Київський міжнародний університет цивільної авіації

Виноградський Павло Михайлович

УДК 629.735

МЕТОДИКА ОЦІНЮВАННЯ ВПЛИВУ ЗЛИВОВИХ ОПАДІВ НА АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛІТАЛЬНИХ АПАРАТІВ

Спеціальність 05.07.07 - випробування літальних апаратів та їх систем

АВТОРЕФЕРАТ

дисертації на здобуття наукового ступеня

кандидата технічних наук

Київ 2000

Дисертація є рукописом.

Робота виконана в Київському міжнародному університеті цивільної авіації Міністерства освіти і науки України.

Науковий керівник: доктор технічних наук, старший науковий співробітник

Іщенко Сергій Олександрович,

Київський міжнародний університет цивільної авіації,

професор кафедри аеродинаміки повітряних суден та безпеки польотів

Офіційні опоненти: доктор технічних наук, професор

Касьянов Володимир Олександрович,

Київський міжнародний університет цивільної авіації, завідувач кафедрою теоретичної механіки;

кандидат технічних наук, доцент

Куценко Олександр Васильович,

Державна льотна академія України,

доцент кафедри льотної експлуатації, аеродинаміки

і динаміки польоту

Провідна установа: Авіаційний науково-технічний комплекс

ім. О.К. Антонова

Захист відбудеться "20" вересня 2000 року о 15 годині

на засіданні спеціалізованої вченої ради Д 26.062.05

при Київському міжнародному університеті цивільної авіації

за адресою:

03058, Київ-58, проспект Космонавта Комарова 1, КМУЦА,

корпус 9, аудиторія 308

З дисертацією можна ознайомитися в бібліотеці КМУЦА, корпус 8.

Автореферат розісланий "27" серпня 2000 року.

Вчений секретар

спеціалізованої вченої ради А.Г. Баскакова

ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ

Актуальність роботи. Вплив погодних умов на безпеку та регулярність польоту літаків є постійно діючим фактором на протязі всього існування авіації. Одним із небезпечних явищ є інтенсивні зливові опади, що являють загрозу для польоту літака на етапах зльоту та посадки, оскільки встановлено суттєвий вплив опадів значної інтенсивності на коефіцієнти підіймальної сили та опору несучіх поверхонь. Норми льотної придатності та авіаційні правила вимагають встановлення характеристик літаків в усіх очікуваних умовах експлуатації, а розширення географії польотів літаків українського виробництва призводить до підвищення вірогідності попадання літака у такі умови, що достатньо поширені в окремих реґіонах земної кулі, хоча і є рідкісними в Україні.

Розвиток аеродинаміки, як авіаційно-космічної, так і промислової, внаслідок її величезної наукоємності у значній мірі визначає рівень технологічного розвитку держави. Достовірність результатів, отриманих теоретичними або чисельними методами, може бути підтверджена тільки у аеродинамічному експерименті. Це вимагає приділяти увагу розвитку експериментальних засобів аеродинамічного дослідження, основним з яких є трубний аеродинамічний експеримент.

Викладене показує актуальність проблеми та обумовлює вибраний метод дослідження.

Зв'язок програми з науковими програмами, планами, темами. Дослідження по напрямках дисертаційної роботи здійснювалися в рамках госпрозрахункових та держбюджетних науково-дослідних і дослідно-конструкторських робіт кафедри аеродинаміки повітряних суден та безпеки польотів.

Мета й задачі дисертаційної роботи. Метою роботи є оцінювання впливу інтенсивних зливових опадів на аеродинамічні характеристики літака. Для її досягнення поставлені та розв'язані такі задачі:

·

·

·

·

·

·

Об'єкт дослідження - аеродинамічні характеристики літаків.

Предмет дослідження - зміна аеродинамічних характеристик літаків в умовах зливових опадів.

Методи дослідження:

-

-

-

Наукова новизна роботи полягає в тому, що:

·

·

·

·

Практична цінність роботи полягає у тому, що:

·

·

·

·

Особистий внесок здобувача. У статтях, написаних у співавторстві, автором створені: методика реєстрації параметрів модельованих інтенсивних зливових опадів, методика обробки даних вагового аеродинамічного експерименту та представлення впливу інтенсивних зливових опадів на аеродинамічні характеристики літаків виконані автором. Загальна постановка задачі дослідження та вибір методу дослідження належить професору П.С. Лазнюку, конструкція тензоваг розроблена к.т.н., с.н.с., Р.Н. Павловським, дослідження характеру вихідних сигналів тензоваг на першому етапі виконане разом з к.т.н., с.н.с., О.І. Ждановим. Обговорення та узагальнення результатів проводилося разом зі співавторами.

Апробація результатів. Основні результати роботи та висновки досліджень докладалися та обговорювалися на наступних конференціях та науково-технічних семінарах:

-

-

-

-

-

Публікації. Матеріали дисертаційних досліджень опубліковано у 5 статтях у збірках наукових праць (з яких 1 - індивідуально), у 8 матеріалах та тезах п'яти науково-технічних конференцій.

Структура й обсяг роботи. Дисертаційна робота складається з вступу, чотирьох глав, висновків, списку літератури з 172 найменувань, додатку. Робота викладена на - 148 сторінках, містить 44 рисунки і 7 таблиць.

ЗМІСТ ДИСЕРТАЦІЙНОЇ РОБОТИ

У вступі розкрито важливість поставленої проблеми, обґрунтовано актуальність теми, зв'язок з науковою тематикою кафедри аеродинаміки повітряних суден та безпеки польотів КМУЦА, сформульовані мета і задачі, вказані об'єкт, предмет та метод дослідження. Викладено основні положення, що визначають наукове та практичне значення роботи, зазначено особистий внесок здобувача, наведено список публікацій та доповідей за темою дисертації.

У першому розділі розглянуто історію виникнення проблеми та сучасний стан досліджень впливу інтенсивних зливових опадів на аеродинамічні характеристики несучих поверхонь, розкрито джерела такого впливу та небезпечність для літаків на етапах зльоту та посадки. Розглянуто характеристики природних опадів і показано, що значення водності та інтенсивності на протязі зливи можуть за короткий час суттєво змінюватися. Виявилося, що наземні вимірювання дають занижені значення водності порівняно з отриманими у польоті за допомогою бортової системи вимірювання водності. Так, якщо вимірювання на землі давали значення водності порядку 1.1 г/м3, то при вимірюваннях з літака середнє значення водності склало 8.4 г/м3 при максимальному - 44 г/м3. Таким чином, при помірній інтенсивності опадів (37 мм/год.), отриманій на землі, польотні дані показали суттєво вищу інтенсивність, яка склала 200 - 300 мм/год. при максимальному рівні понад 1000 мм/год. Відмічено, що найбільша зафіксована у світі інтенсивність опадів становить - 1872 мм/год., а на території колишнього Радянського союзу - 1000 мм/год.

Показано, що проведені іншими авторами дослідження впливу інтенсивних зливових опадів стосуються тільки профілів та крил кінцевого розмаху. Задача розробки критеріїв подібності для переносу даних модельних експериментів на натуру не розв'язана, а її розв'язання вимагає великого об'єму досліджень. На основі аналізу стану проблеми зроблено висновок, що бажаним напрямом дослідження є розробка методик оцінки впливу інтенсивних зливових опадів на аеродинамічні характеристики повних компонувань літальних апаратів.

Проаналізовані можливі методи дослідження та показано, що альтернативи трубному ваговому аеродинамічному експерименту практично немає. Коротко охарактеризовано роль трубного експерименту, як основного інструменту дослідження нових аеродинамічних проблем, чим і обґрунтовано вибір указаного методу дослідження.

Наведено структуру аеродинамічного випробувального комплексу на базі аеродинамічної труби ТАД-2 КМУЦА, розглянуто його компоненти, склад вимірювального обладнання та стан методичного забезпечення аеродинамічного експерименту. Обґрунтовано необхідність постійного вдосконалення методик проведення експериментів та обробки даних вимірювань з метою підвищення точності й достовірності отримуваних результатів та ефективності експерименту.

Завершується перший розділ постановкою конкретних задач розробки та вдосконалення методичного забезпечення трубного аеродинамічного експерименту з моделюванням зливових опадів.

Другий розділ присвячено розробці методики та засобів моделювання інтенсивних зливових опадів у аеродинамічний трубі ТАД-2 КМУЦА. Обґрунтовано параметри модельованих зливових опадів та зв'язок між водністю, інтенсивністю опадів та спектром розмірів крапель.

Найбільш широко вживаний вираз для спектру розмірів крапель запропонували J.S. Marshall та W. McK. Palmer:

, (1)

де - розподіл крапель за розмірами у вигляді числа крапель в одному кубічному метрі повітря, що потрапляють в одиничний інтервал діаметрів , , , - інтенсивність дощу, мм/год. Водність визначиться інтегруванням виразу (1):

, (2)

де - щільність води у г/см3. Чисельні розрахунки згідно виразу (2) показали, що навіть у зливі максимальної інтенсивності 2000 мм/год. водність становить всього 85 г/м3 і зменшується до значень близько 10 г/м3 для вибраної нижньої межі інтенсивності опадів, що становить 100 мм/год.

Середній об'ємний діаметр крапель є важливою характеристикою спектру розмірів крапель і являє собою такий діаметр, що половина водності припадає на краплі більшого (меншого) розміру. Він обчислюється згідно виразу:

, (3)

де - середній у j_му діапазоні об'ємний діаметр, - число крапель, що потрапили у j-й інтервал, - кількість інтервалів, - повне число крапель у вибірці. Для природних опадів зі збільшенням інтенсивності середній об'ємний діаметр крапель збільшується.

На підставі літературних джерел проаналізовано перелік критеріїв подібності, які мають бути враховані при моделюванні інтенсивних зливових опадів. Повна аеродинамічна сила на профілі залежить від дев'яти безрозмірних параметрів:

, , , , ,

, , , .

де - щільність повітря, - щільність води; - кінематична в'язкість повітря; - кінематична в'язкість води; - поверхневий натяг на межі вода - повітря; - поверхневий натяг на межі вода - тверда поверхня; - поверхневий натяг на межі повітря - тверда поверхня; - середній об'ємний діаметр крапель; l - середня віддаль між краплями; b - хорда профілю; V - швидкість польоту; - кут атаки.

Аналіз показав, що у модельних трубних експериментах витримати всі параметри однаковими неможливо. Геометрична подібність вимагає збереження водності двофазного потоку на моделі та натурі однаковими, що й було вибрано головним критерієм. Спектр розмірів крапель було вирішено відтворити подібним до реального дощу.

Для досягнення максимальних значень водності 85 г/м3 при швидкості потоку у робочій частині аеротруби ТАД-2 до 42 м/с та допустимому розмахові моделі 2.8 м розрахована витрата води через установку для моделювання зливових опадів має складати 11 кг/с. Іншими вимогами, висунутими при розробці установки, були: розміри крапель 1 ... 8 мм, кут натікання крапель на модель у діапазоні 0 , можливість регулювання цих параметрів, простота й оперативність дистанційного керування установкою та контролю параметрів у ручному режимі, а також можливість вводу основних параметрів її роботи в ЕОМ.

Створена установка для моделювання зливових опадів являє собою встановлений у підшипниках з можливістю коливання навколо поздовжньої осі вертикальний трубчастий колектор, обладнаний приводом, що включає електродвигун з маховиком та кривошипно-кулісним механізмом, причому ексцентриситет кривошипу може бути встановлений заздалегідь. Нижня цапфа колектора виконана трубчастою і крізь неї по гнучкому шлангу підводиться вода. Вздовж трьох твірних колектора, розвернутих одна відносно одної, розташовані штуцери з конічною зовнішньою поверхнею та внутрішнім отвором 2.3 мм, на які встановлюються форсунки. Виготовлено три комплекти форсунок, що являють собою калібровані трубки з нержавіючої сталі з діаметрами прохідних отворів 1.0, 1.5 та 2.0 мм. Для управління установкою створено пульт, який забезпечує регулювання й вимірювання тиску води та частоти коливань колектора.

З метою реєстрації водності модельованих опадів розроблено методику та створено установку, що являє собою гребінку з 11 приймачів водності у вигляді трубок, спрямованих відкритим кінцем проти потоку та змонтованих в обтічному корпусі. Гребінка встановлюється у робочій частині труби, а приймачі водності з'єднуються трубопроводами з накопичувальними ємностями. Аналіз показав, що похибка вимірювання водності одним приймачем не перевищує 5%.

Для встановлення спектру розмірів крапель модельованих опадів розроблено методику та створено установку фотографічної реєстрації. Параметри установки вибрано виходячи з потрібної точності реєстрації розміру окремої краплі, що складає 0.5 мм. Похибка розміру одиничної краплі оцінювалася як діаметр диска нерізкості, приведеного до поля об'єкту, згідно виразу:

, (4)

де = 1:10 - масштаб зображення;   лін/мм,   лін/мм - роздільна здатність об'єктива "Pentakon" 3004 та фотоплівки КН-2 відповідно; = 0.024 - значення диску нерізкості на найбільш віддаленій від площини фокусування границі поля зображення. Для вибраних параметрів установки значення диску нерізкості у полі об'єкта не перевищує  .44 мм, що задовольняє висунутій умові про допустиму похибку вимірювання діаметру краплі.

При відлагодженні поля водності вдалося забезпечити його задовільну рівномірність при середніх значеннях 35 та 65 г/м3 для трьох комплектів форсунок, що створюють краплі різного спектрального складу. Проведені вимірювання показали, що форсунки діаметром 1.0, 1.5 та 2.0 мм задовільно відтворюють спектри крапель реального дощу інтенсивностями 600, 1000 та 2000 м/год. Це дозволяє вважати, що створено експериментальні установки й методику моделювання зливових опадів та реєстрації їхніх параметрів, яка відповідає поставленій задачі моделювання, а достовірність реєстрації параметрів підтверджена виконаним аналізом похибок вимірювання.

У третьому розділі проаналізовано існуючу методику вагового аеродинамічного експерименту в аеротрубі ТАД-2 на вагах 6КЕТВ, як передумову отримання достовірних даних про аеродинамічні характеристики випробуваного об'єкту. Показано, що існуюча методика має ряд недоліків і не враховує особливостей аеродинамічного випробувального комплексу. Для її вдосконалення виконані наступні дослідження.

На основі досвіду експлуатації проаналізовано метрологічні характеристики засобів вимірювання, що застосовуються у ваговому аеродинамічному експерименті. Розглянуто методики атестації вимірювальних підсистем та показано представлення їхніх похибок. Відмічено, що ваговий аеродинамічний експеримент складається з двох основних етапів - вимірювання навантажень на ваги без потоку (так зване "зняття нулів") та у потоці. Аеродинамічні коефіцієнти визначаються через різниці навантажень на компоненти ваг у потоці та без нього згідно виразів:

, (5)

де - сталі, що включають значення параметрів системи розкладання сил на вагах 6КЕТВ та характеристик моделі; - коефіцієнт навантаження на і-ту компоненту ваг;; , - навантаження на і-ту компоненту ваг у потоці та без нього відповідно; - швидкісний напір.

Проведено аналіз характеру зміни навантажень на ряд об'єктів на етапі зняття нулів. Показано систематичний характер зміни навантажень по куту установки об'єкту і запропоновано замість запам'ятовування значень навантажень виконувати їхню апроксимацію. Обґрунтовано використання для цього степеневих поліномів ступеня, не вищого за третій. Запропонована методика дозволяє зменшити кількість вимірювань без потоку, що забезпечує підвищення ефективності на цьому етапі експерименту у 2 - 3 рази.

Виконано дослідження характеристик системи розкладання сил 6-компонентних електротензометричних ваг 6КЕТВ, які застосовуються у ваговому аеродинамічному експерименті, та виявлено наявність механічного гістерезису. Для встановлення його впливу на результати вимірювань аеродинамічних коефіцієнтів сплановано та проведено на ряді об'єктів методичні продувки з запам'ятовуванням нульових навантажень при збільшенні та зменшенні кута встановлення об'єкту. Показано, що механічний гістерезис системи розкладання сил залишається постійним у потоці і без нього і не впливає на результати вимірювання аеродинамічних коефіцієнтів.

Для забезпечення достовірності вимірювань у потоці сплановано та проведено дослідження характеру вихідних сигналів вимірювальних каналів. В ході дослідження встановлено, що вихідні сигнали тензоперетворювачів ваг обтяжені значною шумовою складовою, а у деяких випадках мають ділянки з аномальними вимірюваннями. Поставлено задачу створення такої методики обробки вихідних сигналів при вимірюваннях у потоці, яка дозволила б у темпі експерименту виконати видалення шумової складової та аномальних ділянок. Показано, що для досягнення цієї мети має бути розроблений цифровий фільтр, який забезпечував би мінімальний зсув фаз фільтрованого та нефільтрованого сигналів.

Розробку фільтра виконано з використанням апарату імпульсної декомпозиції, що являє собою так звану "багаторівневу зустрічносмугову фільтрацію". Більшість імпульсних функцій не може бути записана у аналітичному вигляді, однак це можливо для квадрату передаточної функції. Нехай:

, (6)

де - біноміальні коефіцієнти. Тоді:

, (7)

де . Розглянемо як функцію W від , яка може бути подана у вигляді , причому корені W, що не дорівнюють по модулю 1, є парні та взаємно обернені, тобто кожному є відповідний . При U такім, щоб усі корені були по модулю суворо менші за 1, отримаємо фільтр, для якого доведено, що він має мінімальний фазовий зсув. Обчислені у такій постановці значення коефіцієнтів числового низькочастотного декомпозиційного фільтра на базі імпульсної функції "sym6" наведені у таблиці.

Значення коефіцієнтів низькочастотного декомпозиційного фільтра на базі імпульсної функції "sym6"

.0154 | .0035 | -.1180 | -.0483 | .4911 | .7876 | .3379 | -.0726 | -.0211 | .0447 | .0018 | -.0078

Мінімальний фазовий зсув фільтрованого сигналу відносно вихідної послідовності вимірювального сигналу необхідний для надійного встановлення положення (індексу у числовому масиві даних) екстремуму ділянки аномальних даних. Виявлення наявності такої ділянки виконується за робасним правилом Х'юбера "типу усіченого середнього", згідно якому аномальними вимірюваннями вважаються ті, що перевищують рівень 5.2 медіани абсолютних відхилень (MAD), відрахований від медіани даних. Як показали дослідження, за умови присутності у сигналі шумової складової, надійне встановлення наявності викидів неможливе. Фільтрація суттєво зменшує величину абсолютних відхилень і значно підвищує надійність виявлення викидів. Робасна процедура Х-84, розроблена згідно вказаному правилу, передбачає відкидання тільки тих даних, що виходять за межі 5.2 MAD, і обчислення середнього арифметичного для решти. Аналіз вихідних сигналів ваг 6КЕТВ показав, що при великих амплітудах викидів решта сигналу може мати невеликий розкид, що дозволяє вважати аномальними всі значення сигналів від медіани до екстремуму. Тому процедуру модифіковано таким чином, що відкидаються всі аномальні значення. Для збереження довжини вибірки послідовність даних доповнюється до заданої новими вимірюваннями і процедура формалізації аномальних ділянок повторюється до тих пір, поки всі аномальні ділянки, що перевищують заданий рівень розкиду, не будуть видалені. Ця процедура виконується у реальному часі у процесі проведення вимірювань і забезпечує зменшення випадкової складової похибки вимірювання на 30 - 50% порівняно з методикою простого усереднення.

Для перевірки ефективності даної методики була сформована вибірка довжиною 320 точок із результатів реальних вимірювань на протязі 16 с. Запропонована методика забезпечує надійне видалення аномальних ділянок.

Для того, щоб уникнути складного аналізу випадкових похибок вимірювання при наявності кореляції між вихідними сигналами компонент ваг був використаний метод одночасного вимірювання аргументів та обчислення миттєвих значень аеродинамічних коефіцієнтів згідно виразів (5). З метою забезпечення одночасності вимірювання навантажень на компоненти ваг та швидкісного напору було проаналізовано запізнення у підсистемах вимірювання швидкісного напору та навантажень і встановлено, що запізнення вимірювання швидкісного напору складає близько 0.1 с при відсутності запізнення вимірювання навантажень. Оскільки час дискретизації АЦП складає 125 мкс, а періодичність циклу опитування - 20 с-1, одночасними можна вважати такі дані, коли зсув між ними складає 0.1 с (два цикли опитування).

(8)

де - площа крила; , , - характерні розміри моделі для обчислення відповідних моментів; , , - сталі лінійні параметри моделі; , - сталі кутові параметри, що визначають положення моделі на підвісці ваг, - кут балки механізму, який забезпечує зміну кута атаки моделі.

Так, наприклад, для моделі пасажирського літака систематичні похибки аеродинамічних коефіцієнтів складають:

= = 0.016, = 0.04, = 0.007;= 0.004; = 0.07.

Випадкова похибка обчислювалася наступним чином. Після завершення вимірювання по миттєвим значенням фільтрованих сигналів обчислюються миттєві значення аеродинамічних коефіцієнтів, їхні оцінки маточікування у вигляді середнього арифметичного по вибірці, СКВ експериментальних даних та СКВ маточікування . Остання величина, розрахована для кожного аеродинамічного коефіцієнта, є мірою випадкової складової похибки його вимірювання і записується у вигляді:

. (9)

Для тої ж моделі літака СКВ маточікування при продувках становило:

= 0.003, = 0.008, = 0.001, = 0.0016, = 0.001, = 0.02.

Повне значення похибки вимірювання обчислюється як сума систематичної та випадкової складових. Аналіз обмеженого об'єму даних, отриманих у методичних експериментах, показав, що розподіл миттєвих значень усіх аеродинамічних коефіцієнтів як правило відрізняється від нормального, однак є одномодальним високоентропійним. Щоб уникнути необхідності обчислення параметрів розподілу випадкових величин у темпі експерименту, квантильний множник при СКВ маточікування вибраний рівним 1.6, що для таких розподілів відповідає довірчій вірогідності 90%. Оскільки систематична складова має свій знак, вихід значення вимірюваної величини за межі діапазону можливий тільки з одного боку, тому довірчу вірогідність слід вважати рівною Р = .95. Остаточно:

, (10)

де обчислюється для кожного кута установки об'єкта згідно виразам (8).

У четвертому розділі наведено результати дослідження впливу зливових опадів на аеродинамічні характеристики еталонного крила та моделі пасажирського літака у польотній, злітній та посадковій конфігураціях, проаналізовано достовірність отриманих даних і запропоновано методику оцінки впливу зливових опадів на аеродинамічні характеристики натурного літака за матеріалами трубних експериментів.

З метою підтвердження достовірності розробленої методики вагового експерименту наведено порівняння результатів продувок еталонного крила та моделі пасажирського літака з даними для них, отриманими в інших аеродинамічних трубах. Показано задовільну сходимість результатів. Так, для контрольного крила дані, отримані у ТАД-2, лежать у межах розходження даних, отриманих у трубах АТ-1 АНТК ім. О.К. Антонова, Т-102 ЦАГІ, А-6 НИИМ МГУ.

Далі показано вплив інтенсивних зливових опадів на аеродинамічні характеристики досліджених об'єктів для двох значень водності та трьох спектрів розмірів крапель.

Результати аналізу впливу інтенсивних зливових опадів на аеродинамічні характеристики крила та літака дозволив зробити висновок, що опади спричинюють суттєве погіршення характеристик, яке проявляється у збільшенні опору залежно від моделі, конфігурації та кута атаки на 5-40%, зменшенні максимального коефіцієнта підіймальної сили на 0.1 ... 0.3, або на 5 - 15%, похідної на 0.003 ... 0.010 1/град., або на 2.5 - 10%, критичного кута атаки на 1 ... 3.

При наявності опадів стійкість літака падає, а там, де похідна має малі абсолютні значення, з'являється нестійкість по куту атаки. На рис. видно, що у сухому повітрі нейтральна стійкість по куту атаки зафіксована при = 19. При наявності опадів точка нейтральності по куту атаки зміщується у бік менших кутів на 3 - 4. Аналогічна картина спостерігається і для інших конфігурацій.

Абсолютний вплив інтенсивних зливових опадів на аеродинамічну якість найбільший у польотній конфігурації, тобто там, де у сухому повітрі вона найбільша. При водності 65 г/м3, що відповідає інтенсивності 1700 мм/год., максимальна якість зменшується на 4 одиниці (20%), а значення зміщується у бік великих кутів атаки на 2. У інших конфігураціях абсолютне зменшення аеродинамічної якості падає, а відносне залишається приблизно однаковим.

Запропоновано просту методику представлення впливу зливових опадів на літак у вигляді залежностей відносних добавок аеродинамічних коефіцієнтів від безрозмірного кута атаки , приклад якої показаний на рис. 5. Відносні добавки обчислювалися згідно виразів:

, (11)

де - значення аеродинамічного коефіцієнта (, , , К) в умовах інтенсивних зливових опадів; - значення аеродинамічного коефіцієнта без опадів; - характерне значення аеродинамічного коефіцієнта (для коефіцієнтів: опору , підіймальної сили , моменту тангажу , якості ).

Безрозмірний кут атаки обчислювався як:

, (12)

де - поточний кут атаки; - критичний кут атаки, при якому коефіцієнт підіймальної сили у даній конфігурації максимальний; - кут атаки, при якому коефіцієнт опору у даній конфігурації мінімальний.

Вказані залежності для трьох конфігурацій та двох інтенсивностей опадів були апроксимовані степеневими поліномами ступені, не вищу за 4. Таке представлення дозволяє розрахувати зміну аеродинамічних характеристик літака у вигляді, придатному для практичного використання.

Висновки

У дисертації наведено розв'язання актуальної наукової задачі оцінювання та врахування ступені впливу інтенсивних зливових опадів на аеродинамічні характеристики літаків, яка має важливе народно-господарське значення і дозволяє підвищити рівень безпеки польотів шляхом обґрунтованого призначення експлуатаційних обмежень при розробці та сертифікації літаків, підвищенні достовірності аналізу даних авіаційних подій та підготовки льотного складу на авіаційних тренажерах до польотів в умовах опадів.

В результаті дослідження отримані наступні результати.

1?

2?

3?

-

-

на кутах атаки, що перевищують експлуатаційні, виявлено:

-

-

4?

-

-

-

-

5?

-

-

-

6?

7?

8?

Основні результати роботи викладені у наступних публікаціях

1?

2?

3?

4?

5?

6?

7?

8?

9?

АНотація

Виноградський П.М. Методика оцінювання впливу зливових опадів на аеродинамічні характеристики літальних апаратів. - Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук по спеціальності 05.07.07 Випробування літальних апаратів та їх систем, Київський міжнародний університет цивільної авіації, Київ, 2000.

Дисертацію присвячено оцінюванню впливу зливових опадів на аеродинамічні характеристики літаків за результатами трубних експериментів. Розроблено методики та створено установки для моделювання зливових опадів, реєстрації їхніх параметрів і оцінки похибок.

Розроблено методику статичних вагових випробувань, яка включає апроксимацію нульових навантажень та обробку даних у потоці з використанням імпульсної декомпозиції та модифікованої робасної процедури Х'юбера Х84 у реальному часі, що зменшило похибки вимірювання та підвищило ефективність експерименту на 30 - 50%.

При еквівалентній інтенсивності опадів 1000 та 1700 мм/год. отримані кількісні дані по впливу зливових опадів на аеродинамічні характеристики крила кінцевого розмаху та моделі літака у польотній, злітній та посадочній конфігураціях, які представлені у вигляді функціональних залежностей відносних добавок до аеродинамічних коефіцієнтів від безрозмірного кута атаки.

Ключові слова. літак, інтенсивні зливові опади, аеродинамічна труба, моделювання опадів, методика статичного вагового експерименту, аеродинамічні характеристики.

abstract

Vynogradskyy P.M. The Methodology for Assessment the Heavy Rain Influence on Aerodynamic Characteristics of an Airplane. -Manuscript.

Thesis for candidate's degree by speciality 05.07.07 - Airplanes and Their Systems Testing. -Kiev International University of Civil Aviation, Kiev, 2000.

The dissertation is devoted to assessment the influence of heavy rain on airplane aerodynamic characteristics using data, obtained in wind tunnel tests. The methodology was created and test rig was designed, made and used for heavy rain modeling and parameter recording, including accuracy assessment.

The methodology of wind tunnel static testing was developed which included approximation of "null loading", and data processing using wavelet decomposition and modified Huber H84 robust procedure, that improved the accuracy and risen testing efficiency by 30- 50%.

At equivalent rainfall rate of 1000 and 1700 mm/h a quantitative data of heavy rain influence on aerodynamic characteristics was obtained for finite span wing in flight configuration and airplane model in flight, take-off and landing configuration. These were represented as functions of re*lative increments versus non-dimensional angle of attack.

Key words: airplane, heavy rain, wind tunnel, rain modeling, static wind tunnel testing methodology, aerodynamic characteristic.

АНнотация

Виноградский П.М. Методика оценивания влияния ливневых осадков на аэродинамические характеристики летательных аппаратов. - Рукопись.

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.07 - Испытание летательных аппаратов и их систем. Киевский международный университет гражданской авиации, Киев, 2000.

Диссертация посвящена вопросу оценки влияния интенсивных ливневых осадков на аэродинамические характеристики самолетов. Обоснован выбор трубного весового аэродинамического эксперимента как метода исследования.

Проанализированы характеристики природных ливневых осадков, источники их влияния на аэродинамические характеристики летательных аппаратов и обоснованы требования к параметрам, моделируемым в аэродинамической трубе. На основании этих требований разработана методика моделирования в аэродинамической трубе ТАД-2 КМУГА интенсивных ливневых осадков и изготовлена установка для создания в рабочей части аэродинамической трубы двухфазного водо-воздушного потока с заданными водностью, спектром капель и возможностью регулирования в необходимых пределах этих параметров, а также угла натекания капель на исследуемый объект. Показано, что установка обеспечивает моделирование в рабочей части аэродинамической трубы ТАД-2 КМУГА осадков с эквивалентной интенсивностью до 2000 мм/ч при удовлетворительной равномерности. Разработана методика и создана установка для регистрации водности моделируемых осадков и ее распределения по рабочей части. Проанализированы источники погрешностей измерения локальной и интегральной водности и показано, что погрешность измерения локальной водности не превышает 5%. Разработана методика и создана установка для фотографической регистрации поля капель моделируемых осадков с погрешностью измерения единичной капли не выше 0.5 мм.

Выполнен анализ существующей методики проведения весового аэродинамического эксперимента в аэротрубе ТАД-2 КМУГА на весах 6КЭТВ. Предложено вместо запоминания нагрузок на весы без потока выполнять их аппроксимацию с использованием степенных полиномов. Показано, что данная методика сокращает трудоемкость этапа измерения нулевых нагрузок в 2 - 3 раза при некотором повышении точности. Выполнено исследование характера выходных сигналов весов 6КЭТВ при измерениях в потоке. Установлено, что в выходных сигналах компонентов весов присутствует шумовая составляющая и, время от времени, встречаются участки с аномальными значениями измеряемых величин. Предложена методика обработки сигналов в темпе эксперимента с использованием импульсной декомпозиции и модифицированной робастной процедурой Хьюбера Х84. Показано, что предлагаемая методика позволяет уменьшить случайную составляющую погрешности измерения аэродинамических коэффициентов в 1.5 - 3 раза по сравнению с использовавшейся ранее. В целом использование предложенных методик позволило повысить эффективность весового аэродинамического эксперимента в аэротрубе ТАД-2 КМУГА на 30 - 50% при увеличении точности получаемых результатов.

С использованием методик моделирования ливневых осадков и весового аэродинамического эксперимента проведено исследование влияния осадков на аэродинамические характеристики крыла конечного размаха, а также модели пассажирского самолета в полетной, взлетной и посадочной конфигураций. Установлено, что ливневые осадки вызывают увеличение сопротивления, снижение подъемной силы, производной коэффициента подъемной силы по углу атаки и критического угла атаки, уменьшение продольной статической устойчивости модели самолета и существенное снижение аэродинамического качества.

Для переноса данных модельных экспериментов на натурный самолет предложено представление степени изменения аэродинамических характеристик в виде зависимостей относительных приращений аэродинамических коэффициентов от безразмерного угла атаки. Для получения относительных значений приращений коэффициентов их абсолютные значения относились к характерным значениям для данного коэффициента (например , ). Безразмерный угол атаки определялся как отношение текущего угла атаки к разности углов атаки, при которых достигается максимальный коэффициент подъемной силы и минимальный коэффициент сопротивления.

Основные результаты нашли применение при исследовании аэродинамических характеристик объектов гражданской и военной техники в аэродинамической трубе ТАД-2