Методика определения и исследование пилотажных и летных характеристик экраноплана схемы «тандем» в продольном движении на этапе выбора параметров аэродинамической и объемно-массовой компоновок

Во Введении обоснована актуальность темы исследования, приведена степень
разработанности темы исследования, сформулирована цель и задачи диссертационной работы. Отмечены научная новизна и практическая значимость работы, отражены основные положения, выносимые на защиту.
В первой главе проведен обзор научной литературы по теме диссертационной работы.
В ходе обзора рассмотрены аэродинамические компоновки экранопланов и требования, предъявляемые к ним в процессе проектирования.
Проанализированы существующие методы оценки продольной устойчивости экраноплана и динамики его движения. Проведенный анализ показал, что в ряде случаев теоретические подходы по оценке устойчивости экранопланов дают противоречивые результаты, что затрудняет их использование.
Установлено, что использование существующих методик оценки устойчивости на начальных этапах проектирования экранопланов наталкивается на ряд проблем. Первая состоит в том, что существующие методики основаны, в основном, на использовании таких базовых понятий, как фокусы по углу атаки xF и отстоянию (относительному отстоянию) xFh . Оба
фокуса значительно перемещаются при изменении параметров полета. Вторая проблема состоит в том, что при вращении экраноплана (рассматривается вращение относительно центра масс xT ) изменяется его положение относительно подстилающей поверхности. Следовательно аэродинамические коэффициенты, их производные и положения фокусов так же зависят от положения центра масс экраноплана. Третья проблема. Структура критериев (условий)
Отмечено, что многообразие компоновок
экранопланов не дает однозначного ответа, какая из них является наиболее эффективной.
апериодической и, особенно, колебательной устойчивости описывается весьма сложными выражениями. Кроме этого, в основе методики и, соответственно, в записи условий широко используются производные аэродинамических коэффициентов по параметрам (углу атаки  , относительному отстоянию h и т.д.). Однако, известно, что зависимости аэродинамических коэффициентов экраноплана от полетных параметров существенно нелинейные. Поэтому определение производных аэродинамических коэффициентов с достаточной достоверностью требует значительного по объему исследования аэродинамики компоновки экраноплана. Особую проблему представляет определение вращательных производных аэродинамических коэффициентов.
Отмечается, что ввиду больших скоростей полета и близости поверхности экрана, необходимо точно знать возможность выполнения требуемого движения экраноплана в вертикальной плоскости, время его выполнения, потребные углы отклонения управляющих поверхностей, так как это напрямую связано с безопасностью полета экраноплана. Кроме того, э
Во второй главе представлена методика формирования математической модели аэродинамических характеристик экраноплана, определения демпфирующих составляющих сил и моментов с использованием программного комплекса ANSYS CFD. Представлена методика оценки продольной устойчивости на этапе проектирования на основе вычислительного эксперимента.
Приведены результаты вычислительного эксперимента по определению аэродинамических характеристик крыльев в случае отрывного и безотрывного обтекания. Достоверность полученых результатов подтверждена сравнительными оценками экспериментальных и расчетных данных [3, 20, 24].
Методика формирования математической модели аэродинамики заключается в представлении процесса проектирования экраноплана в виде ряда последовательных этапов. В свою очередь, под этапами понимается решение вполне определенных задач этапов проектирования в порядке, определенном целями и сложностью решения этих задач.
На первом этапе проектирования ставится одна из главных задач, это выбор параметров и оценка аэродинамического качества исследуемой компоновки экраноплана. При решении данной задачи с целью уменьшения объема аэродинамических расчетов в диссертационной
работе предлагается определять положение центра давления xД , то есть точки приложения
полной аэродинамической силы и на его основе выполнять пересчет аэродинамических коэффициентов для других положений центра масс.
Сформированная на первом этапе проектирования математическая модель аэродинамики экраноплана также позволяет оценить его статическую устойчивость и определить предельно заднюю центровку в первом приближении.
На втором этапе проектирования выполняется расчет аэродинамических характеристик и определяется положение центра масс, при котором исследуемый экраноплан будет устойчив, а эффективности органов управления достаточно для балансировки при заданных параметрах полета.
Для определенного на втором этапе диапазона центровок, выполняются аэродинамические исследования по нахождению вращательных производных экраноплана. В этом случае аэродинамические коэффициенты определяются выражениями вида:
краноплан имеет сложные перекрестные связи между каналами управления. Поэтому задание
управляющего воздействия по одному из каналов управления не должно приводить к возникновению движений, которые могут привести к возникновению угрозы безопасности полета. Требуется обеспечение высокой надежности исследования устойчивости и управляемости экраноплана должно еще на этапе предварительного проектирования, так ошибки проектирования, допущенные на этом этапе, могут быть неисправимыми на
последующих этапах.
По результатам исследований первой главы поставлена цель и сформулированы задачи
диссертационного исследования.
cxa cxa(,h,xТ,Vc)cxa1(h,1,Vc)cxa2(h,2,Vc)cxa3(h,3,Vc);
cya cya(,h,xТ,Vc)cya1(h,1,Vc)cya2(h,2,Vc)cya3(h,3,Vc)…
cz (h,x ,V ) c (h,x ,V ); ya Т c z ya Т c
mz mz(,h,xТ,Vc)mz1(h,1,xТ,Vc)mz2(h,2,xТ,Vc)mz3(h,3,xТ,Vc)… mz(h,x,V) m(h,x,V).
zТczzТc
Данная математическая модель используется при исследовании динамической устойчивости экраноплана под действием различных возмущений. Формирование математических моделей аэродинамики осуществляется с использованием программного комплекса AeroAnalitics 1.0 [8].
Таким образом, применение разработанной методики формирования математической модели аэродинамики экраноплана, является эффективным способом выбора аэродинамической компоновки экраноплана, отвечающей требованию высокого аэродинамического качества, и характеристикам устойчивости и управляемости на этапе предварительного проектирования.
Важную роль на характеристики устойчивости и управляемости экраноплана оказывают вращательные производные аэродинамических коэффициентов. Расчет данных коэффициентов производится с использованием программного комплекса ANSYS с применением динамических перестраиваемых сеток (Dynamic Mesh). С целью оценки точности и достоверности расчеты выполнены при различных условиях движения (частоте и амплитуде гармонических законов изменения параметров движения), положении центра масс, шага моделирования. Результаты расчетов сопоставлены с результатами других работ. В качестве базового закона движения используется гармонический закон изменения угловой скорости z и
вертикальной скорости h
позволили получить вращательные производные аэродинамических характеристик как вне экрана, так и в зоне действия экранного эффекта. Аэродинамические характеристики представляются в виде выражений, основанных на формуле Тейлора, представляющих собой разложение коэффициентов по кинематическим параметрам движения:
. Реализации соответствующих схем движения крыла (экраноплана)
m m mmz m…; c c ccz c… z z0 z z z z y y0 y y z y
(1)
Проведенные исследования показали, что разработанная методика позволяет определять вращательные производные с достаточной достоверностью. При этом особое внимание в ходе расчета следует уделять периоду колебаний Т и шагу времени моделирования t , так как именно этими параметрами в большей степени определяются значения получаемых коэффициентов. В зоне действия экранного эффекта выявлена зависимость вращательных производных аэродинамических коэффициентов, как от направления вращения экраноплана, так и от направления вертикальной скорости по отношению к экрану (рисунок 1). Кроме того, при колебаниях по вертикальной скорости, наблюдается различный характер изменения по времени, коэффициентов подъемной силы сya и продольного момента mz, полученных в
ANSYS, в сравнении с изменением коэффициентов, рассчитанных по формуле 1. Данный результат показывает, что изменение высоты полета оказывает существенное влияние на аэродинамические характеристики, и соответственно на характеристики движения экраноплана в зоне действия экранного эффекта.
Полученные результаты подтверждают факт, что экраноплан является существенно нелинейным объектом, что требует учета при исследовании его характеристик устойчивости и управляемости.
Рисунок 1 – Зависимость вращательных производных сz и mz крыла для положения ya z
xT  0,5, при различных относительных отстояниях h (z – передняя кромка крыла поворачивается вверх; z – передняя кромка крыла поворачивается вниз; ср – среднее значение коэффициента)
Решение задачи оценки устойчивости экраноплана в диссертационной работе предлагается выполнять с использованием трех подходов.
Первый подход основан на принятом в теории проектировании самолета понятии статической устойчивости по параметру. Предлагается следующий подход. Экраноплан считается статически устойчивым в продольном движении по параметру, если при изменении этого параметра возникают силовые факторы, стремящиеся устранить это изменение. Тогда при одновременном изменении угла атаки и отстояния должны быть выполнены следующие условия:
dcya  cy  cy d  0; dh h dh
x Д
(2) Данный подход предполагает контроль характера изменения положения центра давления
dmz c xД xД dh cy cy dh x xД dxД dhx 0. d ya1 hd hdД1  h T
 
относительно центра масс xТ в области заданных относительных отстояний h , углов атаки  , положений центра масс xТ . Статическая устойчивость будет обеспечиваться при условии обеспечения положения центра давления x Д позади центра масс xТ , при контроле за знаками и
величинами других составляющих этих выражений.
Второй подход основан на оценке статической устойчивости экраноплана с
использованием общепринятого подхода Иродова Р.Д. на основе понятий фокус по отстоянию xFh и фокус по углу атаки xF . Согласно выводу работы Иродова Р.Д., экраноплан считается
статически устойчивым при условии:
xFhxF 0. (3)
Первые два подхода позволяют, на основе сформированной математической модели аэродинамики первого этапа проектирования, оценить статическую устойчивость экраноплана в первом приближении и определить предельно заднюю центровку.
Третий подход состоит в оценке динамической устойчивости экраноплана в продольном движении. При этом предполагается совместное использование двух методик:
1. Оценка колебательной устойчивости экраноплана на основе положений, предложенных Иродовым Р.Д.
2. Оценка динамической устойчивости на основе имитационной модели возмущенного движения экраноплана.
Некоторые результаты применения данных подходов представлены в работах [1, 2]. Алгоритм решения задачи общего предварительного проектирования экраноплана с использованием предложенных методик формирования математической модели и оценки продольной устойчивости экраноплана представлен в виде блок схемы, приведенной в главе 2.
В последнем разделе второй главы представлены особенности оценки продольной устойчивости экраноплана в условиях, когда dcy 0. Представленые результаты позволяют
dh
сделать вывод, что в этом случае положение фокуса по отстоянию xFh не может
рассматриваться в качестве компонента критерия оценки продольной устойчивости экраноплана. Отмечается, что рассмотренная область углов атаки и отстояний при проектировании будет выводиться за пределы эксплуатационной области. Следует учитывать, что попадание в указанную область параметров в полете является вполне возможным.
В третьей главе представлена методика расчета и анализа летных характеристик экраноплана при различных стратегиях управления на основе компьютерного моделирования движения экраноплана в вертикальной плоскости.
Рассматривается система дифференциальных уравнений и кинематических соотношений управляемого движения экраноплана в вертикальной плоскости. Моделирование движения экраноплана на основе системы дифференциальных уравнений предполагает решение двух последовательных задач.
Первая задача заключается в определении балансировочных характеристик экраноплана на режимах установившегося движения с заданными параметрами. По сути предлагается решение системы дифференциальных уравнений путем уравновешения заданных параметров на заданном режиме полета с использованием методов теории автоматического управления. Алгоритм основан на регулировании левых частей системы дифференциальных уравнений на уровне заданных параметров движения путем изменения сил и моментов правых частей уравнений системы. Регулирование управляющих факторов сил и моментов осуществляется с помощью ПИД-регулятора. В качестве примера на рисунке 2 представлен алгоритм определения потребной тяги P силовой установки. Результатом решения системы являются значения управляющих факторов и, собственно, параметры полета.
Рисунок 2 – Блок-схема решения задачи определения потребной тяги P силовой установки
Вторая задача заключается в моделировании возмущенного движения экраноплана, которая предполагает решение данной системы уравнений в рамках задачи Коши. Начальными условиями являются параметры полета и полученные при решении первой задачи динамические условия балансировки экраноплана.
Оценка устойчивости экраноплана при действии возмущений определяется по результатам анализа параметров движения экраноплана в случаях изменения входных возмущений по заданному закону (типовому входному сигналу).
В диссертационной работе вводится и обосновывается понятие «стратегия управления» экранопланом в вертикальной плоскости. Стратегия управления представляет собой формализованное правило выбора параметров контроля движения на заданном режиме полета (рассматривается горизонтальный полет), управляющих параметров и связей между ними (рисунок 3).
При той или иной стратегии управления экраноплан занимает различные положения относительно поверхности экрана осуществляя горизонтальный полет. Этим реализуются
различные аэродинамические характеристики, которые, которые в свою очередь, определяют скорость полета, величину потребной тяги и, следовательно, расход топлива. По сути, решается задача оценки характеристик прямолинейного горизонтального полета при различных стратегиях управления.
Рисунок 3 – К описанию «стратегий управления» экранопланом в вертикальной плоскости
На основе полученной математической модели представления аэродинамических коэффициентов экраноплана, приведенной в главе 2, и системы дифференциальных уравнений движения экраноплана в вертикальной плоскости. В среде компьютерного моделирования Matlab&Simulink была реализована модель динамики движения экраноплана в вертикальной плоскости в виде программного комплекса. Разработанный программный комплекс позволяет определять балансировочные характеристики экраноплана, и исследовать динамические характеристики при различных типах внешних и управляющих воздействий. Результатом работы программы является информация о траектории движения аппарата и изменения его параметров по времени, что позволяет сформировать вывод о возможности реализации заданных движений рассматриваемой аэродинамической компоновки экраноплана.
В четвертой главе представлены результаты численных исследований влияния параметров аэродинамической и объемно-массовой компоновки экраноплана схемы «тандем» на его пилотажные и летные характеристики.
В качестве базового объекта исследования выбрана оригинальная аэродинамическая компоновка схемы «тандем» представленная на рисунке 4, а. Выполнены исследования аэродинамических характеристик на основе вычислительного эксперимента с использованием всего спектра возможностей программы ANSYS. Общий обзор, некоторых исследований, представлен в работах [1, 4-6, 24-27, 30, 31]. Результаты показали, что максимальным аэродинамическим качеством компоновка обладает при угле атаки   2 на относительном
отстоянии h  0,1, и достигает K 12 единиц.
В соответствии с методикой, изложенной в главе 2, произведена оценка статической
устойчивости данной компоновки экраноплана. Анализ взаимного положения центра масс xT и
центра давления xД при различных углах атаки  и относительных отстояниях h показал, что
при перемещении центра масс xT в сторону переднего крыла, область устойчивости экраноплана увеличивается (рисунок 5).
11

a) б) Рисунок 4 – Компоновка экраноплана схемы тандем:
a – несущая система экраноплана; б – экспериментальная модель экраноплана
а) б)
Рисунок 5 – Положение центра давления в зависимости от относительного отстояния h и угла
атаки  при различных положениях центра масс (а – xT  1,4757 , б – xT  1,2299 ) Оценка областей статической устойчивости, на основе взаимного положения фокусов
показала, что при относительном положении центра масс xT 1,2299 экраноплан обладает устойчивостью в области малых относительных отстояний h при угле атаки   2 (рисунок
6). При относительном положении центра масс xT  1,4757 , области относительных отстояний
h и углов атаки  , где экраноплан обладает устойчивостью, увеличиваются. Данный результат в целом совпадает с выводами работы Иродова Р.Д. В частности, указывает на сложность обеспечения устойчивости экранопланов схемы «утка» (схема «тандем») и ограниченности обеспечения устойчивости экраноплана только изменением положения центра масс.
а) б)
Рисунок 6 – Положение фокусов по отстоянию xFh и фокусов по углу атаки xF от
относительного отстояния h и угла атаки  при различных положениях центра масс (а – xT  1,4757 , б – xT  1,2299 )
Исследовано влияние положения горизонтального оперения на характеристики статической устойчивости базовой компоновки экраноплана. Результаты вычислений показали, что увеличение высоты установки горизонтального оперения приводит к смещению положения центра давления xД в сторону задней кромки (назад по полету). Причем с увеличением
относительного отстояния h, смещение возрастает, тем самым область устойчивости экраноплана увеличивается. Анализ взаимного положения аэродинамического фокусов на различных режимах полета при положении центра масс xT  1,2299 показал, что с увеличением высоты положения горизонтального оперения не наблюдается значительное изменение положения фокусов относительно центра масс xT . Однако, условие статической устойчивости Иродова Р.Д., выполняется лишь на некоторых режимах полета. В частности, экраноплан обладает статической устойчивостью при движении на углах атаки   0  2 и относительных отстояниях h0,55, но на данных относительных отстояниях действие экранного эффекта минимально.
На основе численного эксперимента выполнено исследование аэродинамических характеристик и статической устойчивости экраноплана с установленными на втором крыле шайбами и винглетами. Результаты численного эксперимента показали, что при движении экраноплана с углом атаки   0 прирост аэродинамического качества K за счет установки концевых шайб и винглетов составляет 38%, достигая значения K 18 единиц на отстоянии
h  0,1.
Анализ статической устойчивости на основе понятия центра давления xД показал, что
наличие концевых шайб и винглетов, приводит к смещению положения центра давления xД в сторону задней кромки (назад по полету) на относительных отстояниях h  0, 2 и смещению в
сторону передней кромки на относительных отстояниях h  0, 2 при всех полетных углах атаки
 . Таким образом, установка концевых шайб и винглетов увеличивает область статической устойчивости.
Кроме того, результаты численного эксперимента показали, что установка концевых шайб на втором крыле, препятствует поперечным перемещениям потока воздуха под крылом, что приводит к увеличению давления под носовой частью крыла и смещению фокуса по отстоянию
xFh в направлении передней кромки крыла. В частности, при движении экраноплана на отстояниях h  0,1 0, 4 и углом атаки   0 происходит смещение к передней кромке аэродинамического фокуса по отстоянию xFh на величину xFh  0,1 . Увеличение отстояния h  0, 4 приводит к смещению аэродинамического фокуса по отстоянию xFh в сторону задней кромки крыла и потере устойчивости. При движении экраноплана с углом атаки 2, экраноплан обладает статической устойчивостью на отстояниях h  0,15  0, 4 . При движении с
углом атаки   4 , экраноплан является статически неустойчивым.
С учетом полученных результатов по влиянию параметров компоновки на характеристики
статической устойчивости был разработан и исследован второй вариант компоновки схемы «тандем» представленный на рисунке 8, б. Результаты численного эксперимента показали, что при движении экраноплана с углом атаки   0 , максимальное аэродинамическое качество
K  16 единиц на отстоянии h  0,1.
Анализ положения центра давления xД при различных углах атаки  и относительных
отстояниях h для различных положений центров масс xT второго варианта компоновки показал, что при относительном положении центра масс xT 1,2299 и xT 1,4757 экраноплан
устойчив во всей рассматриваемой области параметров полета (рисунок 7). 13

Анализ зависимости положения аэродинамических фокусов на различных режимах полета для второго варианта компоновки показал, что при относительном положении центра масс
xT  1,2299 на режиме полета с относительным отстоянием h  0,1  0, 4 и углом атаки   0
экраноплан является устойчивым (рисунок 8). При других углах атаки область устойчивости экраноплана растет по мере увеличения высоты полета. При относительном положении центра масс xT 1,4757 области относительных отстояний h и углов атаки  , где экраноплан обладает устойчивостью, незначительно увеличиваются. Таким образом, экраноплан второй компоновочной схемы обладает большей устойчивостью по критериям Иродова Р.Д.
а) б)
Рисунок 7 – Положение центра давления от относительного отстояния h и угла атаки  при
различных положениях центра масс (а – xT  1,4757 , б – xT  1,2299 )
а) б)
Рисунок 8 – Положение фокусов по отстоянию и фокусов по углу атаки от относительного отстояния h и угла атаки  при различных положениях центра масс
(а – xT  1,4757 , б – xT  1,2299 )
С целью исследования динамических характеристик экраноплана определены вращательные производные исследуемых компоновок экраноплана. Результаты вычислительного эксперимента показали, что данные характеристики являются нелинейными и существенно зависят как от скорости изменения кинематических параметров, так и от изменения относительного отстояния от экрана. Для экспериментальной модели экраноплана,
изменение вращательных производных с
h показано на рисунке 9. Видно, что уменьшение относительного отстояния с h  0, 2 до
и m ya z
, при различных относительных отстояниях
h  0,35 приводит к уменьшению коэффициентов примерно на 35%, а при дальнейшем увеличении относительного отстояния, коэффициенты уменьшаются несущественно.
Рисунок 9 – Зависимость вращательных производных с
ya z
и m
экраноплана, при различных относительных отстояниях h ( xT  1,2299 , T  0, 2 )
Исследования летных и пилотажных характеристик выполнены для второго компоновочного варианта, поскольку он отвечает требованию высокого аэродинамического качества и является статически устойчивой. Крайним положением центра масс, при котором исследуемая компоновка отвечает условию статической устойчивости, является xT  1,2299 .
Расчет летных характеристик выполнен для положения центра масс xT 1,2299 и
xT  1,4757 при различной удельной нагрузке на крыло, которая составляла p  150 кг/м2 и
p250кг/м2 соответственно.
Расчеты по определению предельно-передней центровки показали, что при удельной
нагрузке на крыло p 150 кг/м2 и положении центра масс xT 1,2299, минимальная скорость горизонтального полета ограничивается не максимальным углом отклонения руля высоты в , а
углом атаки  , который можно реализовать на соответствующей высоте полета. Минимальной скоростью полета, при положении центра масс xT  1,2299 , на относительном отстоянии
h  0,14 является Vmin  60 м/с . В случае положения центра масс xT  1,4757 , минимальная скорость горизонтального полета ограничивается максимальным углом отклонения руля
высоты в , а потребный балансировочный угол атаки  уменьшается. Таким образом,
минимальной скоростью полета при положении центра масс xT 1,4757 на относительном
отстоянии h  0,14 является Vmin  65 м/с . Положение центра масс xT  1,4757 является
предельно-передней центровкой проектируемого экраноплана.
Анализ летных характеристик при различных стратегиях управления представлен на
рисунке 10. Видно, что при первой стратегии управления, когда производится балансировка по высоте h , измеряемой от центра тяжести летательного аппарата, на скорости полета V  80 м/с величина потребной тяги составляет P1167H (рисунок 10, а). При второй стратегии
управления на скорости полета V 80 м/с, величина потребной тяги соответствует P790H (рисунок 10, б). Полученные значения демонстрируют разницу между выбранными
стратегиями, а также позволяют оценить качество исследуемого экраноплана и расход топлива.
второй компоновки

а) б)
Рисунок 10 – Балансировочные характеристики исследуемой компоновки экраноплана
при различных стратегиях управления: а – первая стратегия; б – вторая стратегия (p150кг/м2,xT 1,2299)
Проведены исследования устойчивости экраноплана на основе компьютерного моделирования динамики его движения. В качестве возмущения задавался импульсный сигнал по ряду управляющих и внешних возмущений на различных режимах полета ( – приращение по углу атаки, в – приращение по углу отклонения руля высоты, h –
приращение по высоте полета, V – приращение по скорости полета, P – приращение по тяги двигателя). Результатами расчетов являются графические зависимости изменения параметров полета экраноплана по времени. На рисунках 11-13 изображены следующие зависимости: а – зависимость изменения высоты полета h [м]; б – зависимость изменения угловой скорости тангажа z [рад/с]; в – зависимость изменения скорости полета V [м/с].
Исследовано влияние изменения положения центра масс xТ на параметры полета экраноплана при возникновении возмущения   3 . Скорость полета V  80 м/с, высота полета h  1м . Результаты показывают, что при положении центра масс xT  1,2299 , после подействовавшего возмущения, экраноплан возвращается в исходный режим полета (рисунок 11-13). При положении центра масс xT 1,1 время затухания колебаний увеличивается, а при
xT  0,984 происходит потеря устойчивости.
а)
б)
в)
Рисунок 11 – Изменение параметров полета экраноплана по времени
привозмущениипоуглуатаки(xT 1,2299)
а)
б)
в)
Рисунок 12 – Изменение параметров полета экраноплана по времени
а)
привозмущениипоуглуатаки(xT 1,1)
б)
в)
Рисунок 13 – Изменение параметров полета экраноплана по времени
привозмущениипоуглуатаки(xT 0,984)
Проведенные исследования показали, что исследуемая компоновка экраноплана схемы «тандем» является устойчивой по широкому классу возмущений в области полетных параметров. Приведенные результаты исследования, демонстрируют преимущество применения компьютерного моделирования при исследовании динамических свойств экраноплана. В компьютерной модели появляется возможность задавать возмущения по любому параметру полета, и любого типа, что позволяет решать широкий класс задач по исследованию устойчивости и управляемости экраноплана на этапе предварительного проектирования. Следует отметить, что наполненность математической модели аэродинамики, оказывает существенное влияние на получаемые результаты.
Проведен расчет колебательной устойчивости исследуемой компоновки экраноплана по критерию Иродова Р.Д. Расчет выполнен для случая, когда экраноплан является статически не устойчивым. После подстановки необходимых значений в выражение по расчету колебательной устойчивости, получено:
c x
1y F ch z
2 xFh xFh   y iz  mz   1,1129  0. c 2
xT 
Данный результат показывает, что на данном режиме полета проектируемая компоновка
экраноплана удовлетворяет критерию колебательной устойчивости, несмотря на то, что условие 17
1y   2

статической устойчивости не выполняется. Это связано с тем, что в работе Иродова Р.Д. был сделан ряд допущений. Полученный результат, дополнительно подтверждает необходимость комплексного подхода к исследованию характеристик устойчивости экраноплана, на этапе предварительного проектирования.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В ходе проведенного диссертационного исследования получены следующие основные результаты:
1. Разработана методика формирования и математические модели аэродинамики экраноплана схемы «тандем» на различных этапах проектирования.
2. Разработана методика определения вращательных производных сил и моментов в продольном движении с применением CFD-технологий. Результаты показали, что в зоне
действия экранного эффекта существует зависимость вращательных производны сz , mz , с ya z ya
. Полученный результат подтверждают факт, что экраноплан обладает
существенно нелинейными аэродинамическими характеристиками и исследование его характеристик устойчивости с учетом вращательных производных является особо важной задачей проектирования.
3. Разработана комплексная методика оценки продольной устойчивости экраноплана на различных этапах проектирования. Результаты оценки влияния параметров аэродинамической компоновки на статическую устойчивость экраноплана схемы «тандем» показали, что изменение аэродинамической компоновки существенно влияет на положение аэродинамического фокуса по высоте. Так, наличие высоко расположенного стабилизатора позволяет избавиться от значительного перемещения фокусов при изменении отстояния. Установка концевых шайб и винглетов способствует перемещению фокуса к передней кромке, тем самым способствую увеличению статической устойчивости. Исследование динамической устойчивости экраноплана с применением компьютерного моделирования показало, что экраноплан является устойчивым по широкому классу возмущений в области эксплуатационных полетных параметров. Определен диапазон центровок исследуемой компоновки экраноплана, который соответствует значениям xT  1,2299-1,4757 . Сопоставление
результатов оценки устойчивости по критериям Иродова Р.Д. и применения компьютерного моделирования подтвердили необходимость использования комплексного подхода к оценке устойчивости экраноплана.
4. Разработана методика определения и алгоритмы, позволяющие определять потребные управляющие факторы и параметры горизонтального полета экраноплана при различных стратегиях управления. Расчет летных характеристик выполнялся в разработанной программе для ЭВМ. Результаты показали, что при различных стратегиях управления экраноплан занимает различные положения относительно поверхности экрана, что в свою очередь, влияет на получаемые летные характеристики. Так, когда производится балансировка экраноплана по высоте, измеряемой от центра масс, при скорости полета V  80 м/с величина потребной тяги
составляет P1167H, а при балансировке экраноплана по задней кромке на скорости полета V  80 м/с, величина потребной тяги соответствует P  790 H . Полученные значения
демонстрируют разницу между выбранными стратегиями.
5. Выполнены исследования аэродинамики и динамики движения компоновки экраноплана схемы «тандем», обоснованы рациональные параметры компоновки, выявлены особенности характеристик устойчивости и управляемости, основные летные характеристики, определены эксплуатационные диапазоны центровок. Выполнена оценка указанных свойств и характеристик от основных компоновочных параметров и параметров полета. Предложена оригинальная компоновка экраноплана схемы «тандем». Данная компоновка обладает аэродинамическим качеством на режимах экранного полета K  16 . Разработанный экраноплан
,
,отзнака и
m zz
обладает устойчивостью в широком диапазоне полетных параметров, при различных типах возмущений.
6. Разработаны программы: Aero_Analitics 1.0. «Программный комплекс исследования аэродинамических характеристик летательного аппарата»; Aerobatic 1.0. «Комплекс математического моделирования движения летательного аппарата вблизи поверхности раздела сред. Оценка продольной статической устойчивости экраноплана»; WIG. LINE 1.0. «Программа исследования маневренных характеристик летательного аппарата вблизи поверхности экрана». Данные программные комплексы позволяют исследовать аэродинамические характеристики летательного аппарата, формировать базы данных аэродинамических характеристик, проводить расчет и исследование характеристик продольной статической устойчивости, проводить исследование летных и пилотажных характеристик экраноплана.