Домой

Теоретико-экспериментальное исследование летательного аппарата на воздушной подушке




Скачать 238.39 Kb.
НазваниеТеоретико-экспериментальное исследование летательного аппарата на воздушной подушке
Дата03.04.2013
Размер238.39 Kb.
ТипИсследование
Содержание
Общая характеристика работы
Краткое содержание работы
Публикации по теме диссертационной работе
Подобные работы:


УДК 629.7.01 На правах рукописи


ВАВИЛОВ ИГОРЬ СЕРГЕЕВИЧ


ТЕОРЕТИКО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ


Специальность - 05. 07. 07 «Контроль и испытание летательных аппаратов и их систем»


АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание учёной степени

кандидата технических наук


ОМСК -2011


Работа выполнена в ФГБОУ ВПО «Омский государственный технический университет».


Научный руководитель –доктор технических наук, профессор, профессор кафедры «Авиа- и ракетостроение» ОмГТУ Кузнецов Виктор Иванович


Официальные оппоненты: доктор технических наук, про­фессор, заведующий кафедрой «Основы теории механики и автоматического управления» ОмГТУ Бурьян Юрий Андреевич;


кандидат технических наук, Генеральный директор ОАО "Омское моторостроительное конструкторское бюро" Костогрыз Валентин Григорьевич.


Ведущая организация: ПО "ПОЛЕТ" - Филиал ФГУП "ГКНПЦ им. М.В.Хруничева" г.Омск

Защита состоится 30 декабря 2011 г. в 14.00 на заседании диссертационного совета Д 212.178.13 при ФГБОУ ВПО «Омский государственный технический университет» по адресу: 644050, г. Омск-50, проспект Мира, 11, ауд. 6-340


С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Омского государствен-ного технического университета.


Отзывы на автореферат в двух экземплярах с подписью составителя, заверенные гербовой печатью организации, просим направлять в адрес диссертационного совета Д 212.178.13.


Автореферат разослан ноября 2011 г.


Учёный секретарь

диссертационного совета,

к.т.н., доцент Яковлев А.Б.


^ ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ


Актуальность работы. Аппарат на воздушной подушке (АВП) - транспортное средство для движения по суше, воде, специальным путям, использующее воздушную подушку как средство создания подъёмной силы для отрыва аппарата от опорной поверхности или разгрузки наемного дви­жителя. Самоходные АВП не контактирующие с опорной поверхностью относятся к классу летательных аппаратов (ЛА) и снабжаются необходимыми устройствами для стабилизации движения и управления полетом.

В настоящее время огромный потенциал, имеющийся у ЛА на воздушной подушке, полностью не раскрыт. Эксплуатация летательных аппаратов на воздушной подушке (ЛАВП) может найти более широкое применение в транспортной системе РФ. Уникальны вездеходные качества летательных аппаратов на воздушной подушке. Эта особенность данного класса машин делает их незаменимыми в таёжных районах и районах Крайнего Севера РФ. Однако, из-за низкой эффективности эксплуатации и низкой надёжности в определённом диапазоне скоростей передвижения, остаётся ряд нерешённых технических проблем, сдерживающих широкое распространение ЛАВП в транспортной системе страны. Такими нерешёнными проблемами являются проблемы создания ЛАВП, устойчивых при высоких скоростях передвижения (в настоящее время ЛАВП эксплуатируется в узком интервале скоростей), пробле-мы определения их лётных и эксплуатационно-технических характеристик, проблемы сноса ЛАВП под действием бокового ветра.

Невозможность на данный момент времени радикальным образом решить эти задачи снижает решимость потенциальных инвесторов вкладывать средства в производство и эксплуатацию аппаратов на воздушной подушке. В настоящее время рентабельность этих машин невысока.

Работа посвящена исследованию устойчивости ЛАВП и разработке спосо-бов её повышения по тангажу: нейтрализация негативного явления «зарывания» носовой части аппарата в опорную поверхность на высоких скоростях движе-ния.

При движении ЛАВП на аппарат действуют в горизонтальной плоскости сила тяги винта, направленная вдоль оси винта в сторону движения и сила сопротивления воздушного потока, тормозящая летательный аппарат. Эти силы создают опрокидывающий момент, который стремится пригнуть нос аппарата к опорной поверхности. В вертикальной плоскости на ЛАВП действует подъёмная сила, приложенная к центру давления аппарата и сила тяжести, которая приложена к центру тяжести аппарата. Действие этой пары сил создаёт восстанавливающий момент, этот момент задирает нос ЛАВП и уравновешивает опрокидывающий момент.

В процессе набора скорости движения восстанавливающий момент меня-ется слабо, его можно считать постоянным. Опрокидывающий момент является функцией скорости. Увеличение скорости движения летательного аппарата (ЛА) есть следствие увеличения тяги винта. С увеличением скорости увеличивается сила сопротивления набегающего воздушного потока, т.о. опрокидывающий момент значительно возрастает. При достижении критической скорости движения ЛАВП опрокидывающий момент превышает восстанавливающий и аппарат «зарывается» носом в несущую поверхность.

Технически наиболее простым в реализации и эффективным в эксплуата-ции путём решения проблемы «зарывания» является установка в носовой части ЛАВП подъёмного аэродинамического крыла с потребной подъёмной силой.

Принцип действия устройства основан на возникновении дополнительного восстанавливающего момента от подъёмной силы, возникающей при перемеще-нии крылового профиля в воздушной среде, который, наряду с восстанавливаю-щим моментом воздушной подушки, нейтрализует опрокидывающий момент.

В работе дополнительно решена проблема сноса ЛАВП под действием бокового ветра. Предлагается установить в днище аппарата выдвижное следя-щее устройство. Данное устройство призвано, в ответственный момент, осу-ществлять устойчивую связь ЛАВП с опорной поверхностью при минимальном сопротивлении движению ЛА. Данное устройство представляет собой диск-колесо, установленное на управляемой раме. Гидравлический привод рамы осуществляет необходимое прижимное усилие колеса к деформируемой опор-ной поверхности, сохраняя устойчивую связь. Стенки колеи, образуемой коле-сом, препятствуют боковому сносу ЛАВП.

Разработка устройств повышающих устойчивость ЛАВП по тангажу и рыс-канью повысит эффективность использования и расширит область применения ЛАВП, поднимет уровень безопасности полётов и надёжность ЛАВП. Данная задача является актуальной и важной научно-технической проблемой и имеет перспективное научное направление в машиностроении.

Целью работы является разработка метода повышения эксплуатационных характеристик ЛАВП, основанного на установке аэродинамического подъём-ного крыла.

Для реализации поставленной цели необходимо решить следующие основ-ные задачи:

  1. Проанализировать проблемы существующих методов повышения эксплуатационных характеристик ЛАВП;

  2. Разработать математическую модель расчёта тяговооружённости ЛАВП;

  3. Разработать программу проведения физического модельного эксперимен-та с целью проверки эффективности соплового метода повышения устойчи-вости по тангажу ЛАВП;

  4. Провести анализ результатов модельного эксперимента для получения картины газодинамических процессов, происходящих в трубопроводах гибкого ограждения и воздушной подушки ЛАВП;

  5. Разработать методику расчёта параметров аэродинамического крыла и места его расположения на корпусе ЛАВП;

  6. Разработать программу проведения полунатурного эксперимента, с целью выявления достоинств и недостатков аэродинамического метода повышения устойчивости по тангажу ЛАВП;

  7. Провести анализ результатов полунатурного эксперимента для получения картины газодинамических процессов, происходящих при совместной работе корпуса ЛАВП и аэродинамического крыла.


Объекты исследования. Аэродинамическая модель ЛАВП с секционным днищем; аэродинамическая модель ЛАВП с подъёмным аэродинамическим крылом.

Методы исследования. В работе были использованы методы теоретичес-кого и экспериментального исследования. При теоретическом исследовании с использованием классических законов физики и аэрогазодинамики была построена математическая модель.

При экспериментальном исследовании были проведены однофакторные полунатурные эксперименты с аэродинамическими моделями ЛАВП: с секционным днищем и с подъёмным аэродинамическим крылом.


Научная новизна работы состоит в следующем:

1) разработан эффективный способ борьбы с «зарыванием» ЛАВП;

2) разработана математическая модель газодинамических процессов в воз-душной подушке ЛАВП с секционным днищем;

3) разработана математическая модель газодинамических процессов, проис-ходящих при совместной работе корпуса ЛАВП и аэродинамического кры-ла;

4) разработана методика расчёта оптимальных характеристик аэродина-мических крыльев, размещению их на корпусе ЛАВП при его эксплуатации в широком диапазоне режимов работы.


Практическая ценность работы

1. Разработанная методика позволяет получать оптимальные данные для реализации аэродинамического способа повышения устойчивости по тангажу ЛАВП, размещению крыла на корпусе ЛАВП при эксплуатации в широком диапазоне режимов полёта, что позволит расширить допустимые области применения ЛАВП, повысит надёжность и безопасность полётов.

2. Разработанная методика позволяет проводить опережающие исследова-ния проектируемых ЛАВП для определения критической скорости движе-ния и физических процессов, происходящих при совместной работе корпуса ЛАВП и аэродинамического крыла.

3. Предложен эффективный способ борьбы со сносом ЛАВП под действием бокового ветра.


На защиту выносятся:

  1. Результаты теоретического исследования сопловой способа повышения устойчивости ЛАВП по тангажу: математическая модель расчёта тягово-оружённости и модель процесса возникновения воздушной подушки.

  2. Результаты экспериментального исследования соплового метода повыше-ния устойчивости ЛАВП по тангажу, которые совместно с теоретически-ми исследованиями доказывают его неэффективность.

  3. Способ повышения устойчивости ЛАВП по тангажу подъёмным аэро-динамическим крылом;

  4. Результаты теоретического и экспериментального исследования модели ЛАВП при работе с аэродинамическим крылом.

  5. Методика и математическая модель расчёта устойчивости ЛАВП при совместной работе с подъёмным аэродинамическим крылом.

  6. Способ повышения устойчивости ЛАВП при воздействии бокового ветра.


Структура и объём диссертации. Диссертационная работа состоит из введе-ния, трёх глав, заключения, списка использованной литературы и приложе-ний. Работа содержит 145 страниц основного текста, включая 87 рисунков и 4 таблицы; список использованной литературы (33 наименования) на 3 страницах; 7 приложений на 29 страницах. Всего 177 страниц.


Апробация работы. Основные положения и результаты диссертационной работы докладывались на всероссийской научно-технической конференции «Россия молодая: передовые технологии в промышленность» (Омск, ноябрь 2008 г.); II Всероссийской молодёжной научно-технической конференции «Россия молодая: передовые технологии в промышленность» (Омск, апрель 2009 г.); семинарах и заседаниях кафедр Омского государственного технического университета.


Публикации. Материалы диссертационной работы изложены в 6 работах, 2 из которых представляют публикации в журналах, входящие в перечень ведущих рецензируемых изданий, рекомендованных ВАК для опубликования материалов диссертационных работ.


^ КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ


Во введении обоснована актуальность темы, сформулированы цель рабо-ты, научная новизна, задачи и положения, выносимые на защиту, сформули-рована практическая значимость работы.

В первой главе выявлена сущность «зарывания». На рис. 1 показана схема возникновения эффекта «зарывания» при движении ЛАВП.




Рисунок 1 - Схема возникновения эффекта «зарывания» при движении летательного аппарата на воздушной подушке

При движении ЛАВП на аппарат действуют в горизонтальной плоскости сила тяги винта Рв., направленная вдоль оси винта в сторону движения и сила сопротивления воздушного потока Рс., тормозящая ЛА. Эти силы создают оп-рокидывающий момент Мопр., который стремится пригнуть нос аппарата к земле. В вертикальной плоскости на ЛА действует подъёмная сила Рпод., при-ложенная к центру давления машины (центр давления (ц.д.) –точка прило-жения равнодействующих всех аэродинамических сил, действующих на ЛА) и сила тяжести G, которая приложена к центру тяжести (ц.т.) аппарата (см. рис. 1). Действие этой пары сил создаёт восстанавливающий момент Мвосст., этот момент задирает нос ЛА и уравновешивает опрокидывающий момент.

В процессе движения восстанавливающий момент меняется слабо, его мож-но считать постоянным. Его изменение в основном связано со смещением ц.т., вследствие движения пассажиров в салоне аппарата, либо изменением уровня топлива в топливных баках.

Опрокидывающий момент является функцией скорости. Увеличение ско-рости движения ЛА есть следствие увеличения тяги винта. С увеличением скорости увеличивается сила сопротивления набегающего воздушного потока, т.е. опрокидывающий момент значительно возрастает. При достижении критической скорости движения ЛА опрокидывающий момент превышает восстанавливающий и аппарат «зарывается» носом в опорную поверхность.

Также в первой главе содержится литературный обзор по теме диссерта-ции, в котором приведены имеющиеся на данный момент разновидности ЛАВП, сформулированы основные принципы динамического поддержания, дана историческая информация и сформулирован круг проблем, возникающих при практическом использовании ЛАВП.


Во второй главе проведено теоретическое и экспериментальное иссле-дование явления «зарывания» ЛАВП, предлагается решение проблемы боко-вого сноса ЛАВП под действием ветра. Проблема сноса ЛАВП была решена устройством, представляющим из себя металлическую раму, шарнирно крепящуюся к силовому шпангоуту днища ЛАВП. На раме устанавливается дисковое колесо, выполненное с острой кромкой для минимизации сопротив-ления при контакте с опорной поверхностью. Рама с колесом имеет возмож-ность выдвигаться из-под юбки гибкого ограждения до соприкосновения с опорной поверхностью, этому способствует гидропривод, он же исполняет роль демпфера при движении над неровной поверхностью.

Важной особенностью данного устройства является возможность уста-навливать его на уже существующие ЛАВП, не требуя создания отдельных производств.

В данной главе диссертации была доказана неэффективность способа борьбы с «зарыванием» ЛАВП перераспределением потоков воздуха в гиб-ком ограждении (сопловой метод). Данный способ приведён в патенте Рос-сии № 2256569 В60V1/12 «Аппарат на воздушной подушке (варианты)», зая-витель –Федеральное государственное унитарное предприятие «Централь-ный аэрогидродинамический институт им. профессора Н.Е. Жуковского» (ЦАГИ).

Воздушная подушка здесь представлена в виде расположенного по пери-метру корпуса ЛАВП, соединённого с конусными элементами, в полости этих элементов расположены датчики давления. Воздуховод разделён мембранами на полости, каждая из которых соединена с соответствующим вентилятором и оснащена заслонкой, отклоняемой приводом.

Принцип работы состоит в следующем. В случае появления эффекта «зарывания» давление в носовых конусных элементах из-за уменьшающегося зазора между опорной поверхностью и гибким ограждением автоматически повышается до уровня давления в воздуховоде, давление же в кормовых конусных элементах падает. Разность давлений приводит к восстановлению горизонтального положения судна. Этим обеспечивается продольная статическая устойчивость.

В этой же главе представлена математическая модель расчёта тяговоору-жённости ЛАВП.

Математическая модель расчёта тяговооружённости ЛАВП состоит из

линейных уравнений - газодинамической функции давления для нагнетателя (1); температурной газодинамической функции для воздушного потока, проходящего через нагнетатель (2); критической скорости (3); потерей давления на трение (4); уравнения состояния газа (5); газодинамической функции для давления в сечении соплового аппарата (6); уравнения скорости истечения воздуха через сопла (7); температурной газодинамической функции для области соплового аппарата (8); уравнения состояния газа, истекающего из сопла (9); массового секундного расхода воздуха (10); подъёмной силы, создаваемой соплами (11); тяговооружённости ЛАВП (12).

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

(7)

(8)

(9)

(10)

(11)

(12)

Были представлены результаты экспериментального исследования сопло-вого способа борьбы с «зарыванием» ЛАВП и произведён их анализ.

Экспериментальная установка (рис.2) состояла из аэродинамической моде-ли ЛАВП (1), неподвижной рамки (2); весов электронных (3), вентиля (4) и компрессора (5).

В эксперименте снимались два типа показаний: величина подъёмной силы в ньютонах (при наличии неподвижной рамки (2)) и угол отклонения гори-зонтального сечения ЛАВП от линии горизонта α (в градусах).

Эксперимент проводился для случаев всех открытых соплах, открытых соплах носа и открытых соплах кормы модели ЛАВП.




Рисунок 2 - Экспериментальная установка для исследования соплового метода борьбы с «зарыванием»


Экспериментальные исследования показали, что вне зависимости от сте-пени открытости сопел, величина подъёмной силы меняется слабо, изменения угла α во всех трёх случаях не были зарегистрированы измерительным инструментом и оставались на уровне 0.

Результаты эксперимента представлены в виде таблицы значений (см. табл. 1)

Проведён анализ полученных экспериментальных данных, определены аэродинамические характеристики нагнетательной установки, используемой в эксперименте, рассчитаны гидравлические сопротивления в гибком ограж-дении модели ЛАВП при различных способах истечения, получена динами-ческая картина образования воздушной подушки ЛАВП с секционным дни-щем.


Таблица 1 - Результаты экспериментальных исследований с погрешностями

№ п/п

mвых, кг

Р, Н

, Н



, Н

, Н

α,

град.



все сопла открыты

0,102

0,105

0,104

0,103

0,9996

1,029

1,0192

1,0094

1,0143

1,6∙10-4

0,0063

1,0143±0,01

0

открыты

сопла носа

0,095

0,099

0,100

0,097

0,931

0,9702

0,98

0,9506

0,958

4,72∙10-4

0,0109

0,958±0,017

0

открыты сопла кормы

0,098

0,102

0,099

0,100

0,9604

0,9996

0,9702

0,980

0,9775

2,79∙10-4

0,0084

0,9775±0,013

0



Математическая модель процессов, происходящих при сопловом регули-ровании устойчивости ЛАВП поясняется рисунком 3 и состоит из линейных уравнений –моментов силы тяжести (13); давления в носовой части ЛАВП в момент отрыва от опорной поверхности в эксперименте (б) (14); давления в носовой части ЛАВП на установившемся режиме полёта в эксперименте (б) (15); потерь удельной энергии в щели при перетекании воздуха в полость кормы в эксперименте (б) (16); расхода воздуха через щель (17); скорости воздуха в щели (18); потерь давления в щели (19); давления в полости кормы в эксперименте (б) (20); подъёмной силы, образуемой (21); суммарной подъёмной силы в эксперименте (б) (22); давления в кормовой части в эксперименте (в) (23); расхода воздуха через щель в эксперименте (в) (24); скорости в щели в эксперименте (в) (25); суммарной подъёмной силы в эксперименте (в) (26).



Рисунок 3 - Схема образования воздушной подушки модели ЛАВП при открытых соплах носа: а –момент отрыва от опорной поверхности; б –установившийся режим полёта.

(13)

(14)

(15)

, (16)

(17)

(18)

(19)

= (20)

Т3= (21)

Т(б)23=+ Т3 (22)

(23)

(24)

(25)

Т(в)23= Т2+ (26)



Рисунок 4 - Схема возникновения восстанавливающих и опрокидывающих моментов в случаях закрытых кормовых сопел (а) и закрытых носовых сопел (б).

Был определён баланс моментов подъёмных сил в экспериментах (б) и (в).

Математическая модель моментов сил поясняется рисунком 4 и состоит из линейных уравнений: восстанавливающего момента в эксперименте (б) (27);

подъёмной силы сопел в эксперименте (б) (28); опрокидывающего момента от избыточного давления воздуха, перетекающего из полости носа в полость кормы модели ЛАВП (29); подъёмной силы сопел в эксперименте (в) (30); момента от подъёмной силы сопел в эксперименте (в) (31); восстанавливаю-щего момента от избыточного давления воздуха, перетекающего в носовую часть гибкого ограждения модели ЛАВП (32).

(27)

(28)

(29)

(30)

(31)

(32)

Исследование показало, что .

Проведённый эксперимент и анализ его результатов опроверг предположе-ние о возможности повышать устойчивость ЛАВП по тангажу перераспреде-лением потоков воздуха в гибком ограждении.


В третьей главе было проведено теоретическое и экспериментальное исследование аэродинамического способа повышения устойчивости ЛАВП. Рассматривались физические основы метода повышения устойчивости по тангажу вводом в конструкцию ЛАВП подъёмного аэродинамического крыла с фиксируемым или варьируемым углом атаки.

На рис. 5 показана схема возникновения дополнительного восстанавлива-ющего момента Мкр, создаваемого аэродинамическим крылом.




Рисунок 5 - Схема возникновения явления «зарывания» и компенсации его подъёмной силой крыла.

Условие устойчивости по тангажу записывается в виде: Мопр.восст.кр.

Далее приведена математическая модель расчета опрокидывающего и восстанавливающего моментов, определение искомого аэродинамического момента крыла, выведены параметры крыла и общие рекомендации по конструированию.

Математическая модель состоит из линейных уравнений – абсциссы и ординаты ц.т. ЛАВП (33)-(34); точки ц.д. ЛАВП (35); восстанавливающего момента (36); формулы полного сопротивления движению ЛАВП (37); опрокидывающего момента (38); необходимого момента крыла (39); необходимой величины подъёмной силы крыла (40); характерной площади и хорды крыла (41)-(42); коэффициента подъёмной силы (43).

(33)

(34)

xц.т.= хц.д.= Sобщ/ Fобщ (35)

Мвосст. = Рпод. lвосст. (36)

(37)

Мопр.= (38)

Мкр.= Мопр –Мвосст. (39)

Рккр.к. (40)

(41)

(42)

(43)

Разработанная математическая модель (33)-(43) решалась численным способом на ПК. Результаты теоретического расчёта позволили предложить ряд простых рекомендаций по устранению явления «зарывания»:

- для эффективной борьбы с явлением «зарывания» требуется увеличивать обтекаемость корпуса ЛАВП;

- для эффективной борьбы с «зарыванием» требуется максимально умень-шить расстояние между осью тягового винта и точкой приложения силы лобового сопротивления;

- для эффективной борьбы с «зарыванием» требуется как можно дальше от ц.т. ЛАВП располагать аэродинамическое крыло.

Для проведения исследования подъёмной силы аэродинамического крыла ЛАВП была использована экспериментальная установка (рис.6) состоящая из аэродинамической модели ЛАВП (1), передаточного механизма (2), весов электронных (3), вентиля (4), влагоотделителя (5), фильтра (6), предохрани-тельного клапана (7) и компрессора (8).



Рисунок 6 - Экспериментальная установка

В эксперименте снимались показания электронных весов. Величина силы, снятая с электронных весов является разностью подъёмной аэродинамичес-кой силы крыла и силы тяжести модели ЛАВП.

В ходе эксперимента на модель ЛАВП действовали возмущения от воз-душной струи, вносящие погрешность в показания электронных весов. Дан-ные возмущения есть следствие силы, возникающей на корпусе при обтека-нии его воздушным потоком.

Процесс возникновения возмущений в носовой части модели представлен на рис. 7. Струя воздуха из компрессора в эксперименте направлялась на аэродинамическое крыло модели ЛАВП, при этом часть кинетической энер-гии потока скоростью uкорп попадала на корпус модели, угол γ –угол, под ко-торым поток обтекает корпус. Составляющая скорости uкорп по оси y обоз-начена uкорп.y и воздействует на сечение I, которое в данной модели ЛАВП представлено ромбом со сторонами x и y, диагонали а=b. Равнодействующая сил давления воздушного потока Pкорп приложена в ц.д. фигуры, который совпадает с точкой пересечения диагоналей а и b. Расстояние от ц.д. фигуры до точки приложения подъёмной силы крыла обозначим а4.

Процесс возникновения возмущений в средней и кормовой части модели ЛАВП имеет ту же природу, что и в носовой части (рис. 8).

Момент силы, действующей на электронные весы, определяется по форму-ле: (44)

Величина силы, действующей на элементарную площадь корпуса модели ЛАВП: (45)



Рисунок 7 - Схема возникновения силы на корпусе модели ЛАВП под действием набега-ющего воздушного потока: I –сечение модели на которое действует составляющая скорос-ти потока uкорп.y; II –составляющие скорости потока uкорп.

Результатом эксперимента было нахождение величины силы Т в зависи-мости от скорости передвижения. Скорость движения симулировалась рас-стоянием l между выходным патрубком компрессора и крылом модели.

Результаты эксперимента приведены в табл. 2.




Рисунок 8 - Схема возникновения возмущений в средней и кормовой части корпуса модели ЛАВП

Таблица 2 -Результаты экспериментального исследования аэродинамической модели ЛАВП

l, м

f, кг

T, Н

, Н



, Н

, Н

0,12

0,11

0,12

0,13

0,11

1,078

1,176

1,274

1,078

1,1515

0,0088

0,0469

1,1515±0,075

0,20

0,13

0,17

0,14

0,15

1,274

1,666

1,372

1,47

1,4455

0,028

0,0837

1,4455±0,134

0,22

0,23

0,25

0,25

0,237

2,254

2,45

2,45

2,32

2,37

0,0096

0,049

2,37±0,078

0,25

0,07

0,09

0,08

0,1

0,686

0,882

0,784

0,98

0,833

0,016

0,0632

0,833±0,101

0,36

0,11

0,1

0,1

0,09

1,078

0,98

0,98

0,882

0,98

0,0064

0,04

0,98±0,064


Для регулируемых крыльев (с изменяемым углом атаки) была выведена зависимость угла атаки α от скорости движения u аппарата для регулиро-вания устойчивости и предупреждения эффекта «зарывания».

Устойчивое положение ЛАВП при движении описывается формулой:

Мвосст+ Мкр- Мопр=0 (46)

Расписав все составляющие уравнения (46), используя обозначения принятые для модели ЛАВП, получим:

Рпод.∙( xц.д.- xц.т)+ - ∙lопрок =0, (47)

здесь Мвосст= Рпод.∙( xц.д.- xц.т) –восстанавливающий момент (рис.5);

Мкр= -восстанавливающий момент крыла, здесь -относительная толщина крылового профиля;

Мопр=∙lопрок –опрокидывающий момент.

Получаем искомую зависимость . (48)

Для модели ЛАВП при наличии лишь воздушного сопротивления в диапа-зоне скоростей от 5 м/с до 50 м/с график зависимости α(u) представлен на рис. 9.


Рисунок 9 - График регулирования устойчивостью ЛАВП по тангажу изменением угла атаки α крыла при наличии только аэродинамического сопротивления (на примере экспериментальной модели ЛАВП)


Дальнейший анализ полученных экспериментом данных позволил допол-нить список рекомендаций по повышению устойчивости ЛАВП по тангажу:

- на всех режимах движения ЛАВП целесообразно использовать регулируе-мое аэродинамическое крыло;

- следует проектировать фюзеляж ЛАВП с минимальным набором наклон-ных поверхностей;

- следует выполнять аэродинамическое крыло разрезным.


ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В процессе выполнения диссертационной работы были получены следую-щие основные научные результаты:

1) доказана неэффективность соплового метода повышения устойчивости ЛАВП по тангажу;

2) разработана математическая модель расчёта тяговооружённости ЛАВП;

3) разработана программа проведения полунатурного эксперимента по ис-следованию соплового метода повышения устойчивости ЛАВП по тангажу, разработана экспериментальная установка;

4) проведено теоретическое исследование соплового метода повышения ус-тойчивости ЛАВП по тангажу, создана математическая модель газодинами-ческих процессов, происходящих в трубопроводах гибкого ограждения и воздушной подушки ЛАВП;

5) разработан эффективный способ повышения устойчивости ЛАВП по тангажу подъёмным аэродинамическим крылом;

6) разработана программа проведения полунатурного эксперимента по иссле-дованию аэродинамического метода повышения устойчивости ЛАВП по тан-гажу, выявлены его достоинства по сравнению с сопловым методом, разрабо-тана экспериментальная установка;

7) проведено теоретическое исследование аэродинамического метода повы-шения устойчивости ЛАВП по тангажу, создана математическая модель газо-динамических процессов, происходящих при совместной работе корпуса ЛАВП и аэродинамического крыла;

8) разработана методика математического расчёта параметров аэродинами-ческого крыла, приведены общие рекомендации по созданию аэродинамичес-ких крыльев и размещению их на корпусе ЛАВП;

9) предложен эффективный метод повышения устойчивости ЛАВП по рыс-канью.

Проведённые исследования раскрывают суть явления «зарывания» и позволяют предложить эффективный метод борьбы с ним. Исследования предполагают продолжение работ по совершенствованию аэродинамических качеств ЛАВП при совместной работе с крылом, разработке схем с управляемыми и разрезными крыльями, ориентиром и заключительным этапом которых является создание надёжных и безопасных ЛАВП. Наряду с другими методами повышения устойчивости ЛАВП, как то увеличение сопротивляемости боковому сносу установкой в днище выдвижного колеса, позволит эффективнее применять аппараты на воздушной подушке в народном хозяйстве РФ.


^ ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЕ


  1. Кузнецов В.И., Вавилов И.С. Летательный аппарат на воздушной подуш-ке//Россия молодая: передовые технологии в промышленность: Матер Все-российской науч.-техн. конф. 12-13 ноября 2008 г. Книга 1. –Омск: ОмГТУ, 2008 г. –с. 18-21.

  2. Кузнецов В.И., Вавилов И.С. Разработка способа предотвращения сноса летательного аппарата на воздушной подушке под действием бокового веет-ра// Россия молодая: передовые технологии в промышленность: Матер II Всероссийской молодёжной науч.-техн. конф. 21-22 апреля 2009 г. Книга 1. –Омск: ОмГТУ, 2009 г. –с. 7-10.

  3. Судно на воздушной подушке: пат. 81464 РФ: МПК В 60V 1/18/ Кузнецов В.И., Вавилов И.С.; заявитель Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Омский государственный техни-ческий университет» (ОмГТУ). -№ 20008140468; заявл. 13.10.2008; опубл. 20.03.2009.

  4. Амфибийное судно на воздушной подушке: пат. № 87128 РФ: МПК В60V 1/16/ Кузнецов В.И., Вавилов И.С.; заявитель: Государственное образова-тельное учреждение высшего профессионального образования «Омский государственный технический университет» (ОмГТУ). -№ 2009113524; заявл. 10.04.2009; опубл. 27.09.2009.


В том числе в изданиях, рекомендованных ВАК:


  1. Вавилов И.С. Целесообразность эксплуатации транспорта на воздушной подушке в условиях Заполярья и Крайнего Севера// Омский научный вест-ник: серия Приборы, машины и технологии, № 3 (60). –Омск: ОмГТУ, 2007. –с. 109-114.

  2. Вавилов И.С. Летательный аппарат на воздушной подушке: проблемы

остойчивости// Омский научный вестник: серия Приборы, машины и тех-нологии, № 2 (80). –Омск: ОмГТУ, 2009. –с. 133-136.


Скачать 238.39 Kb.
Поиск по сайту:



База данных защищена авторским правом ©dogend.ru 2014
При копировании материала укажите ссылку
обратиться к администрации
Уроки, справочники, рефераты