 32
Выводы к главе 1 36
Глава 2. Методика и технология эксперимента 37
2.1. Исследованные компоновки 37
2.2. Система управления экспериментом 44
2.3. Экспериментальные стенды 47
2.4. Информационно-измерительная система 51
2.5. Анализ погрешностей измерений 53
2.6. Технология и методика проведения испытаний 56
Выводы к главе 2 62
Глава 3. Результаты методических исследований 63
3.1. Режимы установившегося штопора 63
3.2. Скорость снижения в штопоре 74
3.3. Оценка радиуса штопора 79
3.4. Методы вывода из штопора 82
3.5. Влияние числа Рейнольдса на параметры движения в установившемся штопоре 91
Выводы к главе 3 94
Глава 4. Влияние конструктивных параметров на характеристики штопора 97
4.1. Влияние смещения центра масс 97
4.2. Влияние отклонения механизации крыла 99
4.3. Влияние изменения моментов инерции 105
4.4. Влияние скорости отклонения рулей 112
Выводы к главе 4 115
Заключение 117
Литература 119
- Движение в штопоре с нулевым радиусом
- Система управления экспериментом
- Скорость снижения в штопоре
- Влияние отклонения механизации крыла
Введение к работе
Актуальность темы. Для большинства типов летательных аппаратов (ЛА) штопор является нештатным, критическим режимом полета. Из-за плохой управляемости, резкой потери скорости и высоты попадание в него опасно и крайне нежелательно. Вместе с тем, для перспективных боевых самолбтов, активно осваивающих новые режимы полета на закритических углах атаки, риск попадания в штопор резко возрастает. Кроме того, для спортивных и учебно-тренировочных самолбтов выполнение штопора является одним из обязательных требований. Поэтому прогнозирование характеристик штопора и разработка эффективных методов вывода из него чрезвычайно важны для формирования облика самолбтов нового поколения, расширения области применения ЛА и повышения безопасности полётов.
В настоящее время для исследования штопора традиционно применяются:
испытания динамически подобных моделей в свободном полете;
испытания моделей в вертикальных аэродинамических трубах;
расчетные методы исследования штопора.
Применение этих методов на ранних этапах создания нового самолета существенно ограничивается значительным объемом потребных ресурсов. В результате, в большинстве случаев целенаправленное воздействие на характеристики штопора становится возможным лишь на стадии лётных испытаний, что неблагоприятно отражается на стоимости разработки и еб конкурентоспособности.
В связи с вышесказанным очень актуальной становится идея постановки в аэродинамической трубе такого эксперимента, в котором динамически подобная модель самолета имела бы возможность свободного вращения с тремя угловыми степенями свободы вокруг неподвижного центра масс (ЦМ). Реализация такого движения на закритических углах атаки эквивалентна вращению в штопоре с нулевым радиусом. Обоснованием допустимости подобных испытаний является экспериментально подтвержденная независимость аэродинамических характеристик от радиуса штопора. К тому же, неподвижность ЦМ позволяет проводить исследования не только в вертикальной, но и в обычной горизонтальной аэродинамической трубе.
Впервые идея подобного эксперимента высказывалась ещб в 30-х годах 20-го века в работах В.СЛышнова, но несмотря на свою простоту и логичность в литературе отсутствуют упоминания об еб практическом воплощении. А между тем, внедрение предлагаемого метода в практику аэродинамического эксперимента обещает значительное сокращение затрат, что делает прогноз характеристик штопора доступным на этапе проектирования нового самолета.
Цепью настоящего исследования являлась разработка метода исследования режимов штопора в аэродинамической трубе с горизонтальной рабочей частью.
РОС И \,!ЬНАЯ
t КА
( . ч
Способ достижения цели - экспериментальное исследование характеристик штопора динамически подобных моделей самолетов в горизонтальной аэродинамической трубе и сопоставление результатов с материалами традиционных методов исследования штопора.
Hqj/чная новизна работы состоит в том, что в ней:
-
Рассмотрен, обоснован и впервые реализован на практике метод исследования штопора в горизонтальной аэродинамической трубе.
-
На динамически подобных моделях самолетов воспроизведены и исследованы режимы установившегося штопора с нулевым радиусом, определены поправки на движение в свободном штопоре, выполнено сравнение эффективности различных методов вывода, получены оценки влияния числа Рейнольдса и конструктивных параметров компоновок на характеристики штопора.
-
Продемонстрированы целесообразность, практическая пригодность и высокая эффективность предлагаемого метода, основанные на оценке достоверности результатов измерений путем сопоставления полученных данных с материалами традиционных методов исследования штопора, указаны возможности метода, труднореализуемые другими способами.
На защиту выносится:
метод экспериментального исследования режимов штопора в горизонтальной аэродинамической трубе;
результаты исследований режимов штопора компоновок спортивного, учебно-тренировочного и сверхзвукового высокоманевренного самолетов. Достоверность полученных в работе материалов подтверждается
анализом погрешностей измерений, хорошей воспроизводимостью режимов штопора, многократной повторяемостью результатов, удовлетворительным согласованием с данными традиционных методов исследования штопора. Практическая ценность работы состоит в том, что:
разработанная методика внедрена и эффективно используется в процессе исследований в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА;
прогнозирование характеристик штопора перспективных самолетов может быть выполнено на этапах предварительного проектирования;
осуществлена автоматизация нового вида эксперимента в аэродинамической трубе, что позволяет проводить исследования штопора самолетов в промышленных масштабах;
метод использовался при промышленных исследованиях характеристик штопора учебно-тренировочного самолета Су-49; разработанные рекомендации были учтены ОКБ в процессе доработки компоновки. Апробация. Результаты диссертации докладывались и обсуждались:
на V-й Российско-китайской конференции по аэродинамике (Жуковский, 1997 г.);
на 4-х Чаплыгинских чтениях СибНИА (Новосибирск, 1998 г.);
на 11,13 и 14-й школах-семинарах ЦАГИ "Аэродинамика летательных аппаратов" (пос. им. Володарского, 2000,2002,2003 г.);
на TV-ft научной конференции по гидроавиации (Геленджик, 2002 г.);
на 1-й школе-семинаре СибНИА "Аэродинамика и динамика полета" (Новосибирск, 2003 г.).
Публикации. По теме диссертации автором опубликовано 8 работ (см. список в конце автореферата).
Структура и объём диссертации. Диссертация состоит из введения, четырбх глав, заключения и списка использованной литературы. Общий объем работы - 163 страницы, в том числе 51 рисунок на 36 страницах. Список литературы включает 108 наименований.
Движение в штопоре с нулевым радиусом
Из лётной практики и результатов численных исследований известно, что расход высоты за один виток в штопоре в большинстве случаев намного превосходит его радиус [79; 80]. Поэтому часто при упрощённом анализе полагают гш= 0 [7; 8]. Такое движение можно воспроизвести на модели в вертикальной аэродинамической трубе, если каким-либо образом лишить её ЦМ подвижности в горизонтальной плоскости, оставив возможность свободного перемещения только по вертикали. В отличие от систем (1.6) и (1.7) уравнения (1.14) и (1.15) описывают движение в установившемся штопоре с пулевым радиусом. Видно, что в данном случае уравнения моментов практически не зависят от единственного уравнения сил, позволяющего определить скорость снижения в штопоре. Если в вертикальной аэродинамической трубе установить скорость потока равной Vh, то рассматриваемое движение будет эквивалентно вращению модели вокруг неподвижного ЦМ. Следовательно, движение в штопоре с нулевым радиусом можно воспроизвести и при полной ликвидации линейных степеней свободы модели, например с помощью специального поддерживающего устройства.
Как видно, системы (1.12) и (1.16) отличаются только первым уравнением и эквивалентны при Fxa = 0. Следовательно, если вес модели удовлетворяет условиям динамического подобия (1.8), то установить скорость потока в эксперименте с неподвижным ЦМ можно по условию равенства нулю вертикальной компоненты реакции поддерживающего устройства. Естественно, что для этого необходимо обеспечить измерение Fxa в реальном времени.
Неизвестными здесь являются углы атаки or, скольжения /? и интенсивность вращения Q . Несмотря на простоту, решение системы (1.18) в аналитическом или численном виде остаётся чрезвычайно сложным, поскольку коэффициенты аэродинамических моментов тхл ту, mz зависят от многих параметров, в том числе и от неизвестных а, Д Q . Различные комбинации положения рулей и механизации, а также влияние числа Re резко увеличивают объём потребных для расчётов исходных данных, что ешё больше усложняет поиск возможных решений.
Тем не менее, из анализа уравнений (1.17) и (1.18) следуют важные, хотя и вполне очевидные, выводы. Во-первых, параметры движения модели совершенно не зависят от направления силы тяжести и определяются только её аэродинамическими и инерционными характеристиками. Это значит, что такой эксперимент с равным успехом может быть поставлен как в вертикальном, так и в горизонтальном потоке. В работе А.Н.Журавченко [6], посвященной вопросам методики испытаний на вращающихся весах, показано, что при вращении с нулевым и ненулевым радиусом аэродинамические характеристики практически не изменяются, если сохраняется ориентация модели относительно вектора полной скорости. Поэтому основное отличие движения в свободном штопоре сводится к изменению т.н. "позиционного" угла скольжения Ро на величину, определяемую выражением (1.25). Другими словами, истинное скольжение от радиуса штопора не зависит, что, кстати, подтверждается расчётными исследованиями [68].
Здесь необходимо пояснить следующее. Наиболее часто применяемый в вертикальных аэродинамических трубах фотометрический метод измерений параметров движения позволяет определить угол скольжения относительно оси штопора т.е. "позиционное", а не истинное значение /? относительно полного вектора скорости [10]. Поэтому при испытаниях на свободный штопор для вычисления истинного скольжения нужно из результатов измерений вычесть величину Лрср. При испытаниях на штопор с нулевым радиусом "позиционный" угол скольжения совпадает с истинным и, следовательно, внесения поправок в результаты измерений не требуется. Тем не менее, определение спиральной компоненты угла скольжения необходимо как для оценки параметров движения в свободном штопоре по результатам испытаний с гш = 0, так и для сопоставления с результатами измерений в вертикальной аэродинамической трубе. Кроме того, величину Лрср в какой-то степени можно считать критерием достоверности полученных результатов, поскольку очевидно, что при малых значениях Aficp изменения кинематических параметров движения в свободном штопоре по сравнению с испытаниями при гш = 0 будут незначительны и ими допустимо пренебречь. Какую величину Арср можно считать достаточно малой следует решать в каждом конкретном случае, поскольку имеющихся в настоящее время данных пока недостаточно для выработки более общих рекомендаций.
Другое ограничение предлагаемого подхода может быть обусловлено постоянством скорости потока во время испытаний и отсутствием возможности ускоренного движения ЦМ модели. Так, в режимах штопора с ярко выраженной колебательностью или нестационарным характером движения углы атаки и скольжения изменяются в широких пределах, из-за чего сила лобового сопротивления испытывает большие вариации. В свободном штопоре это вызвало бы флуктуации скорости снижения, что, в свою очередь, неизбежно привело бы к перераспределению соотношения между аэродинамическими и инерционными силами. В результате кинематика движения может оказаться совершенно иной. Напротив, в эксперименте с неподвижным ЦМ колебания параметров движения никак не отражаются на скорости потока. Поэтому все режимы штопора с выраженной нестационарностью при нулевом радиусе также должны быть подвергнуты дополнительной проверке традиционными методами, например, в вертикальной аэродинамической трубе или на свободнолетаюшей модели.
Система управления экспериментом
Основное назначение системы управления экспериментом заключается в дистанционном программном управлении рулевыми поверхностями модели. Изначально необходимость создания такой системы диктовалась стремлением повысить эффективность использования трубного времени по сравнению с традиционными решениями [10; 69; 108]. Анализ возможных подходов показал, что наиболее рациональным является построение системы на основе аппаратуры радиоуправления авиамоделями [59], поскольку при этом появляются возможности: - исследования поведения моделей в режиме ручного управления; - изучения различных методов вывода из штопора без перенастройки модели; - обеспечения постоянной готовности к работе; - полной автоматизации процесса испытаний. Блок-схема системы управления экспериментом показана на рис.7. Система состоит из двух частей — передающей и приёмной. Передающая часть расположена в кабине управления аэродинамической трубой Т-203 и включает в себя радиопередатчик аппаратуры Super МАХ-66 и персональный компьютер IBM РС/АТ-386 со специальным программным обеспечением (ПО). Сопряжение передатчика и компьютера осуществляется через плату цифрового ввода-вывода PCL-836 фирмы Advantech.
Входная информация для системы содержится в специальных файлах уставок, куда перед началом эксперимента заносятся последовательности отклонения рулей в соответствии с программой испытаний. ПО системы считывает информацию из файла уставок и, в зависимости от заданных значений углов отклонения рулевых поверхностей, формирует на одном из внешних портов платы PCL-836 сигнал широтно-импульсной модуляции, подающийся далее в высокочастотный блок передатчика [59]. Здесь несущая частота передатчика модулируется этим сигналом и излучается антенной.
Приёмная часть системы управления экспериментом состоит из радиоприёмника, рулевых приводов и источника питания, размещённых внутри модели. Сигнал, излучённый антенной передатчика, принимается и дешифруется радиоприёмником, который формирует управляющий сигнал соответствующему исполнительному механизму - рулевому приводу, отклоняющему одну из рулевых поверхностей.
На рис.8 показана структура ПО системы. В сё основу положено понятие драйвера устройства [60-62]. Программа состоит из интерфейсной части и драйвера передатчика. Интерфейсная часть формирует информационные потоки между оператором, диском компьютера и драйвером. Для этого данные, считанные из файла уставок, отображаются на экране монитора, а значения углов отклонения рулей передаются драйверу передатчика в виде массива чисел. Оператор может в любой момент вмешаться в ход эксперимента, включив ручное управление.
Драйвер передатчика включает в себя драйвер платы PCL-836, кодировщик импульсов и блок настройки. Значения потребных углов отклонения рулей, переданные из интерфейсной части в виде массива чисел, попадают в кодировщик импульсов, который преобразует их в новый массив, описывающий характеристики сигнала широтно-импульсной модуляции. Преобразование производится на основе градуировочных таблиц, предварительно созданных с помощью блока настройки. Массив с характеристиками сигнала передаётся драйверу платы PCL-836, который распределяет их по регистрам платы, в результате чего в одном из её внешних портов непрерывно формируется последовательность электрических импульсов требуемой длительности и напряжения. В режиме ручного управления сигнал модуляции формируется в низкочастотном блоке передатчика в зависимости от положения ручек управления. В этом случае компьютер временно отключается.
Работа в режиме ручного управления позволяет легко и быстро найти такую последовательность отклонения рулей, которая обеспечивает надёжный ввод модели в штопор. Обнаруженная последовательность заносится затем в начало каждого файла уставок и используется для автоматического ввода в штопор. В файл уставок вводятся также команды ИИС о начале и окончании регистрации параметров движения модели, что позволяет формировать протокол испытаний без участия оператора. Таким образом, обеспечивается практически полная автоматизация управления экспериментом, что открывает возможности по его проведению в промышленных масштабах персоналом, не обладающим лётными навыками.
Достоинством описанной системы управления экспериментом является также независимое пропорциональное управление каждой рулевой поверхностью по отдельному каналу, что позволяет легко настроить модель на любую допустимую конфигурацию и имитировать особенности реальных самолётных систем управления. Например, ничто не мешает задать углы отклонения рулей, соответствующие не только исследуемым режиму штопора и методу вывода, но и произвольному числу промежуточных положений, моделируя таким образом малые скорости отработки команд исполнительными механизмами. Или, управляя раздельно правым и левым элеронами, имитировать их зависание на любой доступный угол. Можно заметить, что в составе системы отсутствуют средства управления потоком. Причиной этого является то, что в аэродинамической трубе Т-203 управление потоком осуществляется отдельной самостоятельной подсистемой, способной функционировать в автономном режиме. А поскольку, как уже отмечалось, при испытаниях с неподвижным ЦМ не требуется постоянного манипулирования скоростью, то автономная работа данной подсистемы была признана наиболее целесообразной. Следует подчеркнуть, что опыт применения описанной системы управления в НИО-1 СибНИА на протяжении нескольких лет показал правильность сделанного выбора. Так, за всё время её эксплуатации в рабочей части аэродинамической трубы Т-203 в условиях индустриальных помех не было зафиксировано ни одного случая отказа или ложного срабатывания. Единственным недостатком оказалось недостаточное быстродействие рулевых приводов NES-511, поставляемых в стандартной комплектации аппаратуры Super МАХ-66. Замена этих приводов на быстродействующие HS-925MG фирмы Hitec полностью устранила данную проблему.
Скорость снижения в штопоре
Одной из важнейших характеристик штопора является скорость снижения, поскольку от неё зависит минимально необходимый запас высоты для безопасного выполнения фигуры и максимальная продолжительность вращения. При испытаниях на штопор, в соответствии с условием кинематического подобия (1.10), скорость снижения зависит от масштаба модели. Поэтому даже для одной и той же компоновки из-за разных масштабов непосредственное сопоставление значений Vit будет некорректным. Чтобы избежать этого несоответствия, данные по скоростям снижения моделей дополнены результатами измерений коэффициентов силы лобового сопротивления. Модели 2 и 3 Результаты измерений силы лобового сопротивления моделей 2 и 3 на режимах установившегося штопора показаны на верхних графиках рис. 16 и 17 соответственно. На этих же графиках приведены зависимости Сха(а) полученные сотрудниками СибНИА Ю.Н.Темляковым, Ю.А Рогозиным и В.А. Мымриньш при весовых испытаниях моделей Су-26 и Су-49. На рис.16, 17 они показаны тонкими линиями и соответствуют нулевой скорости вращения. Также толстой пунктирной линией представлена аналогичная зависимость из работы [108], в которой проводились измерения скорости снижения свободно штопорящих моделей самолётов с компоновками истребителей 2-й мировой войны в вертикальной аэродинамической трубе R.A.E. Великобритании. Как видно, представленные результаты очень хорошо согласуются между собой, несмотря на то, что все они получены разными методами в различных аэродинамических трубах и даже для разных моделей. Это позволяет использовать зависимость Сха(а) для приближённой оценки верхней границы скорости снижения в штопоре, по крайней мере, классических компоновок с прямым крылом. Если же учесть, что в работе [108] воспроизводился свободный штопор, то хорошее согласование всех приведенных данных говорит о том, что скорость снижения не зависит от радиуса штопора и, следовательно, может быть достоверно определена предлагаемым методом. Вычисленные по результатам измерений и по данным работы [108] значения скорости снижения представлены на средних графиках рис.16, 17. Здесь масштаб вдоль левых вертикальных осей соответствует Vh модели, а по правым для справки даются масштабы Vh для самолётов при условии равенства высот динамического подобия. Обращает на себя внимание то, что разброс данных по Vh на больших закритических углах атаки заметно уменьшается по сравнению с Сха. Это можно объяснить тем, что Vf,— 1/ Схо и, следовательно, чем больше Сха, тем менее чувствительным к нему становится v/t. Таким образом, определение скорости снижения в штопоре по силе лобового сопротивления более предпочтительно, чем предпринятая в работе [108] обратная процедура, требующая измерений с повышенной точностью.
Нижние графики на рис. 16, 17 иллюстрируют интенсивность расхода высоты за один виток в штопоре. Как видно, у обеих компоновок эта величина, лежащая в пределах 6...10 размахов крыла, оказалась довольно слабо зависящей от угла атаки, и только в режимах "вялого" крутого штопора она увеличивается в 1,5...2 раза. Заметим, что с ростом h в уменьшается спиральная компонента "позиционного" угла скольжения и, следовательно, влияние радиуса на остальные параметры движения также снижается. Модель 4 Одной из главных особенностей режимов штопора модели 4, проявившейся при испытаниях, является его нестабильный характер. Так, абсолютно во всех воспроизведённых конфигурациях вращение сопровождалось колебаниями измеряемых параметров, причём максимальная амплитуда колебаний наблюдалась при малых угловых скоростях. Выше уже отмечалось, что такое изменение кинематических параметров в свободном штопоре неизбежно привело бы к колебаниям скорости снижения. В результате изменилось бы соотношение между аэродинамическими и инерционными моментами, что, в свою очередь, могло бы оказать обратное влияние на кинематику движения.
Эксперимент в горизонтальной аэродинамической трубе выполняется при неподвижном ЦМ модели и постоянной скорости потока, поэтому такое обратное воздействие исключено. Естественно, возникает вопрос о достоверности получаемых результатов и степени их искажения. Конечно, окончательный ответ на него может дать только сопоставление с результатами традиционных методов исследования штопора. Тем не менее, некоторые признаки указывают на то, что погрешности, вносимые от "замораживания" ЦМ и скорости действительно достаточно малы. В подтверждение данного факта можно указать, например, на пренебрежимо слабую зависимость средних параметров движения от числа Рейнольдса, о чём подробней будет сказано ниже. Если бы влияние числа Re было велико и характеристики установившегося штопора при разных скоростях потока существенно отличались друг от друга, то резкий скачок скорости должен был сопровождаться соответствующим переходным процессом. Отсутствие изменений является в данном случае необходимым, хотя и не достаточным условием невосприимчивости параметров движения к колебаниям скорости.
Ещё один признак допустимости фиксации скорости проиллюстрирован на рис.18 графиками Сха(а), v a) и h 0(а), построенными по результатам испытаний модели 4 на стенде "Штопор-203-2". Как и в предыдущем случае, масштаб по правой оси второго графика соответствует скорости снижения в штопоре натурного самолёта V/,. Также на графиках непрерывной линией показаны результаты весовых испытаний модели аналогичной компоновки, полученные сотрудником СибНИА В.Л.Чемезовым, а пунктирной линией нанесена зависимость Сха(а) из работы [108]. Как видно, в испытаниях в аэрдинамической трубе Т-203 получены немного завышенные, по сравнению с работой [108], значения коэффициента силы лобового сопротивления. Объясняется данное расхождение "интегральными" особенностями исследуемой компоновки, для которой характерны повышенные вклады фюзеляжа и ГО в формирование суммарных аэродинамических характеристик [65; 66]. Вместе с тем, взаимное согласование результатов весовых и штопорных испытаний выглядит более чем удовлетворительным, что указывает на слабую зависимость силы лобового сопротивления, а значит и скорости снижения, от интенсивности вращения. Кроме того, близость результатов измерений величины Сха для дозвуковых и сверхзвуковой компоновок к параметрам движения в свободном штопоре позволяет утверждать, что величина v не зависит и от формы крыла в плане. Следовательно, аэродинамические особенности современных самолётов должны слабо отражаться на скорости снижения. Несколько отвлекаясь, стоит всё же заметить, что зависимость безразмерного расхода высоты за виток от угла атаки в данном случае качественно отличается от аналогичной зависимости для дозвуковых компоновок более явно выраженной тенденцией к уменьшению h в при увеличении интенсивности вращения.
Влияние отклонения механизации крыла
Как известно, механизация крыла является наиболее распространённым способом улучшения взлётно-посадочных характеристик современных самолётов. Но, несмотря на значительные достижения в этой области, посадка всё ещё остаётся чрезвычайно сложным и напряжённым участком полёта, требующим от лётчика предельной собранности и концентрации внимания. Не случайно значительное число лётных происшествий, обусловленных сваливанием в штопор, происходит именно при заходе на посадку [34; 35; 45; 46; 101-103]. Из-за малой скорости полёта, пониженной управляемости, небольшого запаса высоты попадание в штопор в этих условиях чрезвычайно опасно. Поэтому определение характеристик штопора при выпущенных закрылках или отклонённых носках крыла не менее актуально, чем исследования крейсерских конфигураций.
Необходимость таких исследований обусловлена также существенными отличиями полётных аэродинамических характеристик от взлётно-посадочных, в связи с чем возможно изменение поведения самолёта и его реакции на управляющие воздействия при отклонении механизации. Например, зависимости Суа(а) на рис.6, полученные при весовых испытаниях модели самолёта Су-49 в полётной, взлётной и посадочной конфигурациях, демонстрируют значительный рост несущих свойств компоновки по мере отклонения закрылков. Не удивительно, что при этом возникает вопрос о влиянии таких изменений на характеристики штопора.
Увеличение несущих свойств может потребоваться и в полетных конфигурациях. Например, характерной особенностью аэродинамической компоновки самолёта Су-26 является применение крыла с симметричным профилем и нулевым углом установки. Очевидно, что такое решение было продиктовано стремлением обеспечить одинаковые характеристики прямого и обратного пилотажа. Но на положительных углах атаки несущих свойств оказалось недостаточно. Среди способов улучшения аэродинамических характеристик самолёта Су-26 рассматривались возможность изменения профиля крыла и применения зависающих элеронов [49]. Недостатком последнего решения является уменьшение располагаемых моментов крена, устранение которого требует более существенной доработки конструкции. Поэтому влияние на характеристики штопора может стать важным аргументом при решении вопроса о модернизации самолёта с целью улучшения его аэродинамических характеристик .
Ещё один способ повышения несущих свойств компоновки заключается в использовании флаперонов и автоматически отклоняемых носков крыла. Такой вариант часто применяется на современных боевых самолётах [38; 58]. Адаптивное изменение профиля крыла с помощью отклоняемых носков и флаперонов существенно улучшает несущие свойства и аэродинамические характеристики компоновки, но не может гарантировать от попадания в штопор. Поэтому вопрос о влиянии подобной механизации на характеристики штопора тоже требует ответа.
На модели 2 исследовалось влияние зависающих элеронов на характеристики штопора [43]. Зависание на угол дэ ям= S3 пр= %=5 обеспечивалось системой управления экспериментом (см. п.2.2), причём предполагалось, что система управления самолёта не дорабатывалась, поэтому также имитировалось и уменьшение диапазона углов отклонения элеронов до S3 леа- &, „р=-15...25. Положение ЦМ и настройка по моментам инерции соответствовали исходному варианту.
В процессе испытаний обнаружилось, что такая, в общем-то незначительная, модификация заметно повышает устойчивость движения в штопоре. Теперь конфигурации с РВ в положении на кабрирование и отклонёнными элеронами, "не штопорившие" в исходном варианте, продемонстрировали устойчивое вращение на углах атаки а - 38...40 с угловой скоростью Q = 0,24...0,27. В результате среди всех возможных сочетаний отклонения рулей (при 5,Ф 0) не осталось "не штопорящих". На диаграмме режимов установившегося штопора, показанной на рис.41, видно, что изменения параметров движения от зависания элеронов носят в целом неупорядоченный характер, причём большинство из них, как показал статистический анализ, незначимы при уровне доверительной вероятности р-0,95. Иными словами, влияние 53 на характеристики штопора является скорее качественным и слабым количественно. Изменения характеристик выхода из штопора обнаруживают некоторую тенденцию к увеличению времени запаздывания и числа витков, по из-за большого разброса результатов измерений практически все эти отклонения оказываются также статистически незначимыми. Нельзя не упомянуть об одной особенности, обнаруженной в конфигурациях с отклонённым на кабрирование РВ и зависающими элеронами при использовании методов вывода РН—»0 и РН—»«-». В них выход из штопора осуществлялся только с помощью РН, а РВ оставался неподвижным в положении на кабрирование. В результате модель либо прекращала вращение, либо изменяла его направление, причём в обоих случаях углы атаки всё время оставались закритическими. Очевидно, что такое поведение эквивалентно переходу к парашютированию и противоположному штопору соответственно. Конечно, для большинства типов ЛА подобные ошибки пилотирования довольно опасны, но в отношении спортивных самолётов можно заметить, что управляемое изменение направления вращения в штопоре может быть использовано в качестве элемента пилотажа.
