2. Луковников А.В., Полев А.С., ЛаншинА.И.. Исследование в обеспечении создания Н.Т.З. по двигателям и силовым установкам самолетов ГА 2030 г. Сб. тезисов Н.Т.К. по двигателестроению, Т.1., 2018 г.

3. Патент 2297329 Российская Федерация. Максименков В.И., Молод М.В. С2 МПК В32В3/12 Многослойная панель. Патентообладатель ФГУП «НИИ АСПК» №2004 125835/11, опубл. 20.04.2007 Бюл. №114с.

Voronezh State Technical University

DIRECTIONS FOR HYDROAVIATION DEVELOPMENT

Maksimenkov V.I., Molod M.V.

The development of hydroaviation is determined by the geographical position of Russia, which is surrounded by marine areas. Hydroaviation - a special type of transport, which is subject to the three elements: water, earth, air.

Key words: development of hydroaviation.

УДК 629.7.048

О ВОЗМОЖНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЭФФЕКТА НАЧАЛЬНОГО ТЕПЛОВОГО УЧАСТКА ПРИ ОХЛАЖДЕНИИ

ТЕХНИЧЕСКИХ ЖИДКОСТЕЙ, ИСПОЛЬЗУЕМЫХ В СИСТЕМАХ АВИАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСОВ

С.В. Ульшин Военный учебно-научный центр ВВС «Военно-воздушная академия»

В статье представлены результаты анализа конструкций различных теплообменников используемых в системах самолета с целью интенсификации их работы за счет использования эффекта начального теплового участка.

Одним из главных направления развития самолетостроения является планомерное и целенаправленное повышение технической и экономической эффективности самолетов.

35

Конструкция современного самолета довольно сложна и включает в себя ряд систем, в которых широко применяются различные технические жидкости:

-топливная система; -масляная система;

-система кондиционирования воздуха; -система управления.

В зависимости от задач для решения, которых применяются данные системы, одним из главных условий обеспечения работоспособности данных систем является обеспечение необходимого температурного режима жидкостных и воздушных потоков. Это достигается применением различной теплообменной аппаратуры, которая составляет значительную долю от массы всего самолета, в некоторых случаях эта величина доходит до 30% от массы систем[1].

Снижение массы является главным фактором повышения эффективности самолета. Этого можно достичь за счет уменьшения площади теплоотдающей поверхности с одновременным повышением интенсивности теплопередачи. Для решения этой задачи необходимо повести анализ конструкций и режимов работы теплообменной аппаратуры используемой в системах самолета.

В масляной системе современных самолетов для охлаждения масла применяют следующие основные типы маслорадиаторов: сотовые, трубчатые, трубчато-ребристые, пластинчатые и поверхностные.

Сотовые радиаторы образованы набором трубок и наружной обечайки, концы трубок расширены и опаяны в трубных решетках. Охлаждающий воздух проходит внутри трубок, масло в межтрубном пространстве. Основной недостаток сложность конструкции и ремонта, частое возникновение течей.

Трубчатые радиаторы более просты конструктивно и в обслуживании имеют малое аэродинамическое сопротивление, но более сложны при регулировке охлаждения масла.

Трубчато-ребристый маслоохладитель состоит из нескольких рядов плоских вертикальных трубок, между ними горизонтально расположены ребра (пластины), все заключено в литой корпус со

36

штуцерами. Основное достоинство – малые габариты при достаточно большой теплоотдающей поверхности.

Пластинчатые радиаторы обладают хорошей теплопередачей при малом аэродинамическом сопротивлении, но сравнительно менее прочные и сложны в производстве.

Поверхностные радиаторы не создают дополнительного аэродинамического сопротивления и для масла требуют относительно небольшой площади охлаждения. Они доступны в обслуживании и монтаже, но затруднено регулирование охлаждения масла[2].

В системе кондиционирования воздуха (СКВ) применяются следующие типы теплообменников:

-воздухо – воздушные (ВВТ);

-топливо - воздушные (ТВТ);

-испарительные [1].

По конструктивному оформлению теплопередающей поверхности данные теплообменники делятся на трубчатые и пластинчатые.

Все типы теплообменников применяемых в СКВ отличаются компактностью, высокой степенью интенсивности но сложны по конструкции и как правило имеют дополнительные высокие требования по безопасности особенно ТВТ.

Краткий анализ конструкций теплообменных аппаратов применяемых в системах самолетов показывает, что в качестве теплоотдающее поверхности в них чаще всего применяются трубки различного поперечного сечения и пластины. При этом требуемая площадь теплоотдающей поверхности достигается за счет набора ее путем применения отдельных секций.

Все это позволяет сделать предположение о использовании эффекта начального термического участка для интенсификации работы теплообменников.

Ранее нами были проведены экспериментальные исследования влияния эффекта начального термического участка на теплоотдачу при охлаждении жидкостей с повышенной вязкостью и низкой температуропроводностью.

кинематической вязкости, а - коэффициент температуропроводности) достигали больших величин. В этих условиях начальный термический

37

участок оказывает существенное влияние на теплоотдачу. Длина участка с неразвитым тепловым пограничным слоем lн.т. в этих случаях возрастает с увеличением числа Прандтля. При ламинарном течении количество калибров lн.т. /d соответствующее переходу к стабилизированному профилю температуры определяется соотношением [3]

d

при турбулентном [4]

где Re = u dν - число Рейнольдса, d -диаметр трубы, u -средняя

по сечению скорость течения теплоносителя, λ - коэффициент гидравлического сопротивления).

Для участка с неразвитым тепловым пограничным слоем осредненный по рабочей поверхности коэффициент теплоотдачи α

теплопроводности) может многократно превышать величину его в условиях развитого пограничного слоя. Выполненное нами исследование показало, что при нагревании веретенного масла в трубчатом теплообменнике и охлаждении технического глицерина в кожухотрубном аммиачном испарителе коэффициент теплоотдачи возрастает на 25-30 % при переходе к пучкам с укороченными трубами.

Эффективность теплообменного аппарата характеризуется отношением потока переносимого через поверхность тепла в единицу времени к мощности, потребляемой на перекачку жидкости. Повышение эффективности теплообменника в нашем случае определяется переносом тепла в масле, поскольку, как показал предварительный анализ, основное термическое сопротивление сосредоточено в этой фазе.

Коэффициент теплоотдачи в условиях ламинарного течения жидкости с большими числами Прандтля в трубах вычисляется по формуле [3].

38

которое описывает теплоотдачу в условиях развитого теплового пограничного слоя.

Нами проведено исследование влияния на эффективность трубчатого теплообменника прерывистости рабочей поверхности в направлении течения жидкости в процессе охлаждения растительного масла водой из артезианской скважины, которое показало высокую эффективность трубчатого охладителя масла: коэффициент эффективности составляет 950 в условиях начального участка и 670 - в условиях развитого теплового пограничного слоя. Переход к секциям длиной 2 м приводит к повышению эффективности работы теплообменника в 1,5 раза по сравнению с трубами большой длины.

Особенности применения теплообменной аппаратуры в самолете в некоторой степени позволяют снять основные трудности применения эффекта начального термического участка, а в частности некоторое увеличение металлоемкости и гидравлического сопротивления. Применение отдельных секций позволяет рассчитывать длину теплоотдающей поверхности в соответствии с физическими и теплофизическими свойствами теплоагентов в каждой секции отдельно и обеспечить работу каждой секции в условиях несформированного теплового пограничного слоя.

Выше сказанное позволяет сделать вывод о возможности использования эффекта начального теплового участка при проектировании теплообменных аппаратов применяемых в системах самолета. Это требует дополнительного подробного изучения конкретных конструкций и физических свойств технических жидкостей.

39

Литература 1.Проектирование авиационных систем кондиционирования

воздуха: Учеб. Пособие для студентов высших технических учебных заведений/ Н.В. Антонова, Л.Д, Дубровин, Е.Е. Егоров и др.; под ред. Ю.М. Шустова. М.: Машиностроение, 2006. 384с.: ил.

2.Красноглядова М.В., Русаков В.П. Масляные системы самолетов. М.: Гос. издат. оборонной промышленности, 1940. 129 с.: ил.

3.Петухов Б.С. Теплообмен и сопротивление при ламинарном течении жидкости в трубах. - М.: Энергия, 1967.- 411 с.

4.Кишиневский М.Х., Корниенко Т.С. Турбулентный теплообмен в трубах при Pr 1 // Теор. основы хим. технологии.- 1975. Т.9. №6. С. 920-923.

Military training and research center of the air force "Air force Academy"

ABOUT POSSIBLE APPLICATION OF TERMAL ENTRY LENGTH EFFECT DURING THE REFRIGERATION OF SERVICE

FLUIDS USED IN AIR COMPLEX SYSTEMS

S.V. Ulshin

The article represents constructions analysis findings of various heatexchange units used in aircraft systems for their operation intensification by the thermal entry length effect application.

Key words: thermal transfer, thermal entry length.

УДК 544.6

ЭНЕРГЕТИКА ТЕМПЕРАТУРНЫХ СКАЧКОВ ПРИ ФАЗОВЫХ ПЕРЕХОДАХ

1Ю.Н. Шалимов, д-р техн. наук; 1В.В. Шитов, д-р техн. наук; 2Д.Л. Шалимов; 1М.И. Смородинов

1Воронежский государственный технический университет

2ОАО НКТБ «Феррит»

В работе рассмотрены возможности определения температурного скачка при фазовом переходе вещества из одного агрегатного состояния в другое. Показано, что экспериментально определить температурный скачек пока не представляется возможным, но

40

предложен метод расчета величины скачка по формуле, учитывающей напряжение разложения воды в интервале температур.

Ключевые слова: скачок температуры, разность потенциалов, перенапряжение водорода и кислорода, фазовый переход, тепловой эффект реакции.

В работе Ньюмена «Электрохимические системы» [1] приведены результаты расчетов термодинамических параметров электродных процессов в электрохимических системах. Однако, многообразие электрохимических реакций на электродах, в том числе большая вероятность протекания сопряженных процессов могут оказывать заметное влияние на эффекты тепловыделения на электродах, а, следовательно, и на кинематику электродных процессов.

Принято считать, что основные источники генерации или поглощения теплоты локализованы на электродах, но тепловыделение в некоторых случаях может осуществляться и при миграции частиц в межэлектродном пространстве. При этом траектория миграции той или иной частицы будет определено спецификой взаимодействия этой частицы той или иной природы.

В общем случае тепловой баланс электрохимической системы

может быть записан в виде уравнения:

л л Д к (1)

д – теплота выделяемая на анодек – джоулевы потери в электролите

– тепловыделение на катоде

Адаптируясь к типичным электрохимическим процессам можно написать, что для анодного процесса при наличии сопряженного

мол.О2

обр.Ме+– теплота ионизации атома металла обр.Н3О+– теплота образования иона гидроксония

На этом процессе следует остановиться несколько подробнее. Основная неопределенность при решении теплофизических задач такого вида состоит в том, что на структурную неоднородность

41

(частиц) могут оказывать воздействие тепловые эффекты различной природы, векторы действия которых не совпадают по направлению или потенциалу. В результате этого, миграция частицы будет иметь иную траекторию.

Например: при анодном растворении алюминия при протекании

если не всех электродных процессов в электрохимических системах. Источниками выделения теплоты на катоде будут следующие процессы [2]:

Процессы образования молекулярного водорода

обобщенной форме распределения температуры в электрохимической системе может быть представлен на рисунке 1

Рисунок 1 – Распределение температур в межэлектродном пространстве электрохимической системы

42

Значения температур, указанные на осях ординат, даже в первом приближении не соответствуют порядку реальных температур в зонах реакций. Вопрос о температурном скачке при фазовом переходе вещества представляет большой интерес только как теплофизический процесс. Но в большей мере позволит решить и ряд проблемных вопросов теоретической и экспериментальной электрохимии.

В качестве примера на рисунке 2 представлено фото электрохимического окисления алюминиевой фольги в растворе 15% хлорида натрия.

Рисунок 2 – Выделение кислорода на аноде и водорода

на катоде при электролизе водного раствора NaCl

Электроды изготовлены из алюминиевойЕа = ( ) фольги. Полученные нами результаты исследований показали, при всех значениях тока (в интервалах значений) потенциал анода имеет отрицательное значение относительно каломельного электрода [3]. Согласно положений теории электродных процессов реакция разложения на аноде в принципе осуществлена быть не может. Но почему эксперимент противоречит теории.

Никакого разночтения методу теорией и экспериментом здесь нет. Вопрос разрешается достаточно просто. Ведь при расчете окислительного потенциала системы мы, как правило, в общепринятой формуле:

43

Такие значения энергий свидетельствуют о возможности перехода системы в иное фазовое состояния. Классическое уравнение тепломассопереноса, выраженное через изменения импульса

Первый компонент правой части – изменение энергии импульса за счет передачи энергии излучением. Второй компонент – за счет конвекции. Третий компонент – химическая составляющая, учитывающая изменение свойств внутренней структуры вещества.

Если изменение энергии для первого и второго компонента можно определить экспериментально, то определение изменения энергии третьего компонента задача более сложная, так как некоторые преобразования могут быть осуществлены в результате квантовых переходов. Например, при реализации переноса электронов с помощью туннельного эффекта.

В электрохимических системах эти стадии реализуются в двойном электрическом слое. Действительно, трудно представить себе как из водного раствора электролита образуется металлическая структура из атомов металла по своим свойствам незначительно отличающихся от структуры, полученной методом плавки.

Основная проблема состоит в том, что пока отсутствуют методы прямого наблюдения таких объектов. Даже сканирующая электронный микроскоп пока не в состоянии решить эту задачу.

44

Во-первых, водные растворы электролитов интересуют температурный скачок за счет высокой удельной теплоемкости воды. Во-вторых, место локализации температурного скачка носит вероятностный характер и его определение.

На рисунке 3 показано формирование гальванопокрытия в условиях поляризации катода постоянным и импульсным током.

Рисунок 3 – Формообразование гальванопокрытий в условиях постоянного токового и импульсного режимов электролиза.

Определить место нахождения датчика температуры практически невозможным, а измерение температуры произвольной точки, дает искаженный результат. Но главная проблема состоит в том, что геометрические размеры датчика должны укладываться в единицы нанометров. Поэтому, для вычисления температуры фазового перехода предлагается определять по расчетной формуле, приведенной ранее, где второе слагаемое окислительновосстановительного потенциала дает возможность определить температуру в зоне реакции при данном значении ∆φ.

Работа выполнена в рамках реализации Государственного задания №9.11295.2018/10.11 по теме «Разработка технологии высокоизносостойких покрытий подшипников скольжения со сверхмалым коэффициентом трения на основе соединений никельбор»

45

Литература

1.Ньюмен Дж. Электрохимические системы. Пер. с англ. под ред. М. Ж, Чизмаджева. М. Мир 1977. 464с.

2.Гамбург Д.Ю. Водород. Свойства, получение, хранение, транспортирование, применение. М. 1989, 672 с.

3.Шалимов Ю.Н., Звягинцева А.В., Помигуев А.В., Руссу А.В. Электрохимические технологии реализации систем безопасного хранения водорода// Вестник воронежского государственного

технического университета Том: 14 №3, 2018, С. 163-170.

1Voronezh State Technical University

2"Ferrit"

ENERGETICS OF TEMPERATURE JUMPS

AT PHASE TRANSITIONS

1Yu.N. Shalimov, 1V.V. Shitov, 2D.L. Shalimov, 1M.I. Smorodinov

The paper considers the possibility of determining the temperature jump during the phase transition of a substance from one aggregative state to another. It is shown that it is not yet possible to determine experimentally a temperature jump, but a method has been proposed for calculating the magnitude of the jump using a formula that takes into account the stress of water decomposition in the temperature range.

Key words: temperature jump, potential difference, hydrogen and oxygen overvoltage, phase transition, reaction heat effect.

УДК 533.695

ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ ПОЛОЖЕНИЯ КРУПНОГАБАРИТНОГО ГРУЗА НА ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА

АВИАЦИОННОГО КОМПЛЕКСА

И.К. Макаров, канд. техн. наук, А.А. Аверин, канд. техн. наук Военный учебно-научный центр ВВС «Военно-воздушная академия»

В статье представлен результат расчета оптимального положения авиационного груза относительно сверхзвукового самолета носителя. Данные получены с использованием расчетного комплекса ANSYS по ранее разработанной методике.

46

В настоящее время активно проходит войсковые испытания гиперзвуковой авиационный ракетный комплекс «Кинжал», особенности применения которого связаны с полетом самолетаносителя (МиГ-31БМ) на высотах выше 20 км и скоростях превышающих число М = 2,5. При этом важной является задача достижения максимального аэродинамического качества, для достижения максимальной дальности полета.

Особенностью сверхзвукового полета с крупногабаритным авиационным грузом, является их взаимное влияние (аэродинамическая интерференция), характеризующееся изменением величины и направления аэродинамических сил и моментов в зависимости от режима полета, геометрических характеристик объектов и их взаимного расположения [1, 2, 3, 4].

Выбор оптимального положения крупногабаритной ракеты относительно самолета-носителя позволит значительно снизить расход топлива, увеличить дальность и продолжительность полета, а так же боевую эффективность авиационного комплекса (АК).

Согласно ранее разработанной методике [5,6,7], в программе твердотельного моделирования SolidWorks разработаны модели самолета-носителя и ракеты (рисунок 1), особенностью последней является возможность отклонения аэродинамических поверхностей в

диапазоне ϕ = −30 ...30 .

Рисунок 1 – Твердотельные модели самолета-носителя и ракеты, разработанные в программе SolidWorks

На основе разработанных твердотельных моделей, в расчетном комплексе ANSYS, рассчитаны аэродинамические характеристики авиационного комплекса при различных относительных положениях

47

ракеты и различных положениях ее аэродинамических поверхностей (рисунок 2). Расчетный режим соответствует крейсерскому полету АК. В качестве критерия оптимальности принято аэродинамическое

качество АК: K АК =YaАК / X aАК , где YaАК - подъемная сила авиационного комплекса; X aАК - лобовое сопротивление авиационного

комплекса.

Рисунок 2 – Зависимость аэродинамического качества АК от угла отклонения рулевых поверхностей крупногабаритной ракеты

Анализ полученных результатов позволяет утверждать, что максимальное аэродинамическое качество АК соответствует заднему положению крупногабаритной ракеты с углом отклонения аэродинамических поверхностей ракеты на 30º, а минимальное аэродинамическое качество соответствует переднему положению ракеты с углом отклонения аэродинамических поверхностей ракеты на -30º. Это объясняется, тем что в переднем положении на ракету не оказывают влияние скачки уплотнения, образованные передней частью самолета-носителя, а положительно отклоненные аэродинамические поверхности создают положительно направленную подъемную силу (рисунок 3, а). Обратная тенденция наблюдается в

48

крайне-переднем положении ракеты (рисунок 3, б). Разница между Kmax и Kmin составила около 12%.

Рисунок 3 – Влияние скачков уплотнения, образованных передней частью самолета-носителя на аэродинамическое качество ракеты:

а– в крайне-заднем положении ракеты;

б– в крайне-переднем положении ракеты.

На рисунке 4 представлены результаты расчета дальности горизонтального полета авиационного комплекса, полученной при оптимальном положении ракеты и при менее благоприятном ее расположении. Видно, что в случае оптимального расположения ракеты и ее аэродинамических поверхностей, дальность горизонтального полета авиационного комплекса увеличивается примерно на 75 км.

В качестве вывода можно отметить, что разработанная методика расчета оптимального положения крупногабаритного авиационного груза и его аэродинамических поверхностей, позволяет повысить аэродинамическое качество, дальность и продолжительность полета авиационного комплекса.

49

Рисунок 4 – Влияние положения ракеты на дальность горизонтального полета авиационного комплекса

Литература 1. Верещиков Д.В., Салтыков С.Н., Макаров И.К. Влияние

интерференции между крылом самолета и авиационным средством поражения на характеристики боковой балансировки самолета при сверхзвуковых скоростях. Рига: «Наукоемкие технологии» №11. 2012, С. 31-36.

2. Верещиков Д.В., Салтыков С.Н., Макаров И.К., Тупицын А.П. Проблемы сверхзвуковой интерференции в системе «ЛА-АСП» и способы их решения. Воронеж: Академические Жуковские чтения 2014. С.134-141.

3.Верещиков Д.В., Салтыков С.Н., Макаров И.К., Тупицын А.П.

Квопросу оценки величины интерференционных сил между крылом самолета и авиационным средством поражения при числах М>1//

Авиакосмические технологии (АКТ-2014): Труды XV Всероссийской научно-технической конференции и школы молодых ученых, аспирантов и студентов.– Воронеж: ООО Фирма «Элист»; 2014. С.171-176.

4. Верещиков Д.В., Салтыков С.Н., Макаров И.К. Расчет суммарных аэродинамических характеристик авиационных средств поражения с помощью программного комплекса ANSYS. 3-я международная научно-техническая конференция «Актуальные вопросы науки и техники в сфере развития авиации» г. Минск, С.47-48.

5. Верещиков Д.В., Макаров И.К., Киселев В.И. Методика оценки

50

оптимального с аэродинамической точки зрения положения внешней подвески и ее рулевых поверхностей в условиях аэродинамической интерференции с самолетом-носителем при сверхзвуковых скоростях полета//Авиакосмические технологии (АКТ-2018): Тезисы XIX Международной научно-технической конференции и школы молодых ученых, аспирантов и студентов.– Воронеж: ООО Фирма «Элист»; 2018. С.23-24.

6. Верещиков Д.В., Макаров И.К., Киселев В.И. Актуальность оптимального размещения крупногабаритной ракеты на самолетеносителе при сверхзвуковых скоростях полета. Сборник научнометодических материалов V научно-практической конференции «Молодежные чтения, посвященные памяти Ю.А. Гагарина» г. Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА», 17мая, 2018.

7. Верещиков Д.В., Макаров И.К., Киселев В.И. Расчет оптимального взаимного расположения сверхзвукового самолета и крупногабаритной ракеты. Межвузовский сборник научных трудов Всероссийская научно – практическая конференция «Инновационные технологии в образовательном процессе» г. Краснодар, 2018.

Military training and research center of the air force "Air force Academy"

ASSESSING THE IMPACT OF THE PROVISION OF BULKY CARGO ON THE FLIGHT RANGE AVIATION COMPLEX

I. K. Makarov, A. A. Averin

The article presents the result of calculating the optimal position of the aircraft cargo relative to the supersonic carrier aircraft. The data were obtained using the ANSYS calculation complex using the previously developed method.

Key words: result of calculating, optimal position, aircraft cargo relative, ANSYS

51

УДК 533.695

РАСЧЕТ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК СВЕРХЗВУКОВОГО САМОЛЕТА НЕСИММЕТРИЧНОЙ

КОНФИГУРАЦИИ С УЧЕТОМ ДЕФОРМАЦИИ КОНСОЛИ КРЫЛА

Д.В. Верещиков, канд. техн. наук; И.К. Макаров, канд. техн. наук Военный учебно-научный центр ВВС «Военно-воздушная академия»

В статье представлена методика расчета аэродинамических характеристик боевого самолета с несимметричными внешними подвесками на сверхзвуковых скоростях полета и результаты оценки её точности.

Известно, что боевые возможности самолетов оперативнотактической авиации во многом определяются способностью транспортировать и применять широкий арсенал авиационных средств поражения, размещаемых на внешних подкрыльевых узлах подвески, в широком диапазоне высот и сверхзвуковых скоростей полета. Дороговизна вооружения или неисправности в системе его применения не исключают несимметричное размещение внешних подвесок.

Одним из важнейших факторов, влияющих на аэродинамические характеристики самолета с несимметричной внешней подвеской, является деформация консоли крыла, и ее интерференционное взаимодействие с внешней подвеской. При сверхзвуковых скоростях полета интерференция характеризуется сложной системой скачков уплотнения, конфигурация которых зависит от режима полета, положения внешней подвески под крылом и ее типа [1, 2, 3].

52

Указанные особенности способствовали разработке методики расчета аэродинамических характеристик боевого самолета с несимметричными внешними подвесками на сверхзвуковых скоростях полета, учитывающей влияние деформаций консоли крыла на его

ANSYS.

Расчет аэродинамических характеристик системы «Крыло-ВП» с учетом деформации консоли крыла решается итерационным способом. На первой итерации рассчитываются аэродинамические характеристики системы «Крыло-ВП» с учетом интерференционного взаимодействия ее элементов. Полученные аэродинамические

53

характеристики позволяют определить нагрузки на конструкцию консоли крыла и являются, таким образом, исходными данными для расчета характеристик ее деформации: прогиба y и кручения γ . На

второй и последующих итерациях аэродинамические характеристики системы «Крыло-ВП» рассчитываются с учетом деформированной в предыдущих итерациях консоли крыла и являются функциями числа М, угла атаки α и угла скольжения β :

где ciВПУПР , miВПУПР - коэффициенты аэродинамических сил и моментов

внешней подвески для упругой консоли крыла системы «Крыло-ВП»; ciВП ЖЕСТ , miВП ЖЕСТ - коэффициенты аэродинамических сил и моментов

внешней подвески для жесткой консоли крыла; ∆ciВПУПР , ∆miВПУПР -

приращения коэффициентов аэродинамических сил и моментов внешней подвески, вызванные деформацией консоли крыла системы

координат.

Итерационный процесс выполняется до тех пор, пока разница между значениями изгибных и крутильных деформаций, полученных на двух последующих итерациях, не станет меньше 5%.

После завершения итерационного процесса производится обработка результатов расчета для их последующего использования в уравнениях динамики полета самолета. При этом выполняется следующий ряд операций:

1. Полученные в расчетах аэродинамические характеристики внешней подвески представляются в виде приращений коэффициентов аэродинамических сил и моментов самолета: ∆ciВП ЖЕСТ ,

∆ciВПУПР и ∆miВП ЖЕСТ , ∆miВПУПР , вызванных наличием несимметричной

внешней подвески на упругой консоли крыла.

2. В силу линейного характера зависимостей ∆ciВП ЖЕСТ , ∆ciВПУПР и ∆miВП ЖЕСТ , ∆miВПУПР от α и β , осуществляется переход к производным

54

аэродинамических характеристик самолета в виде производных упрощает их использование при исследовании динамики полета самолета.

3. На основе полученных производных рассчитываются коэффициенты, учитывающие влияние деформации консоли крыла на изменение аэродинамических характеристик самолета с несимметричной внешней подвеской:

Это дает возможность представить приращения аэродинамических характеристик самолета с упругим крылом, вызванные наличием несимметричной внешней подвески, в

iВП

форматом представления аэродинамических характеристик самолета в конструкторской документации.

4. Формируется единый банк аэродинамических характеристик

документации коэффициенты, учитывающие влияние упругости конструкции самолета без подвесок на его аэродинамические характеристики. Эти коэффициенты являются функциями скоростного напора q и высоты полета H .

Оценка достоверности расчета аэродинамических характеристик, полученных методом конечных элементов, осуществлялась на основании сопоставления результатов расчетов с экспериментальными данными и точными решениями [4, 5].

На рисунке 2 представлены результаты сравнительной оценки биплана, расположенного в сверхзвуковом потоке под углом атаки

55

α = 3 в виде зависимостей коэффициента давления cp от продольной

координаты x , полученных в расчетах с использованием ANSYS, с использованием точных решений и в трубном эксперименте. Результаты сравнительного анализа демонстрируют качественное и количественное совпадение результатов расчета и экспериментальных данных. Погрешность при этом составляет не более 8%.

Рисунок 2 – Результаты сравнительной оценки расчетных, экспериментальных данных и точных решений сверхзвукового биплана

На рисунке 3 представлены результаты сравнения расчетных и экспериментальных данных консоли крыла с внешней подвеской, размещенной в различных положениях относительно хорды крыла. Расхождения между полученными результатами не превышают 10%.

Рисунок 3 – Результаты сравнительной оценки расчетных и экспериментальных данных

консоли крыла с внешней подвеской

56

Оценка достоверности расчета деформационных характеристик, полученных в работе, осуществлялась на основании сопоставления результатов расчетов с экспериментальными данными и точными решениями [6, 7].

На рисунке 4 представлены результаты сравнительной оценки расчетных данных и данных, полученных на экспериментальной установке «Киль самолета Су-27». Сравнительный анализ полученных результатов свидетельствующие о том, что ошибка для прогиба консоли ∆y во всех расчетных случаях не превышает 3%, а для угла

закрутки консоли α - 8%.

Рисунок 4 – Экспериментальная установка, расчетная схема киля самолета и сравнительная оценка расчетных и экспериментальных данных для прогиба и угла закрутки киля

Таким образом, разработанная методика может быть использована для расчета аэродинамических характеристик, применяющихся для разработки математической модели и исследования динамики полета боевого самолета с несимметричными внешними подвесками при больших скоростях крена.

Литература 1. Макаров И.К., Салтыков С.Н., Нецвет В.А. Влияние

геометрических параметров силовых элементов крыла на их деформацию с учетом влияния интерференционных сил между

57

крылом и авиационными средствами поражения // Вестник ВГТУ. Том

7.– Воронеж: ВГТУ, 2011. – № 11.2. – С.37-39.

2.Макаров И.К., Салтыков С.Н., Верещиков Д.В. Некоторые

направления исследований интерференционного взаимодействия между ЛА и АСП при сверхзвуковых скоростях полета // Научные труды II всероссийской научно-технической конференции «Моделирование авиационных систем». – Москва: ГосНИИАС, 2013.

–С.148-149.

3. Макаров И.К., Салтыков С.Н.,Тупицын А.П. Интерференция между крылом самолета и АСП при числах М>1 // Материалы VIII международной научно-практической конференции «Современные концепции научных исследований». – Москва, 2014. – Ч. 8 – С.128-133.

4. Макаров И.К., Салтыков С.Н., Верещиков Д.В., Федоркевич И.А. Особенности расчета распределенных и интегральных аэродинамических характеристик элементов летательного аппарата с помощью расчетного комплекса ANSYS // Вестник Военно-воздушной академии. – Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА», 2014. – № 1 (20). – С.92-104.

5. Макаров И.К., Салтыков С.Н., Верещиков Д.В. Оценка точности расчета программой ANSYS аэродинамических характеристик АСП при числах М>1 // Научные труды молодежной научно-практической конференции «Инновации в авиации и космонавтике - 2013». – Москва: МАИ, 2013. –С.175-176.

6.Макаров И.К. Расчет напряженно-деформированного состояния крыла сверхзвукового самолета с подкрыльевым средством поражения // Труды МАИ. – Москва: МАИ, 2016. – № 91. – С.8-16.

7.Макаров И.К., Салтыков С.Н., Верещиков Д.В. Экспериментальное определение деформации киля самолета Су-27 при

различных случаях нагружения // Труды XVI Всероссийской научнотехнической конференции и школы молодых ученых, аспирантов и студентов. «Авиакосмические технологии». – Воронеж: ВГТУ, 2015. – С.181-187.

58