Содержание к диссертации
Введение
1 Проблемы проектирования экранопланов различных аэродинамических компоновок 9
1.1 Экранопланы в транспортной системе мира. Эффективность применения экранопланов 9
1.2 Экранопланы, классификация, уровень технического развития 12
1.3 Проблемы создания экранопланов 14
1.3.1 Компоновки экранопланов 19
1.4 Исследования и методы выбора рациональной компоновки экраноплана 39
1.5 Цель и задачи исследования 41
2 Исследование влияния формы несущей поверхностей в плане и их взаимного положения на аэродинамические характеристики 42
2.1 Вихревая теория и метод дискретных вихрей применительно к задачам околоэкранной аэродинамики экранопланов различных аэродинамических схем 42
2.2 Влияние формы несущих поверхностей в плане на аэродинамические характеристики вблизи экрана 65
2.3 Влияние взаимного положения несущих поверхностей конечного размаха на аэродинамические характеристики вблизи экрана 75
3 Математическая модель формирования облика экраноплана на этапе технического предложения 92
3.1 Массовые характеристики 92
3.2 Аэродинамические характеристики 102
3.3 Балансировочные характеристики 105
3.4 Характеристики силовой установки 106
3.5 Расчетная модель функции локальной эффективности экраноплана 107
3.6 Методика выбора рациональных параметров аэродинамической компоновки экраноплана 111
3.6.1 Алгоритм выбора рациональных параметров аэродинамической компоновки 111
3.6.2 Формирование таблицы испытаний 115
3.6.3 Целевые функции 116
3.6.4 Критериальные ограничения 117
4 Экспериментальное исследование влияния формы несущих поверхностей и взаимного положения на аэродинамические характеристики 118
4.1 Методы исследования движения вблизи опорной поверхности 118
4.2 Конструктивная схема экспериментальной установки 119
4.3 Аэродинамический эксперимент 126
4.4 Методика аэродинамического эксперимента 130
4.4.1 Расчет тарировочных коэффициентов тензовесов 131
4.4.2 Оценка погрешности эксперимента 133
5 Оценка адекватности построеной математической модели. реализация математической модели в программном комплексе 137
Заключение 150
Библиографический список 152
Приложение
- Экранопланы, классификация, уровень технического развития
- Влияние формы несущих поверхностей в плане на аэродинамические характеристики вблизи экрана
- Расчетная модель функции локальной эффективности экраноплана
- Конструктивная схема экспериментальной установки
Введение к работе
Актуальность темы исследования. В настоящий момент с возрастанием потребностей в скоростной транспортировке грузов, с необходимостью освоения труднодоступных районов, со снижением запасов энергоресурсов возникает потребность в экономичном, экологичном, высокоскоростном виде транспорта непосредственно каковым является экраноплан.
Экраноплан - это летательный аппарат, полет которого в основном эксплутационном режиме осуществляется за счет использования экранного эффекта над водой или какой- либо другой поверхностью без постоянного контакта с такой поверхностью; ЭП поддерживается в воздухе, главным образом, благодаря аэродинамической подъемной силе, возникающей на крыле (крыльях), корпусе или частях, приспособленных для использования экранного эффекта [109].
Экранный эффект проявляется в образовании динамической воздушной подушки между крылом и подстилающей поверхностью. В результате увеличивается аэродинамическая подъемная сила, снижается аэродинамическое сопротивление и как следствие возрастает аэродинамическое качество аппарата. Увеличение подъемной силы и качества экраноплана, по сравнению с самолетами, вертолетами и другими ЛА позволяет увеличить грузоподъемность, уменьшить расход топлива и увеличить дальность полета, что приведет к повышению экономической эффективности по сравнению с другими летательными аппаратами.
Аэродинамическое сопротивление экраноплана намного меньше полного (гидродинамического плюс аэродинамического) сопротивления обычного водоизмещающего судна, СПК или СВП, это дает возможность увеличить скорость аппарата более чем в два раза при той же мощности энергетической установки.
Долгое время работы по экранопланам носили только либо научно-исследовательский характер, либо представляли собой опытно-конструкторские работы по поиску компоновки экраноплана способной обеспечить требования безопасности движения. Мешали этому разрозненность проводимых исследований, отсутствие единого исследовательского центра, сложность решения проблемы старта и преодоления гидродинамического «горба» сопротивления для экранопланов базирующихся на воде, обеспечения устойчивости во всем диапазоне полетных скоростей и отстояний, получения высокого аэродинамического качества летательного аппарата.
В большинстве развитых стран мира конструкторские бюро: Techno Trans, АО Roks-Aero, MARIC, Advanced Technology Concepts (АТС), Fischer Flugmechanik (FF), Aerocon, Airfoil Development GmbH (AFD), Strahl, Homebuilts, China Academy of Science and Technological Development (CASTD), China Ship Scientific Research Centre (CSSRC), Flying Dragon Technology Ltd, ATT, Seabus, Delta V, Botec и др. при создании экранопланов отдают предпочтение определенной компоновочной схеме в силу сложившихся традиций. Задачи исследования: - анализ влияния формы крыла в плане малого удлинения на аэродинамические характеристики вблизи экрана; анализ влияния взаимного положения несущих поверхностей на аэродинамические характеристики вблизи экрана; - разработка модели формирования облика экраноплана; - разработка методики выбора рациональных параметров аэродинамической компоновки экраноплана; экспериментальная оценка результатов расчетов; разработка программы выбора рациональных параметров экраноплана. Объектом исследования в работе является математическая модель облика экраноплана.
Предмет исследования - аэродинамические характеристики крыльев различной формы в плане с углом поперечного V, различных аэродинамических компоновок экранопланов: «Утка», «Самолетная», «Триплан», весовые и технико-экономические показатели проектируемого экраноплана.
Методологическую и теоретическую основу исследования составили научные труды отечественных авторов в области аэродинамики крыла вблизи экрана: Я.М. Серебрийского, Л.И. Седова, Р.Е. Алексеева, Р.Д Иродова [42], Синицына Д.Н. [109], Н.И. Белавина [15], Н.Б. Плисова[71], К.В. Рождественского, М.А. Басина, В. П. Шадрина, В.М. Гадецкого, В.Н. Архангельского, А.В. Небылова, В.И. Жукова [39], А.Н. Папченкова [64,67], в области численного моделирования методом дискретных вихрей (МДВ) - СМ. Белоцерковского [11,17,62], И.К. Лифанова [50], также работы в области оптимизации и теории принятия решений и оптимального проектирования И.М.Соболева [25], В.В. Подиновкого[73,74], B.C. Брусова [59], А.Н. Папченкова [65,66] , А.И. Маскалика, Б.А Колызаева [ПО].
Методы исследований. В расчетной методике вычисления аэродинамических характеристик системы .несущих крыльев произвольной формы вблизи экрана использован метод аппроксимации и сглаживания данных по результатам численного моделирования. При тарировке аэродинамических тензовесов использовался план многофакторного эксперимента. Погрешность аэродинамического эксперимента оценивалась применением метода наименьших квадратов.
Научная новизна заключается в том, что в работе: предложена методика расчета аэродинамических характеристик крыльев произвольной формы в плане и системы несущих поверхностей экраноплана в зависимости от формы и расположения относительно друг друга; предложна модель формирования облика экраноплана и методика выбора рациональных параметров аэродинамической компоновки экраноплана методом зондирования пространства параметров.
Практическая значимость работы состоит в следующем: - рационализации формы крыла в плане экраноплана для обеспечения продольной устойчивости вблизи опорной поверхности и получения более высокого аэродинамического качества при высокой несущей способности. Создании методики расчета аэродинамических характеристик крыла произвольной формы в плане; - рационализации несущей системы экраноплана для обеспечения продольной устойчивости вблизи опорной поверхности и получения более высокого аэродинамического качества при высокой несущей способности. Создании методики расчета аэродинамических характеристик несущей системы экраноплана; рационализации параметров экраноплана на стадии технического проектирования. Создании методики расчета рациональных параметров экраноплана удовлетворяющего поставленному заданию на проектирование и позволяющей получить аппарат совершенный не только в аэродинамическом смысле, но ив весовом и экономическом; - автоматизации процесса выбора параметров экраноплана на этапе технического предложения.
Апробация работы. Основные положения диссертации докладывались на заседании кафедры «Самолетостроение и эксплуатация авиационной техники» Иркутского государственного технического университета 2006-2008г., на научных конференциях: «Наука, технологии, инновации», Новосибирск, 2006, Международная научная конференция «Решетневские чтения», Красноярск, 2006-2008г., «Туполевские чтения», Казань, 2006,2009г.
Содержание работы
В главе 1 рассматриваются: эффективность транспортных средств; аэрогидродинамические компоновки экранопланов, на основе обзора известных аппаратов. Дан анализ основных теоретических и практических научных работ по влиянию формы крыла в плане и взаимного положения несущих поверхностей вблизи опорной поверхности на его аэродинамические параметры. Обоснована актуальность работы, сформулирована цель и задачи исследования
В главе 2 представлена методика расчета аэродинамических характеристик крыльев малого удлинения различной формы в плане и систем несущих поверхностей в зависимости от геометрических параметров.
В главе 3 предложена модель формирования облика экраноплана и алгоритм выбора рациональных параметров экраноплана. Представлены результаты расчетов.
Экранопланы, классификация, уровень технического развития
Международные конвенции, ратифицированные в отношении обычных судов, Международный кодекс безопасности высокоскоростных судов (Кодекс ВСС) и правила действующие в соответствии с этими конвенциями, не могут быть применены к экранопланам, обладающими достаточно высокими относительными скоростями основного эксплутационного режима, которым является полет в непосредственной близости от водной поверхности.
Необходимость обеспечения уровня безопасности данных судов не ниже чем у водоизмещающих или высокоскоростных судов, и понимание того, что увеличение прочности корпуса приведет к неоправданному росту его массы и мощности силовой установки, не гарантируя при этом безопасности пассажиров при столкновении, потребовали разработки новых подходов к обеспечению безопасности.
Так в 2002г. IMO одобрила и рекомендовала к применению Временное руководство по безопасности экранопланов. Руководство разработано с учетом особенностей конструкции ЭП, условия эксплуатации которых находятся между условиями эксплуатации авиационного и морского транспорта.
Согласно международному кодексу выделяют следующие типы ЭЩ109]. Тип А предназначен для работы только с использованием экранного эффекта. Тип В предназначен как и тип А, но способный временно выходит на высоты, где перестает действовать экранный эффект , но не выше 150м над опорной поверхностью. Тип С предназначается для работы вне действия экранного эффекта и на высотах, превышающих 150 м над опорной поверхностью.
Также создан проект Международного кодекса безопасности экранопланов. Настоящий Международный кодекс безопасности экранопланов (WIG Craft Code) создан на основе Международного кодекса безопасности высокоскоростных судов (HSC Code) -Резолюция MSC (36)63. На него распространяются принципы обеспечения безопасности высокоскоростных судов, изложенные в преамбуле к HSC Code, сохранена логическая структура HSC Code. Поскольку ЭП является высокоскоростным транспортным средством, использующим динамические принципы поддержания, в WIG Craft Code, использованы основные положения HSC Code, относящейся к этим аппаратам. В тоже время ЭП является летательным аппаратом, поэтому для обеспечения его безопасности также были использованы уместные положения ИКАО.
Одновременно с разработкой Временного руководства по безопасности экранопланов Российский морской регистр выпустил Правила классификации и постройки малых экранопланов типа А. Настоящие правила разработаны на основе Правил классификации и постройки морских судов 1995г., Правил обеспечения безопасности судов с динамическими принципами поддержания 1996г., Технических требований к маломерными судам при проведении технического надзора 1988., Международного кодекса безопасности высокоскоростных судов, принятого резолюцией IMO MSC (36)63 20 мая 1994г., и основных положений проекта Международного Кодекса безопасности экранопланов (документ IMO DE 40/11/1).
Данные правила распространяются на малые экранопланы, далее ЭП, типа А с мощностью двигателей более 55 кВт, которые перевозят не более 12 пассажиров, при условии что все пассажиры обеспечены местами для сидения, во время рейса удаляются от берега не более чем на 20 миль и от места убежища не более чем на 100 миль, эксплуатируются только в светлое время суток и имеют максимальную эксплутационную массу не более 10 т.
Также выделяют следующие категории ЭП: пассажирский и грузовой, в свою очередь пассажирский ЭП может быть автономным и вспомогательным. ЭП является автономным только в том случае, если имеет собственное машинное оборудование и системы аварийной защиты для того, чтобы в случае аварии при отказе в одном отсеке любой системы аварийной защиты и оборудования ЭП надежно сохранял свои навигационный качества [109].
Как отмечено в работах [21,22,109], с 1935г. по настоящее время многими зарубежными изобретателями предполагались различные аэродинамические компоновки экранопланов.
Наряду с работами Т.Каарио пытавшегося создать ЭП на базе аэродинамической компановки типа «летающее крыло» (1935-1962), отметим в этой области работы И. Троенга (Швеция, «Аэробот») в пределах той же компоновки (1938-1939), У. Бертельсона (США, «Аркоптер») на базе компоновки, близкой к летающему крылу (1960-1962), В.Б. Корягина (США, «Локхид») на базе компоновки, близкой к «Самолетной» (1963-1965), X. Вейланд (США, «Уэст Коуст») на базе компоновки «Тандем» (1964), А. Липпиша (США, «Коллинз Рейдио») на базе «Самолетной» компоновки (1964), А. Липпиша (США, «Рейнфллюгцеугбау») в пределах той же компоновки (1970-76), фирмы Кавасаки (Япония) на базе компоновки «Летающее крыло» (1963) и др.
Данные по этим поисковым проектам аппаратов так и не доведены до практических образцов. Наиболее активные работы за рубежом проводятся ныне в Германии под руководством X. Фишера и Г. Иорга. Однако пока они находятся на стадии поиска аэрогидродинамической компоновки, способной обеспечить требования безопасности движения принятого ИМО Временного руководства по безопасности экранопланов.
В настоящее время российские пассажирские экранопланы представлены ЭП «Амфистар», «Волга-2», выполненными по «Самолетной» аэродинамической компоновке.
Влияние формы несущих поверхностей в плане на аэродинамические характеристики вблизи экрана
Проектирование экраноплана связано с решением проблемы устойчивости во всем диапазоне полетных скоростей и отстояний, получением высокого аэродинамического качества и коэффициента подъемной силы аппарата. Одним из методов решения данной проблемы может быть выбор соответствующей формы несущей поверхности экраноплана.
На сегодняшний день наиболее широко распространены две формы несущей поверхности экранопланов - крыло прямоугольной формы в плане, крыло треугольной формы в плане с обратной стреловидностью по задней кромке и характерным отрицательным углом поперечного V. Определенный интерес также представляет крыло с характерным положительным углом поперечного V, изображенное на рисунке 2.16.
Поскольку относительная толщина профилей несущих поверхностей экранопланов не превышает са = 0,09, а кривизна профилей мала тогда можно реальную несущую поверхность заменить тонкой поверхностью [16,17,45, 102].
Рассмотрим тонкую несущую поверхность [45, 102], представим уравнение этой поверхности в виде rj=f(x,z). Задачу обтекания можно решить, заменив поверхность Е распределенным вихревым слоем и системой свободных вихревых линий, моделирующих след [45,102]. Поскольку кривизна поверхности мала угол поперечного V — 0. можно присоединенный вихревой слой разместить на базовой плоскости, а вихревой след за несущей поверхностью можно представить в виде плоскости S .
В общем случае на задней кромке для выполнения условия Чаплыгина -Жуковского направление и интенсивность присоединенных и свободных вихревых линий должны совпадать. Для принятой модели вихревой пелены [45] в виде плоскости, совпадающей с вектором скорости набегающего потока из условия на задней кромке следует, что на поверхности S должна отсутствовать составляющая завихренности. Тогда вихревые линии на S представляют собой прямые, параллельные оси ох. Интегральное уравнение несущей поверхности вблизи экрана
Существует несколько подходов к решению уравнения (2.45). Можно представить неизвестную функцию /(X,Z)B виде комбинации простейших функций [45,51] и решать уравнение относительно неизвестных коэффициентов, входящих в эти функции -так называемый метод форм. Однако его использование практически ограничено для несущих поверхностей сложной формы в плане. Даже в рамках линейной задачи в ядре интегрального уравнения содержаться сильные сингулярности и вычисления особенностей типа Коши в данном подходе очень трудоемки [45].
Существует более эффективный метод решения уравнения (2.45), использующий принцип панелирования несущей поверхности. Для этого поверхность S разбиваем на полосы плоскостями, параллельные векторы скорости набегающего потока. Участки передней и задней кромок заменяются отрезками прямых. Используя для интегрального уравнения квадратурные формулы [10,16,35,36] запишем нормальную составляющую от элементарной вихревой полоски
Оставаясь в рамках вихревого слоя можно провести численное интегрирование в (2.46) и получить матрицу влияния относительно у. Тогда, рассматривая элемент вихревого слоя ydx как элементарный подковообразный вихрь на полосе к, можно из формулы Био-Савара получить выражение для нормальной составляющей скорости в произвольной точке на поверхности S [16]
Первое слагаемое определяет скорость от присоединенного вихря, а два других -от пары свободных вихрей на границах полосы к. Остальные три слагаемые учитывают наличие экрана. Выбрав на каждой полосе m контрольных точек и выполняя в них условие непротекания, можно свести задачу нахождения у к решению системы линейных уравнений.
Расчетная модель функции локальной эффективности экраноплана
Оценка экономической эффективности экранопланов осуществляют по методике предложенной для транспортных и пассажирских самолетов в работах [13,77], сопоставлением полных затрат на создание ЛА с экономией текущих затрат труда и его применения. Для пассажирских ЛА и транспортных при сопоставлении их друг с другом применяют приведенные затраты, включающие в себя себестоимость тонно-километра и капитальные вложения.
Себестоимость тонно-километра учитывает весовые характеристики ЛА и его частей, характеристики двигателей (тягу, расход топлива, стоимость, ресурс), аэродинамические характеристики (через массу топлива), режим полета, стоимость и ресурс конструкции ЛА, расходы на проектирование, на содержание летного состава, цену топлива, аэропортовые расходы, среднегодовой коэффициент загрузки. Таким образом, себестоимость тонно-километра является общим критерием, который отражает все интересующие конструктора и эксплуатационника характеристики и параметры летательного аппарата.
Таким образом в данном разделе была сформирована математическая модель выбора параметров экраноплана, позволяющая оценить массу проектируемого экраноплана, аэродинамические характеристики: коэффициент подъемной силы, коэффициент лобового сопротивления, аэродинамическое качество, балансировочные параметры, позволяющие оценить степень продольной статической устойчивости экраноплана, технико-экономическую эффективность создаваемого аппарата.
Проект нового экраноплана на этапе технического предложения должен отражать результаты проектно-конструкторских изысканий рациональных параметров экраноплана. Под рациональными параметрами понимаются такие, которые наилучшим образом отвечают поставленным тактико-техническим требованиям и техническому заданию. Выбор рациональных параметров летательного аппарата рассмотренный в работах [59, 65] позволяет решать задачи многопараметрической оптимизации, где в качестве целевой функции Ф = f(A,f) принимают либо приведенные затраты, либо критерий отражающий устойчивость летательного аппарата.
Задачу выбора рациональных параметров экраноплана необходимо рассматривать как многофункциональную, поскольку требуется при проектировании обеспечить максимальное аэродинамическое качество, устойчивость аппарата, минимальную массу конструкции, минимальные приведенные затраты, минимальное лобовое сопротивление.
Существующие методы оптимизации, основанные на свертывании векторного критерия целевых функций [28,41,56,63,100] и перехода к одноцелевой задаче, приводят к замене одной задачи другой, а получаемое решение не соответствует исходной постановке. Поэтому решать данную задачу необходимо методом, позволяющим учитывать несколько целевых функций [111,113,114], решать задачу в исходной постановке [88,89,90]- методом исследования пространства параметров [25].
Конструктивная схема экспериментальной установки
Для проведения эксперимента была изготовлена модель, тензометрические весы и блок измерения и усиления. Модель. Модель, показанная на рисунке 4.1 представляет собой балку -1 имитирующую фюзеляж экраноплана выполненную из профилированной тонколистовой стали, с помощью кронштейнов 2 и 3 к балке крепиться переднее горизонтальное оперение, либо крьшо, образуя при этом компоновку утка или тандем соответственно. Данная конструкция позволяет менять угол отклонения передней несущей поверхности в широком диапазоне углов установки 0...20 град. Основное крыло крепиться на направляющие поворотные пластины 4 имеющие отверстия, позволяющие менять угол атаки крыла относительно передней несущей поверхности 0...8 град. Также изготовлен набор крыльев из авиационной фанеры удлинения 1,2,3 имеющих форму прямоугольного крыла в плане, треугольного крыла в плане с углом поперечного V 0, треугольного крыла в плане с углом поперечного V 0, показанные на рисунке 4.2. Тензометрические весы. Для измерения усилий использовались трехкомпонентные тензометрические весы собственной конструкции. Весы стержневого типа, показаны на рисунке 4.3 Модель крепиться к весам с помощью пластины 1, образуя при этом шарнирно -неподвижный узел крепления, и с помощью пластины 2, образуя шарнирно-подвижный узел. Пластина 2 репиться к упругому элементу 1 ко-торый изгибается от действия подъемной силы, рисунок 4.4. Пластина 2 кре-питься к упругому элементу шарнирно 3, что позволяет исключить возмож-ность нагрузки от продольной силы сопротивления. Шарнирно-неподвижный узел представляет собой совокупность ортогональных шарнирных узлов.
Пластина 1 соединяется шарнирно с кронштейном 2 закрепленным на упругом элементе 3 изгибающимся от подъемной силы. Для измерения сопротивления в трак трубы к верхней стенке был закреплен кронштейн 4,с упругим элементом 5. Данный элемент упругий элемент 5 посредством жесткой нерастяжимой нити соединен с корпусом модели экраноплана и изгибается от действия силы сопротивления, рисунок 4.5. На поверхности упругих элементов наклеены тензодатчики номинальным сопротивлением 100 Ом, рисунок 4.4 и 4.5 [53]. Схемы включения тензодатчиков для измерения подъемной силы, лобового сопротивления, продольного момента и схема восприятия упругими элементами нагрузки от модели показаны на рисунках 4.6 и 4.7 соответственно. Блок измерения и усиления. Спроектирован и изготовлен блок усиления и измерения расположенный на печатной плате. На плате выполнены 5 мостовых схем. В одно плечо моста включаем измерительный тензорезистор, а другое плечо моста включается температурный компенсационный тензорезистор [53]. К одной из диагоналей моста подключен усилитель постоянного тока [98,101] выполеный на микросхеме К140УТІА [24.48,70]. Настройка осуществляется подстрочными резисторами. Мосты питаются от источника постоянного тока напряжением 12В, усилитель постоянного тока также питается от источника постоянного тока напряжением 4,5 В. Выключатели служат для одновременного включения обоих элементов питания. Калибровка на начало шкалы осуществляется потенциометром при разомкнутых контактах выключателя. Исследования проводились на аэродинамической трубе АТ-2, показанной на рисунке 4.8, расположенной в лаборатории на кафедре «Самолетостроение и эксплуатация авиационной техники» Иркутского государственного технического университета. Аэродинамическая труба АТ-2 - аэродинамическая труба малых дозвуковых скоростей с закрытой рабочей частью. Рабочая часть составляет 1000x600x800 мм. Скорость потока в рабочей части - до 72 км/ч. Установка для эксперимента включает кроме аэродинамической трубы тензовесы, которые крепятся к верхней поверхности рабочей части трубы с помощью пластин и кронштейнов, блок измерения, блок усиления, АЦП/ЦАП Zetlab для преобразование аналогово сигнала в цифровой и передачу картинки в виде осциллограммы на экран монитора ПЭВМ, блок питания. Схема измерительной системы представлена на рисунке 4.9. Параметры, снимаемые с клейм блока усиления в виде разности потенциалов при помощи модуля АЦП-ЦАП 16/16 "SigmaUSB", показанного на рисунке 4.10, преобразуется в цифровой. С помощью программы «Осциллограф» встроенного в программное обеспечение ZETLab на экран монитора ПЭВМ выводится осциллограмма по каждому каналу в реальном времени. Далее данную осциллограмму можно сохранить и вывести на печать. В работе использовалась модели крыльев различной формы в плане прямоугольной, треугольной с углом поперечного V 0, треугольной с углом поперечного V 0. Прямоугольные крылья были выполнены удлинения Х=\, Х=2, Х=3,а треугольные крылья с углом поперечного V 0 и треугольные с углом поперечного V 0 выполнены удлинения Х=2. Также изготовлено горизонтальное оперение относительной площади 0,7SKp и 0,.5SKp удлинения Х=1Д=2. Степень загроможденности рабочей части трубы при установке модели 10%. В ходе экспериментов скорость потока 20 м/с. Расстояние между крылом и поверхностью измерялось по внутренней задней кромке крыла. При проведении эксперимента расстояние менялось от 0,1 h до 0,5 h. Измерения действующих на модель сил проводились с помощью трехкомпонентных и двух компонентных тензовесов. Результаты экспериментальных исследований включают: - зависимости коэффициента подъемной силы Су по высоте и углу атаки для различных аэродинамических компоновок с различными несущими поверхностями; - зависимости коэффициента сопротивления Сх по высоте и углу атаки для различных аэродинамических компоновок с различными несущими поверхностями. - зависимости аэродинамического качества К по высоте и углу атаки для различных аэродинамических компоновок с различными несущими поверхностями.
