WWW.DISSERS.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

загрузка...
   Добро пожаловать!

Pages:     | 1 | 2 || 4 | 5 |
  • требования к дельталетам должны устанавливаться с учетом незначительной потенциальной опасности этих СЛА для третьих и окружающей среды;
  • требования должны устанавливаться на основе глубокого анализа опыта разработки и применения этих требований в различных странах;
  • требования должны быть минимальными требованиями, выполнение которых необходимо и обосновано для обеспечения безопасной эксплуатации;
  • требования должны максимально учитывать особенности конструкции и летных характеристик дельталетов;
  • требования не должны содержать в себе пунктов, которые по каким-то причинам невыполнимы или выполнение которых приводит к понижению безопасности полетов;
  • требования должны разрабатываться с учетом возможности использования для проведения оценки соответствия наиболее простых и доступных методов:
  • структуру требований целесообразно привести в соответствие последовательности проведения работ по оценке соответствия.

Исходя из указанных принципов, в качестве прототипа для разработки требований к дельталетам, были выбраны ТЛГ моторных СЛА с балансирным управлением, действующие в Германии.

На основе анализа содержания рассмотренных выше требований к летной годности СЛА, принятых в различных странах проведено научно-методическое обоснование и предложено содержание требований к элементам конструкции и агрегатам, прочности, летным характеристикам, устойчивости и управляемости, а также эксплуатационной документации дельталетов.

В третьей главе для решения задачи оценки годности элементов конструкции, комплектующих изделий и агрегатов дельталетов разработаны теоретические основы использования метода аналогов. Предлагаемый метод основан на сравнении элемента конструкции сертифицируемого дельталета с уже известным элементом, годность которого подтверждена опытом эксплуатации, испытаниями, или расчетами, а также сертификатом летной годности. Задача решается на основе анализа особенностей, обобщения типовых элементов конструкции, материалов, комплектующих изделий и агрегатов дельталетов, летная годность которых подтверждена многолетним опытом эксплуатации, выбора и формирования перечня эталонных аналогов, которые могут быть использованы для оценки летной годности путем сравнения характеристик элементов сертифицируемого дельталета с их аналогами в конструкции другого дельталета, уже допущенного к эксплуатации. На рис. 3 представлена блок-схема оценки годности элементов конструкции дельталета методом аналогов. На первом этапе необходимо выбрать аналог, или аналоги, с уже подтвержденной летной годностью, наиболее близкие по свом характеристикам и параметрам конструкции к оцениваемому дельталету. При этом рассматриваются следующие основные параметры: взлетная масса, площадь крыла, стреловидность крыла, размах крыла, конструктивно-силовая схема крыла, материалы каркаса и обшивки крыла, конструктивно-силовая схема ФМ, основные параметры шасси, компоновка рабочих мест экипажа, силовой установки и оборудования, база и колея шасси, тип и характеристики двигателя, состав оборудования. На втором этапе проводится сравнение конструкционных материалов, технологий изготовления, основных параметров и условий работы элементов сертифицируемого дельталета с аналогичными элементами дельталета, выбранного в качестве аналога-эталона.

Рис. 3. Блок-схема оценки годности элементов конструкции дельталета методом аналогов

В 95% случаев сегодня можно подобрать для сравнения с оцениваемым элементом аналоги, имеющие абсолютно идентичные размеры, конструкционные материалы и геометрические параметры. Номенклатура материалов, приме­няемых в конструкции дельталетов, сводится к нескольким группам традиционных материалов, что значительно облегчает оценку элементов конструкции ЛА данного класса. В результате проведенного анализа особенностей конструкции и нагружения элементов крыла и ФМ дельталета определены типовые элементы конструкции и разработаны теоретические основы оценки их годности методом аналогов. Показано, что при разных видах нагружения определяющими являются различные геометрические характеристики сечений и дана классификация элементов конструкции дельталета по видам нагружений. При оценке прочности элементов, работающих на растяжение, сжатие, срез и смятие, в случае если действующие нагрузки одинаковы, задача сводится к сравнению площади наиболее нагруженных сечений оцениваемого элемента и аналога-эталона. Тогда условие прочности, а соответственно и условие годности элемента можно записать в виде:

Fi1 Fi2,,

где Fi1, Fi2 – площадь i го сечения сравниваемого элемента и аналога.

Если оцениваемый дельталет и эталон имеют различную максимальную взлетную массу, то условие прочности и условие годности элемента можно записать в виде:

G0 2/ Fi2 G01/ Fi1,

где G01, G02 – максимальная взлетная масса сравниваемого дельталета и аналога.

При наличии изгиба в сочетании с растяжением, сжатием или срезом определяющими геометрическими характеристиками прочности являются площадь и момент сопротивления сечения. Оценка прочности и годности элементов сводится к сравнению этих характеристик в наиболее нагруженных сечениях. Условие прочности и годности элементов:

Fi1 Fi2, Wi1 Wi2,

где Wi1, Wi2 – момент сопротивления i го сечения сравниваемого элемента и аналога.

При различной максимальной взлетной массе условие прочности и условие годности элементов будет выглядеть следующим образом:

G0 2/ Fi2 G01/ Fi1, G0 2/ Wi2 G01/ Wi1.

Для элементов конструкции испытывающих продольный изгиб условие прочности и годности:

l2 l1, F1 F 2, J2 J1,

где l 1, l 2 – длина сравниваемых элементов аналога-эталона и оцениваемого дельталета;

J1, J 2 – момент инерции центрального сечения сравниваемого элемента аналога-эталона и оцениваемого дельталета.

Если максимальные взлетные массы сравниваемого дельталета и аналога отличаются, то условие прочности и условие годности элементов будет выглядеть следующим образом:

G02 l2 G01 l1, G0 2/ F2 G01/ F1, G0 2/ J2 G01/ J1.

При сочетании нагрузок продольного и бокового изгиба, при одинаковой максимальной взлетной массе условие прочности для таких элементов можно записать в следующем виде:

l2 l1, F1 F 2, W 1 W 2, J1 J2.

Если максимальные взлетные массы отличаются, то условие прочности и условие годности стержневых элементов, нагружаемых одновременно на изгиб и сжатие, будет выглядеть следующим образом:

G02 l2 G01 l1, G0 2/ F2 G01/ F1, G0 2/ W2 G01/ W1, G0 2/ J2 G01/ J1.

На основе анализа опыта эксплуатации в третьей главе проведена оценка годности и сформированы перечень двигателей, воздушных винтов и спасательного оборудования которые можно рекомендовать для использования на дельталетах, а также использования в качестве аналогов-эталонов.

В четвертой главе рассматриваются особенности теории полета и математического моделирования для оценки летных характеристик, устойчивости и управляемости дельталетов.

Дельталет имеет ряд существенных особенностей, отличающих его от других ЛА. Главные из этих особенностей следующие:

  • балансирный способ управления;
  • значительное влияние аэродинамической нагрузки на геометрию крыла;
  • малые скорости полета;
  • существенное влияние эксплуатационных факторов на аэродинамические характеристики крыла;
  • влияние сил инерции на геометрические характеристики крыла и его аэродинамические характеристики;
  • влияние интерференции воздушного винта при больших скоростях полета;
  • отсутствие общей продольной плоскости симметрии при полете с креном и скольжением.

Указанные особенности оказывают существенное влияние на аэродинамические характеристики и динамику полета дельталета. В частности при угловом движении, при больших угловых скоростях и ускорениях на дельталет начинают действовать дополнительные аэроинерционные моменты, возникающие в результате деформации обшивки крыла под воздействием сил инерции.

Анализ аэродинамических характеристик показывает, что значение суаmах для дельталета не превышает величины 1.35. Это значение может быть принято при оценке возможной минимальной скорости дельталета расчетным методом.

Предложена теория аэроинерционных моментов, возникающих по причине деформации обшивки крыла под воздействием сил инерции при угловых ускорениях. Эта теория позволяет пролить свет на причины ряда катастроф дельталетов, связанных с потерей их динамической устойчивости. Суть теории можно продемонстрировать на примере возникновения аэроинерционного момента крена. На рис.4 представлена схема действия сил инерции на элементарные участки обшивки крыла при ускоренном угловом движении дельталета по крену.

Рис. 4. К возникновению аэроинерционного момента крена

положение обшивки при отсутствии углового ускорения;

положение обшивки при угловом ускорении.

Ускорение элементарного участка обшивки Мi можно определить по его составляющим: касательному ускорению аi, направленному по касательной к окружности вращения и нормальному ускорению аni, направленному к центру, расположенному в точке О.

Модуль полного ускорения участка Мi будет равен:

,

где - угловое ускорение.

Тангенс угла между вектором ускорения и радиусом окружности:

.

Силу инерции, действующую на элементарный участок обшивки можно определить по формуле:

Fинi = mi аi,

где mi – масса i-го элементарного участка обшивки.

Просуммировав силы инерции, действующие на элементарные участки обшивки, при угловом ускоренном движении дельталета относительно оси Ох, можно получить их распределенную нагрузку на обшивку. Из рисунка видно, что действие сил инерции приведет к перемещению частей обшивки в вертикальной плоскости. Возникает эффект аналогичный эффекту гаширования крыла, используемому в начале прошлого века для поперечного управления самолетом. Перемещения обшивки приведут к возникновению дополнительного аэроинерционного момента крена. Величина этого момента зависит от величины углового ускорения. При увеличении углового ускорения увеличиваются силы инерции, действующие на обшивку, соответственно увеличиваются перемещения обшивки и величина момента, который может быть причиной поперечной динамической неустойчивости дельталета.

Дельталет в общем случае должен рассматриваться как механическая система имеющая, по крайней мере, восемь степеней свободы для пространственного движения. Две дополнительные степени свободы по сравнению с самолетом - угловое движение ФМ относительно крыла в продольном и поперечном канале. В работах некоторых авторов предпринимались попытки формирования теории полета дельталета на основе классических подходов, однако целостная картина этой теории до сих пор не была сформирована. В четвертой главе поставлена и решена задача формирования основ теории и математического моделирования динамики полета дельталета с учетом его особенностей указанных выше. Основы предлагаемой теории можно продемонстрировать на примере теории продольного движения дельталета. Продольное движение дельталета описывается обобщенными координатами Xg, Yg, углом тангажа крыла - и углом тангажа ФМ -, а сам ЛA рассматривается как механическая система, имеющая четыре степени свободы в общем случае. Схема сил и моментов, действующих на дельталет при его декомпозиции отдельно на крыло и ФМ приведена на рис. 5.

Рис. 5. Схема сил и моментов, действующих на крыло и ФМ дельталета при изолированном продольном движении в общем случае

Уравнения продольного движения получены в результате декомпозиции сил и моментов, действующих на крыло и ФМ.

Можно выде­лить три основных случая продольного движения дельталета:

  • рулевая трапеция (РТ) свободна;
  • РТ зафиксирована и положение ФМ относительно крыла не изменяется;
  • РТ перемещается пилотом.

Во всех трех случаях уравнения уравнения, описывающие поступательное движение, остаются неизменными:

, (1)

где - масса дельталета;

m1 - масса крыла;

m2- масса ФМ;

Р - сила тяги;

- угол между осью Oyg и осью Oyп;

- угол установки СУ;

Хк - сила сопротивления крыла;

Хп - сила сопротивления ФМ;

Y - подъемная сила;

X=Xк+Хп - сила сопротивления дельталета.

Изменяются только уравнения углового движения.

1) Случай РТ свободна.

В этом случае усилие на РТ Рх = 0 и угловое движение дельталета в продольной плоскости будет описываться двумя уравнениями:

(2)

2) Случай РТ зафиксирована.

Если РТ не перемещается относительно ФМ, то угловые скорости крыла и ФМ совпадают

z = zп.

Получим уравнение углового движения в следующем виде

(3)

3) Случай РТ перемещается пилотом.

(4)

Угловая скорость крыла связана с угловой скоростью ФМ законом перемещения РT, который может быть задан как функция, зависящая от времени. В этом случае уравнение (4) следует дополнить уравнением:

(5)

РТ дельталета имеет, как правило, упоры, ограничивающие перемещение крыла относительно ФМ. Такими упорами является тело пилота и элементы конструкции. При расчете продольного движения в первом и третьем случаях в момент попадания РТ на упор угловая скорость крыла и ФМ совпа­дает

z = zп.

Для ее определения воспользуемся теоремой об изменении момента количества движения механической системы. С учетом этой теоремы угловую скорость в момент попадания РТ на упор можно определить по формуле:

(6)

Сердцевиной любой математической модели (ММ) является математическое описание, представляющее собой полную совокупность данных, функциональных соотношений и методов вычислений, необходимых для получения результата. Исходя из основных принципов математического моделирования ДП ЛА, можно сформулировать современные требования к математическому описанию движения дельталета:

1) описание должно учитывать взаимодействие элементов в системе "дельталет – пилот – среда";

2) дельталет должен представляться, как механическая система, движение которой описывается системой нелинейных дифференциальных уравнений без упрощений на малость углов;

3) атмосферные условия должны задаваться так, чтобы имелась возможность учитывать реальные значения температуры и давления, нестационарный в пространстве и времени вектор скорости ветра;

Pages:     | 1 | 2 || 4 | 5 |






© 2011 www.dissers.ru - «Бесплатная электронная библиотека»