WWW.DISSERS.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

загрузка...
   Добро пожаловать!

Pages:     | 1 |   ...   | 2 | 3 || 5 |

4) должна быть предусмотрена возможность имитации отказа двигателя, а также ошибок пилотирования, влияющих на ДП дельталета;

5) применяемые в различных элементах математического описания вычислительные методы должны быть устойчивыми, сходящимися, однозначными, и эти свойства должны одновременно проявляться именно в тех элементах, где они применяются.

С учетом указанных принципов разработана ММ ДП дельталета и методика статистической оценки адекватности ММ экспериментальным данным.

Проверка ММ ДП дельталета проведена на примере расчета параметров продольного движения.

Блок схема ММ продольного движения дельталета приведена на рис. 6.

Рис. 6. Блок схема ММ продольного движения дельталета

Сравнение результатов летного эксперимента и математического моделирования проводилось для случаев: отказа силовой установки (рис. 7), "дач" РТ и полета с освобожден­ным управлением. Сравнение показывает, что экспериментальные и расчетные кривые компонент продольного движения достаточно близки, причем разница между экспериментальными и расчетными значениями ординат находится в пределах погрешностей измерений этих параметров при летном эксперименте. Точность численного определения и достаточно высока и достоверность математического мо­делирования для этих параметров очевидна.

Рис. 7. Сравнение результатов расчета параметров продольного движения дельталета с экспериментальными значениями для случая отказа двигателя

На основания проведенной статистической проверки получены результаты, которые позволяют сделать вывод о достаточно высокой адекватности предложенной математической моде­ли.

Пятая глава посвящена разработке методов и средств экспериментального определения параметров полета, оценки аэродинамических и летно-технических характеристик, устойчивости и управляемости дельталета.

На рис. 8 приведена принципиальная схема комплекса измерительного оборудования и регистрации параметров полета (КИО) дельталета, разработанного с использованием современных средств определения и регистрации параметров полета. Комплекс позволяет производить в реальном времени полностью, или частично измерения и запись параметров полета не только дельталетов но и ряда других классов моторных СВС, в частности микросамолетов и паралетов. Для определения высоты полета, воздушной скорости, вертикальной скорости, параметров внешней среды и двигателя в комплексе используется электронный измерительный блок Stratomaster Ultra L. Может также использоваться электронный измерительный блок Stratomaster Ultra НL, в который включен еще и авиагоризонт. На дельталете углы крена и тангажа крыла и ФМ в общем случае не совпадают, поэтому для их определения предлагается использовать два авиагоризонта: один для измерения углов тангажа и крена крыла, второй для измерения углов тангажа и крена ФМ. Для измерения параметров траектории в земной системе координат и путевой скорости используется спутниковая навигационная система Garmin GPS 76.

Рис. 8. Комплекс измерительного оборудования и регистрации параметров полета дельталета

Для определения управляющих усилий пилота разработана специальная динамометрическая ручка (ДМР), конструкция которой защищена авторским свидетельством. На рис. 9 приведена конструкция измерительных элементов ДМР, разработанная с использованием тензодатчиков.

Рис. 9. Конструкция измерительных элементов ДМР для измерения усилий на РТ дельталета

Разработаны методики тарировки датчиков КИО и оценки погрешностей их измерений. Исходя из результатов выборочной проверки, закон распределения разброса показаний датчиков соответствует нормальному. Получены тарировочные зависимости датчиков в полете. Разработан метод тарировки датчика скорости с использованием GPS. Предложены методы определения характерных скоростей полета: минимальной скорости, максимальной скорости, балансировочной скорости, максимальной вертикальной скорости набора высоты и минимальной вертикальной скорости снижения, а также построения поляр набора высоты и планирования с использованием КИО и GPS. На рис. 10 приведен пример поляр планирования некоторых дельталетов, полученных с использованием GPS и КИО.

- "Поиск-06-19", G/S=13.5 кг/м2;

- "Поиск-06-18", G/S=19 кг/м2;

- "Поиск-06-14", G/S=30 кг/м2.

Рис. 10. Примеры поляр планирования дельталетов, полученных с использованием GPS и КИО

Взлетная и посадочная дистанции дельталета также могут быть определены в процессе летных испытанияй при помощи КИО и GPS.

При проведении оценки летной годности дельталетов особое внимание следует уделять вопросам устойчивости и управляемости. В продольном движении дельталет имеет опреде­ленную область допустимых режимов полета, в кото­рой обеспечивается его нормальное управляемое движение. За пределами этой области могут возникать и разви­ваться необратимые явления, связанные с неуправляемым движением. Примером таких явле­ний является флаттерное пикирование, кувыркание и штопор дельталетов и дельтапланов.

При оценке продольной статической устойчи­вости по перегрузке надо рас­сматривать два ее вида: устойчивость с освобожденным управлением и устой­чивость с зафиксированной РТ. Обеспечение продольной статической устойчивости по перегрузке с освобожденным управлением является необходимым и достаточным условием для обеспечения продольной статической устойчивости дельталета с зафиксированным управлением. Особенностью продольной статической устойчивости дельталета является возможность появления области неустойчивости по скорости при полете на малых углах атаки и больших скоростях (рис.11). Это явление связано с особенностями обтекания крыла при малых углах атаки и возможностью потери несущей способности частью обшивки крыла по причине ее деформаций.

Рис. 11. Пример зависимости коэффициента продольного момента крыла дельталета от коэффициента подъемной силы и скорости полета

Для оценки продольной статической устойчивости дельталета по скорости и перегрузке, с освобожденным и зафиксированным управлением разработаны соответствующие методы и критерии. Суть предложенных методов и критериев можно продемонстрировать на примере оценки продольной статической устойчивости по скорости с зафиксированной РТ методом «ступенек по скорости» (рис. 12). Оценка проводится путем медленного перемещения РТ «на се­бя» примерно за 5 с ступенчато, каждый раз примерно на 10-15 см, при синхронном увеличении оборотов двигателя для обеспечения возможности продолжения горизонтального полета. После перемещения РТ удерживается в каждом положении не менее 30 с. Положения РТ изменяется во всем диапазоне режимов горизонтального полета от «максимально от себя» до «максимально на себя». При этом фиксируется заданный курс, скорость и ориен­тировочная величина усилия на РТ.

Рис. 12. Оценка продольной статической устойчивости дельталета по скорости с зафиксированной РТ методом «ступенек по скорости»

Неустойчивый по скорости дельталет при увеличении скорости стремится увеличить ее еще больше. Чтобы удер­жать дельталет на заданной скорости, пилот должен будет переместить РТ «от себя».

В табл. 1 приведены критерии, предлагаемые для оценки продольной статической устойчивости дельталета по скорости с зафиксированной РТ.

Таблица 1

Критерии оценки продольной статической устойчивости дельталета

по скорости с зафиксированной РТ

Поло-жение РТ

Уси-

лие

на

РТ

Критерий

оценки

Отлично

Хорошо

Удовлетво-рительно

Не удовлетво-рительно

V>Vбал – усилия тянущие

V<Vбал– усилия толкающие

“макси-мально на себя“

Р3

|Р3|> |Р2|

Постоянный

рост усилия

хорошо ощуща-ется,

градиент роста усилия постоянен, или растет

Постоян-ный

рост усилия

ощущается,

но градиент роста с ростом скорости

уменьшает-ся

Рост усилия

не постоянен,

градиент роста усилия с ростом скорости

становиться близким к нулю, или отрицатель-ным

Наблюдается уменьшение усилия с ростом скорости, градиент роста усилия становится отрицательным. Появляются толкающие усилия в области малых углов атаки и наоборот

-(20-30)см

Р2

|Р2|> |Р1|

-(10-15)см

Р1

|Р1|> 0

0

0

+(10-15)см

Р4

Р4> 0

+(20-30)см

Р5

Р5> Р4

“макси-мально от себя“

Р6

Р6> Р4

Про­дольная балансировка дельталета осуществляется путем отклонения ФМ от его равновесного положения на определенный угол. Уменьшение угла атаки у дельталета сопровождается пере­мещением центра давления вперед по хорде крыла. При увеличении угла ата­ки центр давления смещается назад. В соответствии с перемещением центра давления изменяется аэродинамический момент, действующий относительно точки подвески. Под действием силы тяги, собствен­ной массы и силы сопротивления ФМ, подобно маятнику, зани­мает определенное равновесное положе­ние. Разработанные методы в совокупности с КИО и ДМР позволяют получить балансировочные кривые для продольной балансировки дельталета. Пример таких балансировочных кривых, полученных при различной взлетной массе, представлен на рис. 14.

Рис. 14. Пример балансировочных кривых дельталета «Поиск-06» при различной взлетной массе, полученных с использованием КИО и ДМР при летных испытаниях

Эксперимент проводился для пяти полетных масс: минимальной, максимальной и трех промежуточных. Предложенный метод позволил получить зависимости величины продольного усилия на РТ от скорости и коэффициента подъемной силы.

Особое место при проведении ЛИ дельталета должна занимать оценка продольной динамической устойчивости, в процессе которой оцениваются характеристики переходного процесса при свободных: короткопериодическом и длиннопериодическом движении дельталета. Для оценки продольной динамической устойчивости в диссертации предложены соответствующие методы и критерии.

При высоких угловых скоростях и угловом ускорении на обшивку действуют дополнительные силы инерции, которые могут привести к изменению формы профиля и аэродинамической крутки крыла. Оценку влияния деформаций крыла на продольную динамическую устойчивость дельталета можно провести следующим методом. В установившемся горизонтальном полете на скорости, близкой к балансировочной, на высоте не менее 300 м РТ перемещается в положение «максимально на себя» примерно за 3-4 с и фиксируется в этом положении при одновременном уменьшении оборотов двигателя до минимальных. Во время переходного процесса усилие на РТ должно быть все время «тянущим», а дельталет после резкого уменьшения и нескольких колебаний угла тангажа, должен перейти к режиму установившегося планирования на максимальной скорости. После этого можно провести оценку продольной динамической устойчивости дельталета при переходном процессе из режима сваливания в горизонтальном полете на минимальных оборотах двигателя в режим планирования на максимальной скорости, затем процессы повторяют с увеличением темпа перемещения РТ до 2 с и в заключение до 1 с. Появление на РТ «толкающего» усилия после ее перемещения в положение «максимально на себя» будет свидетельствовать о динамической неустойчивости дельталета.

Одной из особенностей поперечной статической устойчивости дельталета является влияние на нее эксплуатационных факторов: угла атаки и полетной массы (рис. 15).

Рис. 15. Влияние эксплуатационных факторов на степень поперечной статической устойчивости

При оценке путевой статической устойчивости при полете на малых углах атаки и высоких скоростях следует учитывать возможность смещения бокового фокуса вперед, что может привести к потере путевой устойчивости (рис. 16).

Рис. 16. Возможное изменение положения бокового фокуса и ЦМ дельталета при уменьшении угла атаки

С учетом указанных особенностей разработаны методы и критерии для оценки поперечной и путевой статической устойчивости дельталета.

Оценку поперечной динамической устойчивости дельталета можно проводить методом «ускоряющихся перекладок» с постепенным увеличением угловой скорости крена. Такой метод в наибольшей степени дает возможность распознать признаки поперечной динамической неустойчивости дельталета, причиной которой является действие аэроинерционного момента крена (рис. 4).

Pages:     | 1 |   ...   | 2 | 3 || 5 |






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