Содержание к диссертации
Введение
1. Общее состояние вопроса и постановка задачи 17
1.1 Основные проблемы и пути их решения 17
1.2 Учёт интерференции различных частей экраноплана. Методы и исследования 22
2. Выбор рациональных параметров взаимного расположения несущих поверхностей схемы «утка» в зоне действия экранного эффекта 29
2.1. Исследование возможности применения факторного эксперимента и регрессионного анализа как метода поиска решения 29
2.1.1 Факторный эксперимент 30
2.1.2 Построение математической модели 34
2.1.3 Статическая проверка результатов эксперимента 35
2.1.4 Гипотеза о наличии закономерности изменений аэродинамического качества системы несущих поверхностей при изменениях значений варьируемых параметров 43
2.2 Определение поведения потока вблизи несущих поверхностей в зоне действия экранного эффекта 45
2.2.1 Определение угла скоса потока за несущей поверхностью 56
2.2.2 Определение угла отклонения потока перед несущей поверхностью 59
2.3 Определение поведения потока в межкрыльевом пространстве 64
2.4 Обеспечение положительной интерференции несущих поверхностей 70
2.4.1 Подсасывающая сила. Сопротивление несущей поверхности 70
2.4.2 Обеспечение безударного обтекания задней несущей поверхности 73
2.4.3 Определение коэффициента интерференции несущих поверхностей 76
3. Экспериментальные исследования системы несущих поверхностей схемы «утка» 81
3.1 Цель эксперимента 81
3.2 Описание экспериментального комплекса 81
3.3 Методика проведения испытаний 92
3.3.1 Этап 1. Исследование изолированных несущих поверхностей в зоне влияния экрана 93
3.3.2 Этап 2. Определение рациональных взаимных расположений несущих поверхностей 95
3.3.3 Этап 3. Формирование поля данных 99
3.4 Анализ и качественные оценки на основе результатов эксперимента 99
4. Рекомендации по выбору конструктивных параметров экранопланов схемы «утка» 105
4.1 Фюзеляж 107
4.2 Система несущих поверхностей 109
Заключение 112
Список литературы 114
Приложение А 128
- Учёт интерференции различных частей экраноплана. Методы и исследования
- Определение поведения потока вблизи несущих поверхностей в зоне действия экранного эффекта
- Обеспечение безударного обтекания задней несущей поверхности
- Анализ и качественные оценки на основе результатов эксперимента
Введение к работе
В условиях современной мировой экономики, когда возможности существующей транспортной системы практически исчерпаны, существует острая необходимость в более совершенной транспортной системе, способной обеспечить круглогодичное скоростное сообщение с труднодоступными районами Восточной Сибири, Крайнего Севера и Дальнего Востока в условиях всё более ужесточающихся экологических норм, норм безопасности и требований повышенной коммерческой эффективности. Основным элементом такой транспортной системы должны стать перспективные транспортные средства, специально спроектированные для выполнения поставленных задач. Транспортные средства, использующие эффект опорной поверхности и обладающие важным свойством амфибийности представляются наиболее приоритетными.
Важное место среди них занимают транспортные аппараты, использующие положительное влияние опорной поверхности (земли, воды, снега, льда и т.д.) на аэродинамические характеристики крыла - экранопланы [12, 13]. Аэродинамическое качество (отношение подъёмной силы к силе полного сопротивления) и, как следствие, коммерческая эффективность экранопланов может быть значительно выше, чем у иных летательных аппаратов, что обусловлено увеличением подъёмной силы и уменьшением индуктивного сопротивления при движении несущей поверхности вблизи экрана. При этом уменьшение потребной тяговооружённости и, как следствие, массы силовой установки, удельного расхода топлива и объёмов топливных баков, позволяет дополнительно увеличить коммерческую эффективность.
Актуальность диссертации состоит в обеспечении высокого аэродинамического качества экраноплана схемы «утка» вблизи экрана для сохранения высокой экономической эффективности, обеспечивающей целесообразность его создания.
Целью работы является выбор рациональных параметров взаимного расположения частей несущей системы экраноплана схемы «утка» с учётом интерференции его несущих поверхностей для обеспечения высокой транспортной эффективности.
Задачи исследования заключаются в следующем:
Провести анализ влияния интерференции несущих поверхностей при выборе рациональных параметров экраноплана схемы «утка» для обеспечения максимального аэродинамического качества аппарата вблизи опорной поверхности.
Разработать методику определения рациональных параметров с учётом взаимовлияния несущих поверхностей.
Провести экспериментальные исследования модели системы НП для подтверждения достоверности разработанной математической модели, оценки влияния конструктивных и эксплуатационных параметров и сравнения их с теоретическими результатами.
На основании проведённых теоретических и экспериментальных исследований разработать рекомендации по выбору конструктивных и эксплуатационных параметров при проектирования реальных аппаратов.
Объектом исследования является несущая система экраноплана схемы «утка», движущегося на малых отстояниях от опорной поверхности.
Методы исследования, использованные в работе, сочетали в себе теоретический и экспериментальный подходы для решения поставленных задач. В частности, теоретические исследования основывались на общепринятых теоретических положениях метода скоса потока, метода зеркального отражения, метода максимальных приближений, околоэкранной аэродинамики и элементов теории концентрированных вихрей. Экспериментальные исследования осуществлялись в соответствии с теорией планирования эксперимента и теорией подобия, а обработка экспериментальных данных производилась согласно методу наименьших квадратов и методу регрессионного анализа. Методологическую и теоретическую основу исследования составили научные труды отечественных авторов в области аэродинамики крыла вблизи экрана: Н.Ф. Краснова, СМ. Кудрявцева, Г.А. Колесникова, Д. Кюхемана, СВ. Алексеенко, П.А. Куйбина, В.Л.
Окулова, А.Н. Панченкова, К.В. Рождественского, А.Н. Секундова, О.В. Яковлевского, Е.М Шахова, Я.М. Серебрийского, Л.И. Седова, Р.Е. Алексеева, Р.Д Иродова, СМ. Белоцерковского, Н.И. Белавина, Н.Б. Плисова и др., а также научные труды отечественных авторов в области проектирования авиационной техники: СМ. Егера, Д.Н. Синицына, А.А. Бадягина, И.Н. Гусева, Е.В. Тарасова, Э. Торенбика, Н.Н. Фадеева, В.М. Шейнина, В.И. Козловского, В.П. Мишина, В.К. Безвербого, Б.М. Панкратова, В.И. Зернова и др.
Научная новизна диссертационной работы состоит в следующем:
Разработана математическая модель и алгоритм определения траектории потока в межкрыльевой области с учётом интерференции НП;
Выполнено развитие метода скоса потока для определения интерференции несущих поверхностей на малых отстояниях от опорной поверхности, а также при исследовании систем несущих поверхностей;
Получены экспериментальные данные по влиянию конструктивных и эксплуатационных параметров на аэродинамическое качество экраноплана схемы «утка» вблизи опорной поверхности, позволяющие, в свою очередь, производить корректировки массы конструкции и габаритных размеров аппарата, а также сформулировать ряд рекомендаций к его проектированию;
Разработано устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, позволяющее обеспечить отсутствие интерференции между измерительными каналами, повысить экономическую эффективность из-за отсутствия необходимости в определении продольной составляющей вектора аэродинамического сопротивления поддерживающего устройства в «пустой» аэродинамической трубе при отсутствии модели на тех же, что и с моделью, режимах испытаний, и, как следствие, повысить точность измерений, а также определять аэродинамические характеристики различных моделей, в том числе и состоящих из нескольких элементов, не имеющих между собой непосредственной физической связи, с учётом их интерференции при различных параметрах их взаимного расположения (изменение установочных углов атаки каждой из НП, изменение отстояния от опорной поверхности для каждой из НП в отдельности и изменение расстояния между НП). Кроме того, поддерживающее устройство адаптировано для возможности навески различных по конфигурации и габаритным размерам
НП. Устройство защищено патентом [24].
Практическая значимость работы и внедрение. Диссертационная работа выполнена в рамках гос. бюджетной НИР «Разработка перспективных летательных аппаратов и технологии их производства и эксплуатации» ( 47/109), выполняемой на кафедре «Самолётостроение и эксплуатация авиационной техники» Иркутского государственного технического университета. Результаты диссертационной работы и алгоритмы, разработанные в ней, позволяют решать задачи рационального проектирования несущей системы экраноплана схемы «утка» и использованы в учебной и научной работе кафедры «Самолётостроение и эксплуатация авиационной техники» Иркутского государственного технического университета, кафедры летательных аппаратов Иркутского филиала Московского государственного технического университета гражданской авиации и кафедры аэродинамики и конструкции летательных аппаратов Иркутского высшего военного авиационного инженерного училища (военного института).
Публикация и апробация работы.
По теме диссертации опубликованы следующие работы:
Бобарика И.О. Факторный эксперимент и регрессионный анализ при выборе оптимальных параметров взаимного расположения несущих поверхностей схемы «утка» в зоне влияния экранного эффекта. [Текст] / И.О. Бобарика // Развитие транспорта в регионах России: Проблемы и перспективы: материалы Всероссийской научно-практической конференции. Кировский филиал МГИУ - Киров, 2007. - С. 90-93. Библиогр.: с. 90 - 93.
Бобарика И.О. Методика определения угла отклонения потока вблизи несущей поверхности в зоне действия экранного эффекта. [Текст] / И. О. Бобарика // 7-я Международная конференция «Авиация и космонавтика -
2008»:Тезисы докладов. - М.: Изд-во МАИ ПРИНТ, 2008. - С. 35. Библиогр.: с. 35.
Бобарика И.О. Аналитические методы на этапе концептуального аэродинамического проектирования летательного аппарата [Текст] / И.О. Бобарика // Решетнёвские чтения: Материалы XII междунар. науч. конф., посвящ. Памяти генерального конструктора ракетно-космических систем академика М.Ф. Решетнёва; под общ. Ред. И.В. Ковалёва / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. — Красноярск, 2008. — С. 9 — 10. Библиогр.: с. 9 - 10.
Бобарика И.О. Интерференция различных частей летательного аппарата. Методы и исследования. [Текст] / И.О. Бобарика // Проблемы Земной цивилизации / Межвуз. сб. науч. тр. / Под общ. ред. В.А. Анохина, Н.М. Пожитного. Вып. 21. — Иркутск, 2008. — С. 185 — 188. Библиогр.: с. 185 — 188.
Бобарика И. О. Выбор рационального взаимного расположения несущих поверхностей экраноплана схемы «утка». [Текст] / И.О. Бобарика, И.Н. Гусев // Вестник Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М.Ф Решетнёва. Выпуск 1(22) в 2 частях. Часть 1— Красноярск, 2009. С.73 — 77. Библиогр.: с. 73 - 77.
Бобарика И.О. Рационализация аэродинамической компоновки экраноплана схемы «утка». [Текст] / И.О. Бобарика // Тезисы XVI Международной научно-технической конференции «Туполевские чтения» -Казань. КГТУ, 2009. С. 19 - 20. Библиогр.: с. 19 -20.
Бобарика И.О. Экспериментальные исследования интерференции несущих поверхностей экраноплана схемы «утка». [Текст] / И.О. Бобарика // Тезисы V Всероссийской научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики АНТЭ - 09» - Казань. КГТУ, 2009. С.27 - 30. Библиогр.: с. 27 - 30.
Бобарика И.О. Проектирование экраноплана схемы «утка» с учётом интерференции его несущих поверхностей [Текст] / И.О. Бобарика // Решетнёвские чтения: Материалы XIII междунар. науч. конф., посвящ. 50- летию Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М.Ф. Решетнёва, 50 - летию ОАО «Информационно -спутниковые системы», 85 — летию со дня рождения генерального конструктора ракетно-космических систем академика М.Ф. Решетнёва (10 - 12 ноября 2009г.) в двух частях. Часть I; под общ. ред. доктора физ. — мат. наук Ю.Ю. Логинова / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. - Красноярск, 2009. - С. 17-18. Библиогр.:с. 17-18.
Бобарика И.О. Проектирование экраноплана схемы «утка» с учётом интерференции его несущих поверхностей. [Текст] / И.О. Бобарика // Вестник Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М.Ф Решетнёва. Выпуск 1(22) в 2 частях. Часть 1 — Красноярск, 2010. С. — . Библиогр.: с. -
Бобарика И.О. Устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и аэродинамического момента [Текст]: пат. 89231 Рос. Федерация: МПК7 G01M 9/06; G01G 3/12 / авторы и составители И.О. Бобарика, И.Н. Гусев; патентообладатель ФГУП Иркутский государственный технический университет - №2009128091; приоритет 20.07.2009.
Изложенные в диссертации результаты докладывались и обсуждались на следующих конференциях:
Ежегодная внутривузовская научно-практическая конференция ФТС ИрГТУ 2006-2009гг;
Всероссийская научно-практическая конференция «Развитие транспорта в регионах России: проблемы и перспективы», Кировский филиал МГИУ, Киров, 5.03.2007.
7-я международная научная конференция «Авиация и космонавтика — 2008», МАИ, Москва, 20 - 22.10.2008; XII международная научная конференция «Решетнёвские чтения», СибГАУ, Красноярск, 10 - 12.11.2008; XVI международная научно-техническая конференция «Туполевские чтения», КГТУ. Казань, 11 - 12. 04. 2009; V всероссийская научно-техническая конференция «Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики АНТЭ-09», КГТУ, Казань, 12-13.10. 2009; XIII международная научная конференция «Решетнёвские чтения», СибГАУ, Красноярск, 10 - 12.11.2009.
Структура и содержание.
Диссертация состоит из введения, четырёх глав, заключения, списка литературы и приложения. Насчитывает 158 страниц, содержит 12 таблиц, 60 рисунков, библиографии 123 наименований отечественных и зарубежных авторов, копии 3"х актов внедрения, а также распечатку программы.
Во введении приводится краткая характеристика работы и содержание её глав, поясняется структура диссертации.
В первой главе приводится анализ общего состояния вопроса, краткий обзор существующей литературы, обосновывается актуальность работы, формулируются цель и задачи исследования.
Во второй главе проводится виртуальный факторный эксперимент и регрессионный анализ, на основе которого выдвигается гипотеза о наличии закономерности изменений аэродинамического качества системы НП при изменениях значений варьируемых параметров. Теоретическое подтверждение выдвинутой гипотезы выполнено на основе метода скоса потока [63] и теории концентрированных вихрей [4] с использованием метода зеркального отражения [30] и метода максимальных приближений [66]. В качестве критерия рациональности компоновки выдвинут коэффициент интерференции. Сформулировано условие рациональности компоновки. Выполнена адаптация математического аппарата для НП, выполненных не плоскими пластинами, а аэродинамическими профилями. Представлены результаты определения рационального взаимного расположения системы НП, выполненных профилем Gottigen-436 теоретически по предложенной методике.
Третья глава посвящена экспериментальным исследованиям модели системы НП схемы «утка», дано описание экспериментального комплекса и испытуемой модели, приведена методика калибровки тензометрической аппаратуры и проведения испытаний. Выполнен анализ и сравнение результатов эксперимента с теоретическими расчётами для системы НП выполненной аэродинамическими профилями Gottigen-436 [37].
В четвёртой главе приведены рекомендации по выбору конструктивных и эксплуатационных параметров экраноплана схемы «утка» на основе выполненных теоретических и экспериментальных исследований.
В заключении перечислены основные результаты исследований, а приложение включает графики, акты внедрения, распечатку программы расчёта на ЭВМ и блок-схему работы программы.
Автор выражает глубокую благодарность коллективу кафедры «Самолётостроение и эксплуатация авиационной техники» Иркутского государственного технического университета; научному руководителю - к.т.н., доценту Гусеву И.Н. - за помощь, оказанную при выполнении работы.
Учёт интерференции различных частей экраноплана. Методы и исследования
При рассмотрении аэродинамики аппаратов в виде комбинаций тел вращения, крыльев, оперения и рулевых устройств возникает сложная и на данный момент недостаточно исследованная проблема учёта интерференции между отдельными элементами этих комбинаций. В результате такой интерференции сумма аэродинамических сил и моментов взятых отдельно (изолированных) крыла, корпуса и оперения не равна полной силе и моменту комбинаций данных элементов, представляющих собой единое целое. Таким образом, отдельно взятые элементы — корпус, крылья, оперение, рули, — будучи соединёнными в единую конструкцию летательного аппарата, изменяют свои индивидуальные характеристики на новые, приобретённые вследствие интерференции [67, 83].
Эффект интерференции (взаимовлияния) может быть как положительным (улучшение характеристик ЛА), так и отрицательным, причём при определённых комбинациях элементов ЛА отрицательное влияние многократно превосходит возможное положительное влияние [61].
С начала прошлого века проводятся различные исследования по проблеме учёта интерференции частей ЛА, опубликовано большое число научных работ [45, 46, 54, 85, 115, 119, 123], посвященных как экспериментальным, так и теоретическим исследованиям. В результате таких исследований были сформированы основные правила проектирования ЛА и построены опытные образцы. Однако, применительно к экранопланам схемы «утка» традиционно считается, что интерференция НП носит отрицательный характер. Отчасти из-за этого экранопланы серии АДП, созданные под руководством А.Н. Панченкова имели характерный фюзеляж большего удлинения и сильно разнесённые в продольной плоскости НП, что, в свою очередь позволяло не только добиться самостабилизации, но и уменьшить отрицательное влияние интерференции.[91]. В плане реализации высокого аэродинамического качества им было предложено несколько конструкций основного крыла, наибольшее распространение из которых получили: — крыло с полуэллиптической осью; — крыло сложной формы в плане с развитыми плоскостями на концах («ластами»). Однако, увеличение аэродинамического качества по сравнению с экранопланами традиционной схемы компенсировалось недостатком в виде увеличения габаритных размеров аппарата за счёт увеличения длины фюзеляжа, и, как следствие увеличения его массы.
Наряду с тем, экранопланы Иорга, выполненные по схеме «тандем» (рассматривается как частный случай схемы «утка») имели, наоборот, более сближенные в продольной плоскости НП; при этом задняя НП находилась в ближнем вихревом следе передней НП. Отрицательная же интерференция при этом отсутствовала. Этот факт подтверждает не только возможность нахождения принципиально различных решений одной и той же проблемы и вообще значительность взаимовлияний элементов конструкции ЛА, но и недостаточную изученность проблемы интерференции, отсутствие развитого математического аппарата, отражающего физический смысл явления.
Наиболее популярными методами исследований до сих пор остаются экспериментальные как дающие наиболее достоверные результаты [20]. Наличие физической модели исследуемого ЛА позволяет выполнить аэродинамические продувки с визуализацией обтекания модели посредствам дымного следа, шелковых нитей, пузырьков газа (в гидродинамических трубах), окрашивания, сублимации, или же оптическими методами, основанными на изменении плотности в текущем газе и, следовательно, коэффициента преломления. Результаты таких исследований порождают эмпирические и полуэмпирические зависимости или же могут служить доказательством правильности той или иной теории [77, 106]. Однако, для проведения экспериментальных исследований необходимо наличие сложных и дорогостоящих экспериментальных комплексов, отвечающих ряду жёстких требований как по адекватности результатов так и по точности и т.д. [109]. И на сегодняшний момент лишь немногие институты имеют подобное оборудование, что заставляет использовать иные методы исследований.
Всё большее распространение получают приближённые (численные) методы: метод конечных элементов, метод дискретных вихрей, и т.д. Метод конечных элементов первоначально использовался для решения задач строительной механики; затем он развился в общий численный метод решения систем обыкновенных дифференциальных уравнений и уравнений в частных производных. Применительно к задачам газовой динамики данный метод используется для расчёта течений несжимаемой и сжимаемой жидкости в дозвуковой и трансзвуковой областях. Метод конечных элементов основан на приближённом решении уравнений Навье-Стокса [65]. В настоящее время аналитические решения данных уравнений существуют лишь для нескольких частных случаев. Приближённые решения получены для некоторых «ползучих» течений, соответствующих очень малым числам Рейнольдса. Известно точное решение для ламинарного течения жидкости вблизи критической точки и некоторые другие [15]. Поэтому расчётные исследования и анализ обтекания тел жидкостью в широком диапазоне чисел Рейнольдса возможны только при численном решении системы уравнений на ЭВМ. Сегодня существует множество программных продуктов, позволяющих в автоматическом режиме производить газодинамический анализ, определять аэродинамические и иные характеристики моделируемых объектов, а также моделировать различные условия их взаимодействия с окружающей средой, друг с другом и т. д. К таким программным продуктам систем автоматического проектирования (САПР) относятся: ANSYS, ANSYS Workbench, Flow Vision, MSC NASTRAN, CF Design. Однако, при неоспоримых преимуществах (отсутствие необходимости в аэродинамической трубе и физической модели, наличие программных продуктов с удобным интерфейсом, использующих данный метод расчёта, широкие возможности по заданию граничных условий и комбинаций частей ЛА, возможности привлечения дополнительно эмпирических или полуэмпирических моделей турбулентности и т.д.) данный метод имеет и существенные недостатки. Так, точность и адекватность результатов напрямую зависит от правильности построения адаптированной конечноэлементной сетки и задания граничных условий и иных параметров, что в свою очередь зависит от априорных знаний и умений задающего параметры.
Среди численных методов также широкую известность получил и метод дискретных вихрей (МДВ) [15, 31, 69]. В этом методе воздействие тела (системы тел) на поток имитируется воздействием вихревого слоя, расположенного на поверхностях тел, и тонких вихревых пелен за ними. При этом непрерывный вихревой слой в численных расчётах моделируется системой отрезков прямолинейных вихрей или замкнутых вихревых рамок, положение которых на поверхности тела фиксировано (рисунок 1.1). Спутный след моделируется системой таких же, но свободных вихрей, расположенных на вихревых пеленах и сносящихся вниз по потоку.
Определение поведения потока вблизи несущих поверхностей в зоне действия экранного эффекта
Аэродинамическая труба (АДТ) АТ-2 выполнена с прямоугольным сечением рабочей части, и снабжена спрямляющей решёткой, расположенной во входной части. Механизм подъёма — опускания экрана выполнен с электроприводом с дистанционным управлением, что позволяет изменять высоту экрана, не открывая рабочую часть АДТ, что существенно уменьшает время эксперимента. Для минимизации возмущений механизм управления экраном выполнен вынесенным за пределы тракта трубы, а экран выполнен листом Д-16Т толщиной 6мм. с острой передней кромкой. Скорость потока в рабочей части АДТ АТ-2 составляет 17м/с.
Устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента (рисунок 3.2) состоит из многокомпонентных тензовесов, состоящих из чувствительных элементов 1 и 2 с расположенными на них тензодатчиками 3, закреплённых неподвижно на неподвижных опорах 4 и 5 соответственно, поддерживающего устройства, включающего переднюю горизонтально расположенную балку 6 с пазом для продольного перемещения, соединённую с задней горизонтально расположенной балкой 7 болтами 15, заднюю стойку 8, нижней частью соединённую с моделью болтом 16, а верхней частью соединённую с задней частью задней балки болтами 17, среднюю стойку 9 имеющую в верхней части паз для перемещения в вертикальной плоскости, и нижней частью соединённую болтом 18 с моделью, а верхней - с передней частью задней балки болтом 19, переднюю стойку 10, имеющую в верхней части паз для перемещения в вертикальной плоскости и паз в средней части, и нижней частью соединённую болтом 20 с моделью, а верхней — с передней частью передней балки болтами 21, и переднюю штангу 11, соединённую нижней частью болтом 22 с моделью, а верхней - с передней стойкой болтом 23, соединённого шарнирными звеньями 12, расположенными на осях 13 с чувствительными элементами 1 и ненатянутого элемента 14 типа канат, соединяющего модель с жёстко закреплённым на передней опоре 5 чувствительным элементом 2. Опоры 4 и 5, балки 6 и 7, стойки 8, 9 и 10, и штанга 11 выполнены плоскими для минимизации вносимых возмущений, что позволяет считать испытуемые НП аэродинамически чистыми. Устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента Устройство работает следующим образом. При настройке болтовые соединения 18, 19, 20, 21, 22, 23 и 24 ослабляются для установки модели в необходимое положение, после чего затягиваются, причём в случае, когда модель представлена одним элементом (телом), то закрепление выполняется болтами 19 и 20 к средней и передней стойкам соответственно. В случаях, когда модель представлена несколькими независимыми элементами (телами), крепление одного элемента производится болтами 16 и 18 к задней и средней стойкам соответственно, а другого - болтами 20 и 22 к передней стойке и передней штанге соответственно. Тогда перемещением элементов 6, 7, 9, 10 и 11 обеспечивается необходимое взаимное расположение элементов модели. Перемещением болта 24 в пазу передней штанги 11 обеспечивается горизонтальное положение элемента 14 для обеспечения постоянства значений продольной составляющей вектора аэродинамического сопротивления поддерживающего устройства. При испытании модели происходит поступательное движение поддерживающего устройства с закреплённой моделью, при этом нагрузки от вертикальных перемещений через шарнирные звенья 12 и оси 13 передаются на чувствительные элементы 1, где определяются тензодатчиками 3; горизонтальные перемещения приводят к натягиванию каната 14, при этом возникающая на чувствительном элементе 2 нагрузка (продольная составляющая вектора аэродинамического сопротивления) определяется тензодатчиком 3. В целом наличие двухшарнирной системы тензоподвеса (рисунок 3.3 (а)) в сочетании с вынесенной носовой штангой (рисунок 3.3 (б)) позволяет имитировать процесс буксировки модели. а - двухшарнирная система тензоподвеса; б - вынесенная носовая штангой Рисунок 3.3 - Конструкция поддерживающего устройства Устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента оригинальной конструкции позволяет обеспечить отсутствие интерференции между измерительными каналами, повысить экономическую эффективность из-за отсутствия необходимости в определении продольной составляющей вектора аэродинамического сопротивления поддерживающего устройства в «пустой» аэродинамической трубе при отсутствии модели на тех же, что и с моделью, режимах испытаний, и, как следствие, повысить точность измерений. Использование поддерживающего устройства оригинальной конструкции позволяет определять аэродинамические характеристики различных моделей, в том числе и состоящих из нескольких элементов, не имеющих между собой непосредственной физической связи, с учётом их интерференции при различных параметрах их взаимного расположения (изменение установочных углов атаки каждой из НП, изменение отстояния от опорной поверхности для каждой из НП в отдельности и изменение расстояния между НП). Кроме того, поддерживающее устройство адаптировано для возможности навески различных по конфигурации и габаритным размерам НП.
Описанное устройство для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента является собственной разработкой авторов (Гусев И.Н., Бобарика И.О.), выполненной в рамках данной диссертационной работы и запатентовано в качестве полезной модели [24].
Модель системы НП схемы «утка» представляет собой ПГО и основное крыло, выполненные в определённых соотношениях геометрических величин. Каждая из НП выполнена с наличием концевых шайб, характерных для экранопланов (концевые шайбы выполнены плоскими). На верхних поверхностях каждой НП выполнены элементы для крепления её к соответствующим стойкам описанного поддерживающего устройства. Общий вид устройства с закреплённой на нём моделью системы НП, находящийся в рабочем тракте АДТ АТ-2 представлен на рисунке 3.4.
Обеспечение безударного обтекания задней несущей поверхности
Для регистрации силы сопротивления использовался один- измерительный тензодатчик, соединённый последовательно с одним компенсационным и подключённый ко второму каналу АЦП-ЦАП SigmaUSB, 16/16 с синфазным типом выхода по полумостовой четырёхпроводной схеме. Отсутствие интерференции показаниимежду группами тензодатчиков, подключённых к разным измерительным каналам обеспечено запатентованной конструкцией устройства для измерения составляющих векторов аэродинамической- силы и момента. Выполнение соединения поддерживающего устройства модели с жёстко закреплённым на передней опоре чувствительным элементом посредствам ненатянутого тонкого невесомого нерастяжимого каната не ограничивает вертикальные перемещения модели и поддерживающего устройства и позволяет модели и поддерживающему устройству перемещаться в продольном направлении в процессе испытаний до натягивания тонкого невесомого нерастяжимого каната для измерения продольной составляющей вектора аэродинамического сопротивления тензодатчиком, закреплённым на чувствительном элементе передней опоры, что в совокупности с шарнирными звеньями имитирует процесс буксировки модели и позволяет исключить интерференцию измерительных каналов и обеспечить высокую точность измерений.
Таким образом, была реализована двухканальная полностью независимая схема, позволяющая определять подъемную силу и силу сопротивления системы НП схемы «утка», исключающая интерференцию как между исследуемой системой НП и поддерживающим устройством, так и между группами тензодатчиков, подключённых к разным измерительным каналам. Кроме того, данная схема тензоподвеса модели позволяет, путём небольших изменений схемы подключения тензодатчиков, реализовать четырёхканальную полунезависимую схему, позволяющую определять подъёмную силу, силу сопротивления, момент тангажа и момент крена исследуемой модели. При добавлении же второго датчика, регистрирующего силу сопротивления (также на передней выносной штанге) может быть реализована пятиканальная полунезависимая схема, позволяющая определять подъёмную силу, силу сопротивления, момент тангажа, момент крена и момент рыскания исследуемой модели. Таким образом, без существенных изменений могут быть реализованы пятикомпонентные аэродинамические весы. Однако, в рамках проводимых исследований такой задачи не ставилось, а потому была реализована описанная выше двухканальная схема подключения (двухкомпонентные аэродинамические весы).
Для задания сигнала, а также регистрации и обработки данных, поступающих с АЦП-ЦАП SigmaUSB 16/16 был использован комплекс лицензионного программного обеспечения ZetLab. В частности для задания синусоидального сигнала частотой 1000Гц, среднеквадратичным значением уровня 1,5В и нулевым смещением был использован программый генератор сигнала (по одному для каждого канала измерений).
С помощью программы «Многоканальный осциллограф» производилась проверка функционирования измерительной схемы и оценка формы сигнала одновременно для обоих измерительных каналов.
Регистрация измерений в режиме реального времени производилась с помощью двух программ «Тензодатчик» (по одной на каждый измерительный канал), предварительно откалиброванных каждая в соответствии со своими измеряемыми нагрузками. Калибровка показаний тензодатчиков производилась посредствам использования грузов номинальной массой 200, 500 и 600г, прикладываемых в каждом из направлений производимых измерений [68]. Калибровочные графики для датчиков, регистрирующих подъёмную силу и силу сопротивления, представлены нарис. 3.5 и 3.6 соответственно. Также, предварительно перед проведением эксперимента был определён фактический «дрейф нуля» тензодатчиков, что позволило, в последствии при проведении эксперимента производить оперативные корректировки значений с использованием функции сбрасывания к предустановкам.
Подготовка и проведение эксперимента, а также обработка его результатов осуществлялись с учётом рекомендаций по планированию и проведению эксперимента [3, 84].
Перед проведением целевых испытаний модели системы НП проводился комплекс подготовительных работ по центровке системы крепления исследуемых объектов с закреплённой системой НП в исследуемой конфигурации. Центр масс должен находиться в пределах половины расстояния между передними и задними шарнирными звеньями (расстояние варьируется в зависимости от размеров НП и параметров их взаимного расположения). При продувках отдельной НП крепление последней должно осуществляться к передней и средней стойкам поддерживающего устройства с обеспечением положения центра масс поддерживающего устройства с закреплённой моделью системы НП в пределах половины расстояния между передними и задними шарнирными звеньями. Выполнение данных требований необходимо для обеспечения равномерного распределения нагрузок между передним и задним тензоподвесами. Для минимизации погрешностей измерений обеспечивалось такое положение поддерживающего устройства с закреплённой моделью, при котором передние и задние шарнирные звенья находились на одной горизонтальной линии (изменение углов атаки НП и угла тангажа исследуемой системы НП производилось только изменением взаимного расположения деталей поддерживающего устройства). Изменение отстояния системы НП от экрана производилось механизмом регулирования высоты экрана, входящим в состав систем и механизмов АДТ АТ-2.
Анализ и качественные оценки на основе результатов эксперимента
Так как доверительный интервал определяется как удвоенное значение максимальной среднеквадратичной погрешности, то имеем:
Однако, следует отметить, что полученное значение доверительного интервала может быть использовано для оценки качественного эксперимента, так как аналого-цифровой преобразователь SigmaUSB 16/16 (продукт компании ZetLab) не входит в единый реестр средств измерения Российской Федерации и собственная (приборная) погрешность его может быть весьма существенной, в связи с чем разработчиком рекомендовано использование прибора для учебных лабораторий и при проведении качественных экспериментов.
Анализ полученных результатов второго этапа позволяет сделать вывод о степени влияния ПГО на основное крыло при различных установочных параметрах последнего. Так, обнаруживается существенное уменьшение положительной интерференции при увеличении L , что объясняется «рассеиванием» спутного следа за ПГО (увеличением толщины вихревой пелены), и сворачиванием вихревой пелены. При уменьшении же L картина взаимовлияния становится более «чёткой» ввиду меньших отклонений потока и большего перепада давлений внутри и вне вихревой пелены. При увеличении а,ф возможная положительная интерференция существенно увеличивается ввиду возрастающего влияния безударного обтекания основного крыла. Также отмечено, что при дальнейшем увеличении апго (когда вихревая пелена оказывается «приведённой» не в носок основного крыла, а под него) падение К происходит интенсивнее, чем его рост при увеличении апго до рационального значения, что позволяет в свою очередь, исследуя эволюции кривых для нерациональных расположений НП предполагать наличие близлежащих максимумов К (рациональных параметров взаимного расположения НП).
На рисунке 3.10 участок 1—2 свидетельствует о том, что вихревая пелена, сходящая с ПГО «приведена» в надкрыльевую зону; участок 2—3 свидетельствует о том, что вихревая пелена, сходящая с ПГО «приведена» под основное крыло; на участке 3—4 происходит ещё больший увод вихревой пелены под основное крыло, сходящей с ПГО.
Таким образом, наглядно заметное повышение качества вблизи точки 2 свидетельствует о «переходе» вихревой пелены за ПГО через носок основного крыла, и, как следствие, значение параметров взаимного расположения НП в данном случае такому, которое можно принять в качестве рационального.
По представленным графикам- (рисунок 3.8) видно, что при изменении угла тангажа экраноплана с рационально расположенными НП их взаимное расположение меняется таким образом, что вновь становится близким к рациональному, что обеспечивает необходимые характеристики аппарата. Анализ полученных результатов третьего этапа позволяет сделать вывод о степени влияния ПГО на основное крыло при различных параметрах их взаимного расположения. Так, при. расположении основного крыла в ближнем следе за ПГО при определённых параметрах налицо отрицательная интерференция, вызванная затенением основного крыла ПГО. Данный эффект ярко выражен при меньших L, при увеличении L отрицательная, интерференция ослабевает. Отчасти поэтому экранопланы схемы «утка» конструкции А.Н. Панченкова имели непропорционально длинный фюзеляж. Из большинства графиков видно, что интерференция отрицательна, что отражает широко распространённое мнение, однако очевидно, что отрицательное явление наиболее существенно при «приведении» вихревой пелены под основное крыло в непосредственной близости и менее существенно при «приведении» вихревой пелены в надкрыльевую зону основного крыла. Положительная интерференция возможна тогда, когда несвёрнутая вихревая пелена с ПГО «приведена» в носок основного крыла. При этом существенно уменьшается лобовое сопротивление основного крыла притом, что его подъёмная сила остаётся практически неизменной. Так, для рациональной компоновки р/с.№8 согласно таблице (3.4), К=23,65, в то время, у аппарата АДП-04 в полёте на крейсерском режиме при акр=5 и hKp=0,2 обеспечивалось аэродинамическое качество К=25 [94]. В данном контексте видно, что при правильном выборе профилей НП и углов атаки, аэродинамическое качество проектируемого аппарата может быть существенно большим.
Анализ также подтверждает правильность принятого по результатам теоретических исследований утверждения о диссипации возмущений в следе за НП. Так, при увеличении L 0,5 наблюдается «выравнивание характеристик», при нерациональном взаимном расположении НП намечается тенденция к увеличению качества системы НП (рисунок 3.11). При L=\ увеличение качества системы НП наблюдается отчётливо, однако необходимо помнить, что данная тенденция обусловлена не наличием положительной интерференции, а диссипацией отрицательной интерференции.
В свою очередь, при рациональном взаимном расположении НП при увеличении L 0,5 наблюдается тенденция к уменьшению качества системы НП, что обусловлено «рассеиванием» спутного следа за ПГО (увеличением толщины вихревой пелены), и сворачиванием вихревой пелены. При L—\ уменьшение качества системы НП наблюдается отчётливо, однако необходимо помнить, что данная тенденция обусловлена диссипацией положительной интерференции с возможностью возникновения отрицательной интерференции.
