Авторефераты по всем темам  >>  Авторефераты по техническим специальностям  

На правах рукописи

УДК 629.7025.524:629.795.015.3

НИКИТИН Игорь Валентинович

РАЗРАБОТКА ТЕОРИИ ПОЛЕТА, ТРЕБОВАНИЙ И МЕТОДОВ ОЦЕНКИ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ ДЕЛЬТАЛЕТОВ

Специальность 05.22.14 - эксплуатация воздушного транспорта

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени

доктора технических наук

Москва  2008

Работа выполнена в Московском государственном техническом университете гражданской авиации.

ОФИЦИАЛЬНЫЕ ОППОНЕНТЫ:

доктор технических наук, профессор  Зайцев Алексей Николаевич;

доктор технических наук, профессор  Крицкий Борис Сергеевич;

доктор физико-математических наук, профессор Чепига Владимир Евгеньевич.

ВЕДУЩАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ:

Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации.

Защита состоится  "___"  ________ 2008 г. в ___ часов на заседании диссертационного Совета Д 223.011.01 в Московском государственном техническом университете гражданской авиации по адресу: Кронштадтский бульвар, 20, Москва, А-493, ГСП-3, 125993

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке университета.

Автореферат разослан  "______" ______________  2008 г.

Заверенный отзыв в двух экземплярах высылать по вышеуказанному адресу на имя ученого секретаря диссертационного Совета.

Ученый секретарь

Диссертационного Совета

доктор технических наук,

профессор                         Камзолов  С.К.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Современное развитие  авиации общего назначения (АОН) в России характеризуется усилением государственного регулирования. Одно из направлений этого регулирования - сертификация воздушных судов (ВС). Особое место в АОН занимает сверхлегкая авиация. Сверхлегкая авиация как самостоятельное направление развития авиационной технники начала формироваться в середине 70-х годов после появления дельтаплана. За короткое время сверхлегкие летательные аппараты (СЛА) благодаря своей пронстой конструкции, невысокой стоимости, неприхотливости в эксплуатации завоевали огнромную понпулярность во всем мире. Большое достоинство СЛА - доступность обученния. Полная программа обучения включает в себя 15Ц25 летных часов и около 50Ц70 часов теонрии. Большой интерес представляют моторные СЛА, которые используются не только для развлечений, обучения и спорта, но и в различных отраслях экономики.

Основными  критериями, в соответствии с которыми  ВС монжет быть отнесено к категории  СЛА или сверхнлегких воздушных судов (СВС) являются: масса конструкции, взлетная масса, нагрузка  на  крыло и минимальная скорость полета.

По классификации, принятой международной авиационной федерацией (FAI),  к  СЛА относятся воздушные суда с взлетной массой:  не свыше 300 кг -одноместные и  двухнместные в сухопутном варианте не выше 450 кг,  в гидрованрианте не свыше 495 кг и минимальной скоростью полета не превышающей 65 км/час.  В Воздушном кодексе России определено,  что к СВС относятся ВС взлетная масса которых не превышает 495 кг, исключая средства спасания. Основанием для выделения СВС в отдельную категорию служит то, что эти ВС благодаря своей небольшой массе и малой скорости полета представляют собой незначительную опасность для третьих лиц и окружающей среды. Причем для некоторых классов СВС эта опасность сравнима с опасностью бегущего человека. В связи с этим международной авиационной организацией ICAO не разработаны стандарты для СЛА, а многими странами приняты для них упрощенные  требования к летной годности (ТЛГ) и процедуры допуска к эксплуатации.

Особое место среди СВС занимают дельталеты. Дельталет - один из наиболее массовых классов моторных СВС, его достоинства: простота конструкции и невысокая стоимость, хорошая эксплуатационная технологичность и ремонтопригодность, возможнность выполнения авиаработ. Количество СВС этого класса в России сегодня можно оценить цифрой 1500-2000 экземпляров. Все эти СВС не имеют сертификата типа, выданнного государственным уполномоченным органом. По своей конструкции дельталет принципиально отличается от других летательных аппаратов (ЛА), однако принятые в 2003 году федеральные авиационные правила (ФАП) Положение о порядке допуска к эксплуатации единичных экземпляров воздушных судов авиации общего назначения и Требования к летной годности единичных экземпляров гражданских воздушных судов авиации общего назначения не учитывают особенностей дельталетов. Такая ситуация препятствует нормальному процессу сертификации дельталетов.

Таким образом, таким  научное обоснование ТЛГ и методов оценки соответствия (МОС) дельталетов установленным требованиям является сегодня весьма актуальной проблемой.

Состояние проблемы. Проблема разработки  ТЛГ и МОС дельталетов может быть решена на основе комплексного анализа: особенностей конструкции, аэродинамики и эксплуатации; особенностей их применения для решения различных задач, в том числе выполнения авиационных работ (АР); безопасности полетов;  анализа ТЛГ и процедур  допуска к эксплуатации, принятых в различных странах;  научного обоснования методов оценки соответствия элементов конструкции;  проработки вопросов  теории полета, являющейся основой для математического моделирования, с учетом особенностей их аэродинамики и управления;  разработки методов математического моделирования и экспериментальной оценки летных характеристик устойчивости и управляемости.

Изучением этих вопросов занимались различные коллективы. Прежде всего, это отделение СЛА ОКБ О.К. Антонова (Клименко А.П., Белоус О.Г, Дашивец А.Н., Азарьев И.А., Горшенин Д.С., Силков В.И.  и др.). Работы этого коллектива были ориентированы в основном на проектирование,  изучение особенностей аэродинамики, динамики и опасных режимов полета  дельтапланов и дельталетов.

Учеными ВВИА им. Н.Е.Жуковского (Апаринов В.А., Ништ М.И., Бухтояров И.И., Караск А.А., Ситдиков С.М.)  был выполнен ряд работ,  связанных с исследованием особенностей аэродинамики и моделирования динамики  полета дельталета.

В 80-х годах прошлого века в ЦАГИ был выполнен ряд продувок полномасштабных моделей крыльев дельталетов и дельтапланов в аэродинамическй трубе.

Учеными  СибНИА им. С.А. Чаплыгина (Кашафутдинов С.Т., Темляков Ю.Н., Усольцев Е.Г. и др.) были проведены исследования характеристик устойчивости, управляемости и маневренности спортивных сверхлегких ЛА,  разработаны: руководство для конструкторов ЛА самостоятельной постройки и методы оценки прочности их конструкции, а также проведены исследования особенностей конструкции  и аэродинамики СЛА.

В 70-х годах прошлого столетия в ЛИАП проводились исследовании характера обтекания и были разработаны методики расчета аэродинамических характеристик гибких крыльев (Кудрявцев Г.С.).

В ОАО НПК ПАНХ проводились работы по исследованию возможностей, условий, экономических аспектов и особенностей использования дельталетов для авиационных химических работ (АХР) (Козловский В.Б, Худоленко О.В., Деревянко В.С.).

Специалистами фирмы МВЕН (Ермоленко В.Г, Невельский М.А.) и в МАИ (Севбо И.Р.) проводились исследования быстродействующих парашютных систем (БПС).

Особое место при сертификации ВС занимает математическое моделирование. Наибольшие успехи  в разработке математических моделей (ММ)  полета ВС были достигнуты в 80-х годах:  в Риге (РЭ - ГосНИИГА  и РКИИГА - Тотиашвили Л.Г., Бурдун И.Е., Санников В.А., Гребенкин А.В.); в Москве (ГосНИИГА - Кофман В.Д., Егоров Г.С., Моисеев Е.М., Страдомский О.Ю.) и (МИИГА, ныне МГТУ ГА - Ципенко В.Г., Кубланов М.С.).

За рубежом рядом исследователей (Nielsen J., Ormiston B., Оprecht U., Schonher M., Valle G.)  выполнялись работы, связанные с исследованием особенностей аэродинамики гибкого крыла, устойчивости,  управляемости и опасным режимам полета дельтаплана. Все эти работы были посвящены исследованиям очень важных, но частных вопросов.

Таким образом, проблема разработки  ТЛГ и МОС дельталетов до настоящего времени в комплексной постановке не ставилась и не рассматривалась.

Диссертация посвящена именно этой проблеме и базируется на работах автора, осуществленных с начала 80-х годов по настоящее время в МИИГА (с 1993 г. - МГТУ ГА).

Цель работы и задачи исследования. Целью работы является научное обоснование и разработка ТЛГ и методов оценки соответствия дельталетов. В процессе достижения этой цели решены задачи:

- научного анализа динамики развития, особенностей конструкции, летно-технических характеристик,  особенностей эксплуатации, результатов использования в отраслях экономики, вопросов безопасности полетов дельталетов;

- научно-методического обоснования ТЛГ дельталетов;

- разработки  метода аналогов для оценки годности элементов конструкции дельталета;

- разработки теории и методов математического моделирования полета дельталета;

- разработки средств и  методов  экспериментального определения параметров полета, оценки летных характеристик, устойчивости и управляемости дельталета.

Методы исследования. В работе использованы методы летного эксперимента, вычислительной математики, теории вероятностей и математической статистики, теоретической механики и динамики полета,  а также методы математического моделирования полета.

Достоверность результатов исследований. Достоверность результатов летного эксперимента и теоретических исследований данной работы обоснована строгим применением теории математической статистики. Достоверность результатов  подтверждается:

1) непосредственным сравнением результатов расчета с данными летных испытаний;

2) оценкой адекватности (точности и непротиворечивости) результатов математического моделирования данным полетов  с помощью статистических критериев;

3) успешным многолетним использованием предложенных требований и методов при сертификации дельталетов.

Научная новизна. Научная новизна результатов диссертационной работы состоит в том, что впервые поставлены и решены следующие задачи:

1) научный анализ особенностей конструкции, характеристик и особенностей эксплуатации дельталетов, их роли и места в  гражданской авиации;

2)  научное обоснование и уточнение ТЛГ дельталетов;

3) выбор оптимальных методов для решения задач сертификации дельталетов;

4) разработка и обоснование метода аналогов для оценки годности элементов конструкции дельталетов;

5) разработка теории полета дельталета, уравнений его движения с учетом особенностей конструкции и характеристик;

6) разработка методов и средств экспериментального определения и оценки летных характеристик устойчивости и управляемости дельталетов.

Теоретическая значимость результатов исследований. Особенности теории полета, полученные уравнения движения, математическая модель полета и результаты отдельных разработок могут быть использованы:

- для изучения динамики полета дельталета и влияния на нее конструктивных и эксплуатационных факторов;

- для изучения динамической устойчивости и опасных режимов полета;

-  для разработки компьютерных систем имитации полета и программ тренажеров дельталета.

Практическая ценность. Разработаны: ТЛГ, комплекс методов и средств, которые позволяют проводить работы по оценке летной годности дельталетов с минимальными затратами и высокой достоверностью результатов. С использованием предложенных ТЛГ и МОС решено большое количество прикладных задач сертификации и допуска дельталетов к эксплуатации в гражданской авиации, разработаны и внедрены в эксплуатацию в различных отраслях экономики и государственной службы несколько модификаций дельталетов Поиск-06. Предложенные ТЛГ дельталетов использовались при разработке технических требований, принятых в РОСТО (ДОСААФ) и ОФ СЛА России, а также в требованиях к летной годности единичных экземпляров ВС АОН.

Результаты работы использованы и внедрены в РОСТО (ДОСААФ), ОФ СЛА России, в ГосНИИГА, в центре по сертификации ЕЭВС ООО ЛТ - ЭЛИ - СЛА,  дельталеты Поиск-06 используются в ФСБ и МЧС России, в различных организациях сельского хозяйства для аэрофотосъемки и других целей.

- Отдельные результаты используются в учебном процессе АУС ЛТ - ЭЛИ - СЛА при подготовке пилотов СЛА.

Апробация работы. Основные положения работы, научные и практические результаты исследований докладывались и получили положительную оценку на:  Московских аэрокосмических салонах (1997 г., 1999 г., 2001 г., 2003 г., 2005 г., 2007 г.), научных чтениях, посвященных творческому наследию Н.Е. Жуковского (Москва, 1997 г.), а также обсуждались на всесоюзных, всероссийских, отраслевых и вузовских научно-технических конференциях и семинарах (КИИГА 1991 г.,  МИИГА - МГТУ ГА, 1990-2008 г.г.). В 1997 г. работы автора были удостоены гранта МГТУ ГА.

Публикации. Отдельные результаты диссертации опубликованы в 59 печатных работах и в 18 отчетах о НИР, в которых автор являлся ответственным исполнителем или научным руководителем.

На защиту выносятся:

1.  Требования к летной годности дельталетов.

2.  Особенности теории полета дельталетов.

3.  Математическая модель динамики полета дельталета.

4.  Использование метода аналогов для оценки годности элементов конструкции дельталета.

5. Экспериментальные методы, критерии и средства оценки летных характеристик, устойчивости и управляемости дельталетов.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из перечня условных обозначений,  введения, пяти глав, заключения, списка литературы из 246 наименований. Общий объем диссертации 340 страниц, содержащих 157 рисунков и 68 таблиц. Основная часть работы изложена на 320 страницах текста.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность темы диссертации, определяется цель исследований. На основании анализа современного состояния развития дельталетов и опыта их эксплуатации, формулируются задачи исследований. Излагается краткое содержание диссертации и полученных результатов, приводятся положения, которые выносятся на защиту, сведения об апробации работы и публикациях.

В первой главе даны определения классов СЛА с учетом особенностей их конструкции, представлены результаты анализа развития и современного состояния сверхлегкой авиации, показаны роль и место дельталетов в гражданской авиации России. Результаты сравнительного анализа потенциальной опасности различных классов ВС для третьих лиц и окружающей среды, представленные на рис. 1, показывают, что малые  значения взлетной массы и минимальной скорости полета СЛА огнраничинвают  их  кинетическую энергию и делают их более безопасными по сравнению с легкими ВС по отношению к третьим лицам и окружающей среде.  При этом за единицу потенциальной опасности принята кинетическая энергия бегунщего человека. Из представленных данных видно, что потенциальная опасность некоторых классов СЛА для окружающей среды и третьих лиц  сравнима с потенциальной опасностью бегущего челонвека, в то же время потенциальная опасность легких ЛА уже на порядок выше. Этим, прежде всего, и объясняются упрощенные подходы к сертинфикации, допуску к полетам и весьма линберальные правила полетов  СЛА, принятые за рубенжом. 

Рис. 1. Сравнительная оценка потенциальной опасности различных классов ВС для третьих лиц и окружающей среды

На основе анализа конструктивно-силовых схем и компоновок СЛА с балансирным управлением показано, что в настоящее время в результате эволюции моторных СЛА с балансирным управлением использунются в основном две наиболее рационнальнные компоновки: мотодельтаплан с подвесной силонвой установкой типа мотобалка и дельталет с функциональным модулем (ФМ) на колесном, лыжном  или понплавковом шасси, к которому шарннирно прикреплено крыло.

Основными характеристиками дельталетов, от которых зависят их потренбительские свойства, являются сконрость, грузоподъемность, дальность и продолжительность полета. Проведен анализ динаминки изменения основных характеристик дельталетов, понлученная на основе анализа статистических данных различных типов апнпарантов, поступавших в экснплуатацию в рассматриваемый пенриод времени.

Первый опыт использования дельталетов на авиаработах в Российской Федерации относится к  1982 году. На основе анализа опыта эксплуатации дельталетов, разработанных в СКБ МГТУ ГА определены варианты их применения и сфера возможного использования и дельталетов в отраслях экономики (рис. 2).

Рис. 2. Варианты применения и сфера использования дельталетов в отраслях экономики

Анализ опыта выполнения авиационных химических работ показывает, что дельталеты при производительности,  соизменримой с производительностью  самолетов типа Ан-2 и их аналогов, по экономическим поканзателям превосходят все известные комплексы опрыскивания и являются наиболее быстро окупаемыми, что очень важно в современных условиях.  С экономической точки зрения внедрение дельталетов в систему средств механизации защиты растений и сельскохозяйственного производнства  является чрезвычайно важной  задачей государственного масштаба.

Обеспечение безопасности полетов (БП) на СЛА вызывает определеннную озабоченность у специалистов. Существует мнение, что уровень БП  на СЛА с балансирным управлением ниже уровня безопасности полетов на легких ЛА.

В первой главе проведен сравнительный анализ показателей безопасности полетов различных классов ВС, который показал, что относительное количество авиационных происшествий (АП) с тяжелыми для пилотов дельталетов последствиями значительно ниже, чем на легких ЛА любительской
постройки и дельтапланах. Это объясняется тем, что дельталеты обладают
скоростью полета сравнимой со скоростью дельтаплана, а их конструкция
обеспечивает возможность предотвращения возникновения опасных для пилота перегрузок, а также случаев удара пилота о землю или элементы конструкции.

Анализ развития и состояния в области государственного регулирования АОН в России позволяет сделать вывод, что система регулирования деятельности АОН и, в частности, сверхлегкой авиации с делегированием  функций по оценке летной годности и допуску сверхлегких ВС к полетам Всероссийским общественным объединениям была апробирована в течении примерно 15 лет и доказала свою дееспособность.

Вторая глава посвящена анализу структуры и содержания требований к летной годности и процедур допуска СЛА к эксплуатации в различных странах. Рассматривается эволюция технических требований и процедур оценки летной годности дельталетов, принятых в нашей стране. Сегодня в России действуют три различных варианта требований к летной годности дельталетов, принятых в различное время РОСТО (ДОСААФ), Международным авиационным комитетом (МАК) и Минтрансом. Требования, принятые МАК и Минтрансом , разработаны на основе Британских требований к летной годности гражданских санмолетов (BCAR section S) и общеевропейских норм летной годнонсти для очень легких самолетов JAR VLA  и хотя в них включены специальнные требования для  различных классов СЛА, в том числе и для дельталетов, эти требования не могут в полной мере применяться для единичных экземпляров дельталетов, так как для полного определения соответствия указанным тренбованиям необходим объем испытаний такой же, как при сертификации типа. Технические требования - ВТТ МДП-87, принятые РОСТО (ДОСААФ) в наибольшей степени учитывают особенности дельталетов и подходят как при сертификации типа, так и экземпляра, однако они разрабатывались в середине 80-х годов прошлого века, на данный момент устарели и не учитывают изменившихся характеристик дельталетов.  Процедуры сертификации типа СЛА, в том числе дельталетов регламентируются Авиационными правилами, Часть 21 (АП-21), а процедуры допуска к эксплуатации единичных экземпляров ВС АОН - Федеральными авиационными правилами - "Положение о порядке допуска к эксплуатации единичных экземпляров возндушных судов авиации общего назначения". Рассматриваемые правила  не учитывают особенностей производства СЛА, которые изготавливаются сегодня в количестве от одного до нескольнких десятков экземпляров не авианционными заводами с военной приемкой, а небольшими организациями, в том числе общественными клубами.

В диссертации большое внимание уделено анализу ТЛГ и процедур допуска дельталетов к эксплуатации в ведущих  европейских странах: Великобритании, ФРГ, Франции и Италии.

В Великобритании СЛА  разделены на три различных группы: сделанные фирмами-изготовителями, самодельные и  спонсобные взлетать с ног. Для этих групп приняты различные процедуры донпуска к полетам. СЛА, как изготовленные фирмами, так и самодельные  должны пройти проверку на соответствие правилам BCAR section S (Britнish Civil Aviation Regulation) Британской администрации гражданской авианции (Civil Aviation Administration = САА)  [220, 245].  Требования, изложеннные в BCAR section S, касаются всех классов СЛА. Кроме этого комбинанция монтор + выхлопная система + система охлаждения + воздушный винт должна также пройти испытания на допустимость по уровню шума. В противоположность  большинству других стран  испытания и допуск типа СЛА в Великобритании, как и больших самолетов, проводятся непосредственно авиационной администрацией. По этой причине серийные СЛА в Великобритании стоят дороже, чем в других странах. Наряду с испытаниями на соответствие типа установленным требованиям изготовители СЛА также должны соответствовать стандарту А1 прежде чем этот тип будет изготовнляться серийно. Это тот же самый стандарт, который должен выполняться британским изготовителем гражданских ВС, если он, например, хочет сертифицировать компоненты аэробуса. СЛА, собираемые из набора, также должны проходить испытания, на соответствие требованиям BCAR section S. Эти испытания проводят общестнвенные организации: либо Ассоциация общедоступных полетов - Popular Flying Association (PFA),  либо Британская ассоциация СЛА - British Microlight Aircraft Association  (BMAA). На СЛА, изготовленные из набора, выдается только сертификат соответствия установленным требованниям, а самому изготовителю такой сертификат не требуется.

Вне этой общей системы эксплуатируются СЛА, взлет и посадка котонрых осуществляется  с ног. С июня 1995 г. одноместные и двухместные монтопарапланы или мотодельтапланы, стартующие с ног, с максимальной занправкой топлива до 10 л., исключены из большинства положений воздушнного права Великобритании. Для того чтобы выполнять на них полеты не требуется пилотское свидетельство, проверка здоровья, регистрация и веденние полетных документов. Этим классам  СЛА не разрешается летать в коннтролируемом воздушном пространстве, а также  в ограниченных или закрынтых зонах подхода к аэродрому. Но в неконтролируемом воздушном пронстранстве они могут летать также как и другие ЛА.

В наибольшей степени обоснованными и проработанными сегодня можно считать требования к летной годности СЛА и процедуры их допуска к эксплуатации, принятые в Германии. Федеральный министр транспорта Германии имеет право собственным раснпоряжением без согласия Совета Федерации уполномочивать юридиченских или физических лиц выполнять следующие задачи, связанные с иснпользованнием воздушного пространства ЛА:

• допуск образца (типа)  и экземпляра СЛА к полетам;
• выдача разрешения (свидетельств) авиационному персоналу СЛА;
• выдача разрешений на обучение;
• выдача разрешения на старт и посадку вне утвержденных аэродромов  для безмоторных спортивных ЛА;
• надзор за эксплуатацией СЛА на аэродромах и площадках, которые слунжат исключительно для эксплуатации спортивных ЛА;
• сбор оплаты расходов в соответствии с правилами оплаты расходов за управление авиационным транспортом.

СЛА в Германии относятся к категории спортивных ЛА, для допуска к полентам которых не требуется, чтобы сертификат летной годности был выдан гонсударственным уполномоченным органом. Допуск к эксплуатации типа и экземпляра спортивного ЛА, подготовка пилотов и выдача свидетельств пилотов спортивных ЛА осуществляется уполномоченными Федеральным министром транспорта организациями. В области СЛА такими организациями являются Германский союз сверхлегкой авиации DULV и Германский национальный аэроклуб  DAеC. Для различных классов СЛА  разработаны свои нормы летной годности. Документ,  дающий право в Германии на выполнение полетов на СЛА, называется удостоверением эксплуатационной годности (УЭГ). Действуют три вида УЭГ: временное УЭГ, ограниченное УЭГ,  общее УЭГ. Временное УЭГ является разрешением  на испытание  прототипа или экземпляра. Допуск  единичного экземпляра СЛА к эксплуатации осуществляется на основе ограниченного УЭГ. Общее УЭГ является подтверждением соответствия типа СЛА установленнным требованиям. 

Во Франции СЛА не подлежат сертификации, но должны быть зарегистрированы. Порядок регистрации определен документом № 7401 от 31.12.94 г., изданным Главным управлением авиации SFAST. Французские требования распространяются на все классы СЛА и отлинчаются от Британских и Германских требований своей лаконичностью. СЛА, производящиеся серийно, и экземпляры СЛА, строящиеся индивиндуальными изготовителями, должны соответствовать указанным требованниям. Особенностью французских правил является то, что допуск СЛА к понлетам носит заявительный характер. Это означает, что изготовитель декларинрует, что его СЛА соответствует установленным требованиям, и подает заявление в учреждение гражданской авиации, которое на основании этого заявления вындает документ о регистрации и допуске к полетам. Разница между допуснком типа и экземпляра к полетам заключается в том, что в первом случае занявленние подается непосредственно в центральный орган SFAST, а во втором в ренгиональный орган SFAST. Изготовители должны сами проводить статические испытания или расчеты на прочность, испытывать СЛА в полете и документировать результаты испытаний. Эти испытания должны показать, насколько СЛА соответствует установленнным требованиям. Во Франции разрешается осуществлять производственную деятельнность с использованием СЛА.

         В Италии  использование СЛА регулируется принятыми правительстнвом 25 марта 1985 г. правилами  з 106. Итальянские правила использования СЛА очень простые. Отсутствуют точно определенные технические требованния к СЛА, как, например, в Германии, Великобритании и Франции. Для донпуска СЛА к полетам не требуется проводить расчетов и испытаний. Это поле деятельности полностью оставлено для применения творческой фантанзии конструкторов. Тем не менее, большинство изготовителей производят уже оправдавшие себя конструкции, и количество катастроф по причине коннструктивно-производственных недостатков СЛА в Италии не выше, чем в других европейских странах.

Особенности подхода Федеральной авиационной администрации (FAA) США к решению проблемы допуска СЛА к эксплуатации можно наглядно проиллюстрировать на примере части 103 Федеральных авиационных правил (FAR 103),  введенных в силу еще в 1982 г.  Эти правила с изменениями и дополнениями действуют и в настоящее время. Правила включают определение СЛА и требования к пилотам, эксплуатирующим СЛА. Для одноместных СЛА с массой конструкции не превышающей 115,2 кг, минимальной скоростью полета не более 44,8 км/ч и некоторыми другими ограничениями, а также в соответствии с поправкой FAA  № 3784М  от 27 июля 2004 г. для двухместных СЛА с массой пустого  менее 496 фунтов - 225 кг - что соответствует взлетной массе около 450 кг, используемых для обучения, не требуется сертификата летной годности и регистрации, пилоту не требуется прохождение медицинской комиссии.

Допуск к полетам СЛА, выходящих за ограничения установленные FAR 103 осуществляется Авиационной администрацией США FAA в соответствии с правилами, установленными для ЛА любительской постройки. Все эти ЛА относятся к классу экспериментальных и допускаются к полетам по упрощенным процедурам, которые приняты в экспериментальной авиации с выдачей специального экспериментального  сертификата.  По своей сути этот сертификат не подтверждает соответствие ЛА конкретным требованиям, а подтверждает только то, что рассматриваемый ЛА пригоден к полетам и является обычным разрешением на выполнение полетов. Отличие специального сертификата от обычного хорошо иллюстрируется требованием того, что на ЛА любительской постройки должно иметься следующее предупреждение для пассажиров: Этот ЛА любительской постройки и не соответствует Федеральным правилам безопасности для стандартного ЛА.

Общие требования,  применяемые к ЛА любительской постройки, изложены в консультативном циркуляре FAA от 26.09.2003 г. № AC 90-89 Сертификация и эксплуатация самолетов домашней постройки и рекомендательном циркуляре FAA от 24.05.1995 г. № AC 20-27F Любительские и сверхлегкие самолеты. Руководство по летным испытаниям.

Исходя из результатов анализа опыта  разработки ТЛГ и оценки летной годности различных классов ВС  сформулированы следующие основные принципы разработки таких требований для дельталетов:

• требования к дельталетам должны устанавливаться с учетом незначительной потенциальной опасности этих СЛА для третьих и окружающей среды;
• требования должны устанавливаться на основе глубокого анализа опыта разработки и применения этих требований в различных странах;
• требования должны быть минимальными требованиями, выполнение которых необходимо и обосновано для обеспечения безопасной эксплуатации;
• требования должны максимально учитывать особенности конструкции и летных характеристик дельталетов;
• требования не должны содержать в себе пунктов, которые по каким-то  причинам невыполнимы или выполнение которых приводит к понижению безопасности полетов;
• требования должны разрабатываться с учетом возможности использования для проведения оценки соответствия наиболее простых и доступных методов:
• структуру требований целесообразно привести в соответствие последовательности проведения работ по оценке соответствия.

Исходя из указанных принципов, в качестве прототипа для разработки требований к дельталетам, были  выбраны ТЛГ моторных СЛА с балансирным управлением,  действующие в  Германии.

На основе анализа содержания рассмотренных выше требований к летной годности СЛА, принятых в различных странах проведено научно-методическое обоснование и предложено содержание требований к элементам конструкции и агрегатам, прочности, летным характеристикам, устойчивости и управляемости, а также эксплуатационной документации дельталетов.

В третьей главе для решения задачи оценки годности элементов конструкции,  комплектующих изделий и агрегатов дельталетов разработаны теоретические основы использования метода аналогов. Предлагаемый метод основан на сравнении элемента конструкции сертифицируемого дельталета с уже известным элементом, годность которого подтверждена опытом эксплуатации, испытаниями, или расчетами, а также сертификатом летной годности. Задача решается на основе анализа особенностей, обобщения типовых элементов конструкции, материалов, комплектующих изделий и агрегатов дельталетов,  летная годность которых подтверждена многолетним опытом эксплуатации, выбора и формирования перечня эталонных аналогов, которые могут быть использованы для оценки летной годности путем сравнения характеристик элементов сертифицируемого дельталета с их аналогами в конструкции другого дельталета, уже допущенного к эксплуатации. На рис. 3 представлена блок-схема оценки годности элементов конструкции дельталета  методом аналогов.  На первом этапе необходимо выбрать аналог, или аналоги, с уже подтвержденной летной годностью, наиболее близкие по свом характеристикам и параметрам конструкции к оцениваемому дельталету. При этом рассматриваются следующие основные параметры: взлетная масса, площадь крыла, стреловидность крыла, размах крыла, конструктивно-силовая схема крыла, материалы каркаса и обшивки крыла, конструктивно-силовая схема ФМ, основные параметры шасси, компоновка рабочих мест экипажа, силовой установки и оборудования, база и колея шасси, тип и характеристики двигателя, состав оборудования. На втором этапе проводится сравнение конструкционных материалов, технологий изготовления, основных параметров и условий работы элементов сертифицируемого дельталета с аналогичными элементами дельталета, выбранного в качестве аналога-эталона.

Рис. 3. Блок-схема оценки годности элементов конструкции дельталета  методом аналогов

В 95% случаев сегодня можно подобрать для сравнения с оцениваемым элементом аналоги, имеющие абсолютно идентичные размеры, конструкционные материалы и геометрические параметры. Номенклатура материалов, применняемых в конструкции дельталетов, сводится  к нескольким группам традиционных материалов, что значительно облегчает оценку  элементов конструкции ЛА данного класса. В результате проведенного анализа особенностей конструкции и нагружения элементов крыла и ФМ дельталета определены типовые элементы конструкции и разработаны теоретические основы оценки их годности методом аналогов. Показано, что при разных видах нагружения определяющими являются  различные геометрические характеристики сечений и дана классификация элементов конструкции дельталета по видам нагружений. При оценке прочности элементов, работающих на растяжение, сжатие, срез и смятие, в случае если действующие нагрузки одинаковы, задача сводится к сравнению площади наиболее нагруженных сечений оцениваемого элемента и аналога-эталона.  Тогда условие прочности, а соответственно и условие годности элемента можно записать в виде:

Fi1   Fi2,,

где Fi1, Fi2 - площадь iЦ го сечения сравниваемого элемента и аналога.

Если оцениваемый дельталет и эталон имеют различную максимальную взлетную массу, то условие прочности и условие годности элемента можно записать в виде:

G0 2/ Fi2  G01/ Fi1  ,

где G01, G02 - максимальная взлетная масса сравниваемого дельталета и аналога.

При наличии изгиба в сочетании с растяжением, сжатием или срезом определяющими геометрическими характеристиками прочности являются площадь и момент сопротивления сечения. Оценка прочности и годности элементов сводится к сравнению этих характеристик в наиболее нагруженных сечениях. Условие прочности и годности элементов:

Fi1   Fi2 ,  Wi1  Wi2 ,

где Wi1,  Wi2 - момент сопротивления iЦ го сечения  сравниваемого элемента и аналога.

При различной максимальной взлетной массе условие прочности и условие годности элементов будет выглядеть следующим образом:

G0 2/ Fi2    G01/ Fi1 , G0 2/ Wi2 G01/ Wi1 .

Для элементов конструкции испытывающих продольный изгиб условие прочности и годности:

l2    l1 ,  F1   F 2 , J2   J1 ,

  где l 1 , l 2  Ц  длина сравниваемых элементов аналога-эталона и оцениваемого дельталета;

J1, J 2 - момент инерции центрального сечения сравниваемого элемента аналога-эталона и оцениваемого дельталета.

Если максимальные взлетные массы сравниваемого дельталета и аналога отличаются, то условие прочности и условие годности элементов будет выглядеть следующим образом:

G02 l2  G01 l1  ,  G0 2/ F2    G01/ F1,  G0 2/ J2 G01/ J1 .

При сочетании нагрузок продольного и бокового изгиба, при одинаковой максимальной взлетной массе условие прочности для таких элементов можно записать в следующем виде:

l2   l1  ,  F1 F 2  ,  W 1  W 2  , J1    J2 .

Если максимальные взлетные массы отличаются, то условие прочности и условие годности стержневых элементов, нагружаемых одновременно  на изгиб и сжатие,  будет выглядеть следующим образом:

G02 l2  G01 l1  , G0 2/ F2    G01/ F1,  G0 2/ W2 G01/ W1 , G0 2/ J2 G01/ J1 .

На основе анализа опыта эксплуатации в третьей главе проведена оценка годности и сформированы перечень двигателей, воздушных винтов и спасательного оборудования которые можно рекомендовать для использования на дельталетах, а также использования в качестве аналогов-эталонов.

В четвертой главе рассматриваются особенности теории полета и математического моделирования для оценки летных характеристик, устойчивости и управляемости дельталетов.

Дельталет имеет ряд существенных особенностей, отличающих его от других ЛА.  Главные из этих особенностей  следующие:

• балансирный способ управления;
• значительное влияние  аэродинамической нагрузки на геометрию  крыла;
• малые скорости полета;
• существенное влияние эксплуатационных факторов на аэродинамические характеристики крыла;
• влияние сил инерции на геометрические характеристики крыла и его аэродинамические характеристики;
• влияние интерференции воздушного винта при больших скоростях полета;
• отсутствие общей продольной плоскости симметрии при полете с креном и скольжением.

Указанные особенности оказывают существенное влияние на аэродинамические характеристики и динамику полета дельталета. В частности при угловом движении, при больших угловых скоростях и ускорениях на  дельталет начинают действовать дополнительные аэроинерционные моменты, возникающие в результате деформации обшивки крыла под воздействием сил инерции.

Анализ аэродинамических характеристик показывает, что значение суаmах  для дельталета не превышает величины 1.35. Это значение может быть принято при оценке возможной минимальной скорости дельталета расчетным методом.

Предложена теория аэроинерционных моментов, возникающих по причине деформации обшивки крыла под воздействием сил инерции при угловых ускорениях. Эта теория позволяет пролить свет на причины ряда катастроф дельталетов, связанных с потерей их динамической устойчивости.  Суть теории можно продемонстрировать на  примере возникновения аэроинерционного момента крена. На рис.4 представлена схема действия сил инерции на элементарные участки обшивки крыла при ускоренном угловом движении дельталета по крену.

Рис. 4.  К возникновению  аэроинерционного момента крена

	положение обшивки при отсутствии углового ускорения;
	положение обшивки при угловом ускорении.

Ускорение элементарного участка обшивки Мi можно определить по его составляющим: касательному ускорению аi, направленному по касательной к окружности вращения и нормальному ускорению аni, направленному к центру, расположенному в точке О.

Модуль полного ускорения участка Мi будет равен: 

,

где - угловое ускорение. 

Тангенс угла между вектором ускорения и радиусом окружности:

.

Силу инерции, действующую на элементарный участок обшивки можно определить по формуле:

Fинi = mi аi,

где mi - масса i-го элементарного участка обшивки.

Просуммировав силы инерции, действующие на элементарные участки обшивки, при угловом ускоренном движении дельталета относительно оси  Ох,  можно получить их распределенную нагрузку на обшивку.  Из рисунка видно, что действие сил инерции приведет к перемещению частей обшивки в вертикальной плоскости. Возникает эффект аналогичный эффекту гаширования крыла, используемому в начале прошлого века для поперечного управления самолетом. Перемещения обшивки приведут к возникновению дополнительного  аэроинерционного момента крена . Величина этого момента зависит от величины углового ускорения . При увеличении углового ускорения увеличиваются силы инерции, действующие на обшивку, соответственно увеличиваются перемещения обшивки и величина момента, который может быть причиной поперечной динамической неустойчивости дельталета.

Дельталет в общем случае должен рассматриваться как механическая система имеющая, по крайней мере, восемь степеней свободы для пространственного движения. Две дополнительные степени свободы по сравнению с самолетом - угловое движение ФМ относительно крыла в продольном и поперечном канале. В работах некоторых авторов предпринимались попытки формирования теории полета дельталета на основе классических подходов, однако целостная картина этой теории до сих пор не была сформирована. В четвертой главе поставлена и решена задача формирования основ теории и математического моделирования динамики полета дельталета с учетом его особенностей указанных выше. Основы предлагаемой теории можно продемонстрировать на примере теории продольного движения дельталета. Продольное движение дельталета описывается обобщенными координатами Xg, Yg, углом тангажа крыла - и углом тангажа ФМ - , а сам A рассматривается как механическая система, имеющая четыре степени свободы в общем случае. Схема сил и моментов, действующих на дельталет при его декомпозиции отдельно на крыло и ФМ приведена на рис. 5.

Рис. 5. Схема сил и моментов, действующих на крыло и ФМ дельталета при изолированном продольном движении в общем случае

Уравнения продольного движения получены в результате декомпозиции сил и моментов,  действующих на крыло и ФМ.

  Можно выденлить три основных случая продольного движения дельталета:

• рулевая трапеция (РТ) свободна;
• РТ зафиксирована и положение ФМ относительно крыла не изменяется;
• РТ перемещается пилотом.

Во всех трех случаях уравнения уравнения, описывающие поступательное движение, остаются неизменными:

  , (1)

где - масса дельталета;

m1 - масса крыла;

m2-  масса ФМ; 

Р  - сила тяги;

- угол между осью Oyg и осью Oyп;

- угол установки СУ;

Хк - сила сопротивления крыла;

Хп - сила сопротивления ФМ; 

Y - подъемная сила;

X=Xк+Хп  - сила сопротивления дельталета.

Изменяются только уравнения углового движения.

1) Случай РТ свободна.

В этом случае усилие на РТ  Рх = 0 и угловое движение дельталета в продольной плоскости будет описываться двумя уравнениями:

 

    (2)

2) Случай РТ зафиксирована.

Если РТ не перемещается относительно ФМ, то угловые скорости крыла и ФМ совпадают

z = zп.

Получим уравнение углового движения в следующем виде

  (3)

3) Случай РТ перемещается пилотом.

(4)

Угловая скорость крыла связана с угловой скоростью ФМ законом перемещения РT, который может быть задан как функция, зависящая от времени. В этом случае уравнение (4) следует дополнить уравнением:

(5)

РТ дельталета имеет, как правило, упоры, ограничивающие перемещение крыла относительно ФМ. Такими упорами является тело пилота и элементы конструкции. При расчете продольного движения в первом и третьем случаях в момент попадания РТ на упор угловая скорость крыла и ФМ совпандает

z = zп.

Для ее определения воспользуемся теоремой об изменении момента количества движения механической системы. С учетом этой теоремы угловую скорость в момент попадания РТ на упор можно определить по формуле:

  (6)

Сердцевиной любой математической модели (ММ) является математическое описание, представляющее собой полную совокупность данных, функциональных соотношений и методов вычислений, необходимых для получения результата. Исходя из основных принципов математического моделирования ДП ЛА, можно сформулировать современные требования к математическому описанию движения дельталета:

1) описание должно учитывать взаимодействие элементов в системе "дельталет - пилот - среда";

2) дельталет должен представляться, как механическая система, движение которой описывается системой нелинейных дифференциальных уравнений без упрощений на малость углов;

3) атмосферные условия должны задаваться так, чтобы имелась возможность учитывать реальные значения температуры и давления, нестационарный в пространстве и времени вектор скорости ветра;

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

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

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

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

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

Рис. 6. Блок схема ММ продольного движения дельталета

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

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

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

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

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

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

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

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

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

	- "Поиск-06-19", G/S=13.5 кг/м2;
	- "Поиск-06-18", G/S=19 кг/м2;
	- "Поиск-06-14", G/S=30 кг/м2.

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

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

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

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

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

       

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

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

Неустойчивый по скорости дельталет при увеличении скорости стремится увеличить ее еще больше. Чтобы удернжать дельталет на заданной скорости, пилот должен будет переместить РТ лот себя.

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

Таблица 1

Критерии оценки продольной статической устойчивости дельталета

по скорости с зафиксированной РТ

Поло-жение РТ	Уси- ие на РТ	Критерий оценки	Отлично	Хорошо	Удовлетво-рительно	Не удовлетво-рительно
			V>Vбал - усилия тянущие V<Vба - усилия толкающие
Умакси-мально на себяУ	Р3	|Р3|> |Р2|	Постоянный рост усилия хорошо ощуща-ется, градиент роста усилия постоянен, или растет	Постоян-ный рост усилия ощущается, но градиент роста с ростом скорости уменьшает-ся	Рост усилия не постоянен, градиент роста усилия с ростом скорости становиться близким к нулю, или отрицатель-ным	Наблюдается уменьшение усилия с ростом скорости, градиент роста усилия становится отрицательным. Появляются толкающие усилия в области малых углов атаки и наоборот
-(20-30)см	Р2	|Р2|> |Р1|
-(10-15)см	Р1	|Р1|> 0
0	0
+(10-15)см	Р4	Р4> 0
+(20-30)см	Р5	Р5> Р4
Умакси-мально от себяУ	Р6	Р6> Р4

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Одной из количественных характенристик продольной управляемости дельталета являнется степень управляемости, которая показывает, на сколько градусов изменится угол атаки при повороте РТ на 1. У дельталета степень управлянемости не может быть больше единицы, так как часть перемещения РТ расходуется на изменение угла атаки, а часть на создание управнляющего момента. Причем, чем больше продольная устойчивость дельталета с освонбожденным управлением, тем меньше степень управляемости. При увеличеннии устойчивости растут усилия на РТ, соответственно растет часть диапазона перемещения РТ, расходуемая на созндание управляющего момента.

Путевое и поперечное управление дельталетом осуществляется за счет перемещения центра масс относительно крыла в поперечной плоскости.

С учетом указанных особенностей разработаны и апробированы методы и критерии оценки продольной и боковой управляемости дельталета, а также определения усилий на РТ.

В пятой главе представлены также методы оценки  управляемости и маневренности дельталета на эксплуатационных режимах полета:

• руления;
• взлета;
• набора высоты;
• горизонтального полета;
• снижения;
• посадки с работающим и неработающим двигателем;
• в случае внезапного отказа двигателя.

Для проведения некоторых экспериментов использовался двухмоторный дельталет Поиск-03.  Особенностью этого дельталета является то, что при отказе одного из двигателей возникает несимметричная тяга. На основе экспериментальных данных разработана теория этого режима полета и получены уравнения балансировки.

Одним из известных явлений, с которым пилоты знакомятся еще в процессе обучения, является сваливание дельталета. Правильно спроектированный и сбалансированный дельталет в процессе перехода на закритические углы атаки опускает нос и увеличивает скорость, уменьшая угол атаки. Чтобы выйти из режима сваливания на таком дельталете достаточно просто освободить РТ или переместить ее немного на себя. Для проведения оценки характеристик сваливания дельталета предложены соответствующие методы и критерии.

Для определения аэродинамических характеристик дельталета по данным летных испытаний, полученных с использованием КИО, в диссертации разработана соответствующая методика, позволяющая произвести вычисление основных аэродинамических коэффициентов.  Определение исходных параметров полета производится при планировании с выключенной силовой установкой.

Примеры зависимостей cx=f(), cy=f() опреденленных по результатам летных испытаний дельталета "Поиск-03", представлены на рис. 17.  Для сравнения на этих же рисунках нанесены аналогичные завинсимости, полученные при продувках дельталета Т 302 в аэродинамической трубе ЦАГИ T-I0I.

Рис. 17. Сравнение аэродинамических характеристик дельталетов Поиск-03 и Т 302

  __ "Поиск-03" - результаты летных испытаний, G - 292 кг;

_._ "Т 302" - продувки в аэродинамической трубе, G = 350 кг.

Сравнения аэродинамических харакнтеристик полученных при ЛИ и при продувках в аэродинамической трубе позволяет сделать вывод, о том, что характер полученных в результате ЛИ зависимостей соответствует ожидаенмому и они могут быть использованы для проведения расчетов ЛТХ и исследования динамики продольного движения дельталета.

В заключении отмечается, что совокупность полученных научных результатов может быть квалифицирована как решение крупной научной проблемы, имеющей важное практическое значение. Диссертация посвящена решению проблемы повышения БП и эффективности проведения работ по оценке летной годности дельталетов с использованием современных методов сравнительного анализа элементов конструкции, математического моделирования и летного эксперимента. В ней изложены научно-обоснованные приемы: оценки годности элементов конструкции дельталета методом аналогов, разработки теории  построения  ММ высокой степени адекватности поведению реального дельталета для решения широкого спектра задач динамики полета. Разработаны технические средства, методы и критерии оценки  летных характеристик устойчивости и управляемости дельталета в процессе ЛИ.

Основные выводы по проведенным исследованиям сформулированы в конце каждой главы диссертации. Наиболее общими результатами работы являются следующие.

1. Предложена классификация СВС и дана оценка развития сверхлегкой авиации в России. На основе анализа компоновок и типовых конструктивно-силовых схем  СЛА с балансирным управлением выявлены наиболее распространенные и перспективные компоновки и схемы дельталетов.
2. На основе анализа опыта эксплуатации и практического использования разработанных СКБ МГТУ ГА дельталетов  определена  сфера и основные  экономические показатели их использования в отраслях экономики. Показано, что по некоторым своим характеристинкам дельтанлеты могут быть конкуреннтоспособными с легкими самолетами и вертолетами, а по отндельным показателям - весовой отндаче, сравнительному коэффициенту совершенства даже превосходят их. Перечисленные свойства и характеристики дельталетов создают ренальные предпосылки для широкого прикладного применения этих ЛА в различных отраслях экономики.
3. Установлено, что относительное количество АП с тяжелыми для пилотов дельталетов последствиями ниже, чем на легких ЛА любительской
   постройки и дельтапланах.
4. В результате проведенного анализа показано, что система регулирования деятельности АОН и, в частности, сверхлегкой авиации с делегированием  функций по оценке летной годности и допуску ВС к полетам Всероссийским общественным объединениям была апробирована в течении примерно 15 лет и доказала свою дееспособность.
5. Анализ процедур допуска СЛА к эксплуатации принятых в различных странах показывает, что в странах ЕС и США приняты, с учетом низкой потенциальной опасности СЛА для окружающей среды и третьих лиц, упрощенные требования к летной годности и процедуры их допуска  к эксплуатации. Во многих странах (Германия, Италия, Чехия и некоторые другие) полномочия по проведению испытаний и выдачи документов, разрешающих эксплуатацию типа и экземпляра СЛА (аналог сертификата летной годности типа и экземпляра), делегированы государственными уполномоченными органами общественным организациям. В некоторых странах  (Великобритании, Новая Зеландия и др.) сертификат летной годности СЛА выдается  на основании заключения экспертов общественных организаций, в других на основании декларации изготовителя (Франция).
6. Разработаны основные принципы научного обоснования ТЛГ дельталетов. Исходя из указанных принципов, на основе научного анализа ТЛГ СЛА,  действующих в различных странах, особенностей летных характеристик и опыта эксплуатации, разработаны ТЛГ дельталетов.
7. Проведен анализ существующих методов оценки годности элементов конструкции  дельталетов. На основе научного анализа типовых элементов конструкции дельталета, видов их нагружения, материалов и технологий изготовления для оценки годности элементов конструкции  предложен метод аналогов.
8. Исходя из результатов испытаний  и опыта эксплуатации,  сформирован перечень двигателей, воздушных винтов и спасательных систем летную годность которых можно оценить положительно и рекомендовать  считать их годными для использования на дельталетах.
9. Дан подробный анализ особенностей аэродинамических характеристик и разработаны основы теории полета с учетом особенностей дельталета. Предложена теория аэроинерционных моментов, возникающих при высоких угловых скоростях и ускорениях дельталета.
10. На основе принципов разработки ММ ДП  сформулированы требования к математическому описанию движения дельталета на всех участках полета, приведен перечень основных допущений и дано описание ММ ДП дельталета.
11. Разработана ММ ДП дельталета, представляющая собой развитую систему унифицированного программного обеспечения, являющаяся высокоточным наукоемким исследовательским инструментом для решения задач оценки летной годности дельталета. Показано, что ММ ДП дельталета позволяет получать результаты моделирования адекватные данным ЛИ.
12. Создан экспериментальный образец КИО,  обеспечивающий достаточную точность измерений параметров полета, в том числе усилий на РТ, который  может быть использован при летных испытаниях дельталетов. Разработана методика тарировки датчиков КИО и определения погрешности измерений.
13. Предложены методы оценки основных летно-технических характеристик дельталета: минимальной, максимальной и балансировочной скоростей полета, максимальной вертикальной скорости набора высоты и минимальной вертикальной скорости снижения, взлетной и посадочной дистанций.
14. Разработаны методы и критерии оценки продольной статической устойчивости по скорости и по перегрузке с освобожденным и зафиксированным управлением, динамической продольной устойчивости, путевой и поперечной статической устойчивости, а также поперечной динамической устойчивости, управляемости и маневренности дельталета.
15. Разработана методика определения основных аэродинамических характеристик дельталета по данным летных испытаний.
16. На основании результатов диссертации проведено научно-техническое сопровождение работ по оценке летной годности дельталета Поиск-06, а также более двухсот экземпляров дельталетов.
17. Показана эффективность применения разработанной теории, ММ динамики полета дельталета для решения задачи расследования авиационных происшествий.

Основное содержание диссертации отражено в 59 печатных научных работах, наиболее важные из которых перечислены ниже.

1. Железняков Ю.Д., Никитин И.В. Анализ авиационных происшествий на легких и сверхлегких летательных аппаратах // Проблемы безопасности полетов.- М.,- 1985. - № 8. - С. 43-56.
2. Клименко А.П., Никитин И.В.  Мотодельтапланы: Проектирование и теория полета.- М.: Патриот, 1992.- 288 с.
3. Кондранин Т.В., Никитин И.В., Топчиев А.Г. Применение дельталета Поиск-06НТ для геологического мониторинга объектов нефтегазового комплекса// Научный вестник МГТУ ГА,  - М., 2007.- № 100. - С. 225-232.
4. Никитин И.В., Корниюк П.В. Экспериментальное исследование летных характеристик устойчивости и управляемости мотодельтаплана// Воздушный транспорт. Отечественный опыт. - М.: Э-и ЦНТИ ГА, 1986. - вып.9. - С. 2 - 4.
5. Никитин И.В., Корниюк П.В., Чернигин О.Е.  Динамометрическая ручка дельтаплана. Авторское свидетельство № 1369156, 1987. - 3 с.
6. Никитин И.В., Чернигин О.Е., Попов М.А. Аппарат для  воздушного опрыскивания. Авторское свидетельство № 1394630, 1988. - 3 с.
7. Никитин И.В., Чернигин О.Е. Основные принципы сертификации и разработки требований к эксплуатантам сверхлегкой авиационной техники // Международная научно-техническая конференция. Наука и техника гражданской авиации на современном этапе. Тезисы докладов. - М.: МГТУ ГА, 1994. - С. 76.
8. Никитин И.В. Опыт сертификации сверхлегкой авиационной техники за рубежом и в системе ОФ СЛА РФ, его использование в государственном регулировании АОН, как средства обеспечения безопасности полетов СЛА // Особенности расчетов аэродинамических и летно-технических характеристик ВС в усложненных условиях полета. - М.: МГТУ ГА, 1996. -  С.3-10.
9. Никитин И.В., Чернигин О.Е. Опыт использования СЛА в отдельных отраслях экономики // Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуациях. - М.: МГТУ ГА, 1997. -  С 98-100.
10. Никитин И.В. Мотодельтапланы СКБ МГТУ ГА // Авиация Общего Назначения/ №7, Харьков, 1997.- С. 28.
11. Никитин И.В., Корниюк П.В., Бушанский Н.А. "HIRTH" - Пять лет в России// Авиация Общего Назначения/ №3, Харьков, 1999.- С. 28-30.
12. Никитин И.В. Двадцать лет авиаработ на СЛА// Авиация Общего Назначения/ №10, Харьков, 2000.-С. 29-31.
13. Никитин И.В.  Экономические аспекты применения дельталетов в сельском хозяйстве// Научный вестник МГТУ ГА серия  Общество, экономика, образование. - М.: МГТУГА, 2001, -№45.- С. 48-55.
14. Никитин И.В. лПоиск-06 пятнадцать лет в серии// Авиация Общего Назначения/ №2, Харьков, 2004.-С. 22-25.
15. Никитин И.В. Анализ технических требований, предъявляемых к сверхлегким воздушным судам и процедур их допуска к полетам в различных странах// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА,  2005,- № 86.-  С. 128-136.
16. Никитин И.В. Опыт практического использования сверхлегких воздушных судов в отраслях экономики на примере дельталетов СКБ МГТУ ГА// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА, 2005.- № 86. -  С. 137-144.
17. Никитин И.В. К вопросу оценки летной годности двигателей сверхлегких летательных аппаратов// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА, 2005.- № 85,  С. 143-150.
18. Никитин И.В. Основные характеристики дельталетов и динамика их развития// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА, 2006.- № 99. -  С. 81-87.
19. Никитин И.В. Анализ компоновок и типовых конструктивно-силовых схем сверхлегких летательных аппаратов с балансирным управлением// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА,  2006.- № 99. -  С. 87-94.
20. Никитин И.В. Математическое моделирование продольного движения сверхлегких воздушных судов с балансирным управлением// Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА, 2006.- № 97. -  С. 104-111.
21. Никитин И.В. Оценка летных характеристик, устойчивости и управляемости сверхлегких воздушных судов методами летного эксперимента// Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА,  2006.- № 97. - С. 111-118.
22. Никитин И.В. Формирование требований к эксплуатационной документации  дельталетов// Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта. - М.: МГТУГА, 2006.- № 109 - С. 108-113.
23. Никитин И.В. Классификация сверхлегких летательных аппаратов и анализ состояния сверхлегкой авиации в России// Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромехника, прочность, поддержание летной годности. - М.: МГТУГА, 2006. - № 103. - С. 82-88.
24. Никитин И.В. Оценка прочности силовых элементов конструкции дельталета расчетными методами // Научный вестник МГТУ ГА, серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов. - М.: МГТУГА,  2006.- №  122. - С.116-122
25. Никитин И.В. Особенности поперечной динамической неустойчивости дельталета // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА, 2006.- № 111. - С. 154-160.
26. Никитин И.В. Сверхлегкие летательные аппараты// Труды Всероссийских научных чтений Будущее сильной России в высоких технологиях. - Санкт-Петербург, 2007.- С. 158-168.
27. Никитин И.В. Опыт применения быстродействующих систем спасения на дельталетах // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности. - М., 2008.- № 129. -  С. 128-136.
28. Никитин И.В. Оценка годности элементов конструкции  дельталета методом аналогов // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности. - М., 2008.- № 129. -  С. 128-136.

   Авторефераты по всем темам  >>  Авторефераты по техническим специальностям