АДАПТАЦИЯ САМОЛЕТА К РЕЖИМАМ ДОЗВУКОВОГО ПОЛЕТА

© Ш.Ф.Ганиев, В.В.Гуляев, Ю.В.Смелтер
© Государственный музей истории космонавтики им. К.Э. Циолковского, г. Калуга
Секция "Авиация и воздухоплавание"
2005 г.

В докладе рассматривается метод решения задачи синтеза законов оптимального отклонения органов управления и механизации самолета (законов адаптации), обеспечивающих минимизацию индуктивного сопротивления на различных режимах установившегося дозвукового полета.

Предлагаемый метод, который строится в рамках и терминах теории оптимизации, позволяет находить законы адаптации и уравнения «адаптивных» индуктивных поляр в виде явных зависимостей оптимальных углов отклонения управляющих поверхностей и коэффициента индуктивного сопротивления от величины запаса продольной статической устойчивости и коэффициентов подъемной и боковой сил. Коэффициенты соответствующих зависимостей могут быть получены с учетом ряда факторов реального полета – скорости, высоты, степени реализации подсасывающей силы, балансировки в каналах крена, рысканья и тангажа, упругих свойств конструкции самолета, состава системы адаптации, ее структуры и т. д.

Рассматриваемый метод ориентирован на использование спектра линейных аэродинамических характеристик самолета, полученных путем математического моделирования процессов обтекания методом дискретных вихрей. В качестве примера в докладе приводятся результаты исследований эффективности и законов различных способов адаптации маневренного самолета. Показано, что эффективность адаптации достигается за счет оптимизации распределения аэродинамических нагрузок между элементами компоновки, рациональных законов изменения циркуляции по размаху несущих поверхностей и организации течения в окрестности передних кромок, в максимальной степени обеспечивающего реализацию эффекта «возврата» подсасывающей силы.

Материалы данного доклада могут быть использованы при решении широкого круга задач проектирования и формирования облика современных и перспективных летательных аппаратов.