МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ДВИЖЕНИЯ ЛЕГКОГО УДАРНОГО САМОЛЕТА С ВНЕШНИМИ ПОДВЕСКАМИ В ПРЕДЕЛЬНОЙ ПО УГЛУ АТАКИ ОБЛАСТИ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА

В настоящее время в мире существует опыт использования учебно-боевого самолета в качестве легкого ударного самолета. Качество оценивания эффективности выполнения боевой задачи зависит от степени адекватности используемых для этого математических моделей. Известно, что эффективность выполнения боевой задачи во многом определяется маневренными возможностями самолета, которые реализуются наиболее полно в области предельных по углу атаки режимов полетов. В статье представлены результаты исследования влияние числа Рейнольдса, угла атаки и положения внешней подвески на параметры, характеризующие состояние отрывно-вихревого обтекания, проведенные с использованием программных комплексов Solid Works и Ansys Fluent. Приведены зависимости исследуемых параметров для стационарного и нестационарного случаев движения легкого ударного самолета. Исследовано влияние постоянных времени, характеризующих инерционность и затягивание процессов развития отрывного и восстановления безотрывного обтекания на состояние отрывно-вихревого обтекания. Рассмотрено влияние скорости изменения угла атаки на коэффициент подъемной силы легкого ударного самолета с внешними подвесками, обусловленное инерционностью и затягиванием процессов развития отрывного и восстановления безотрывного обтекания. В статье рассматривается созданная авторами математическая модель движения легкого ударного самолета с внешними подвесками при выполнении им маневра в вертикальной плоскости, учитывающая особенности отрывно-вихревого обтекания. С использованием данной модели получены параметры траектории движения при выводе легкого ударного самолета из пикирования с использованием больших углов атаки. Показано, что не учет особенностей отрывно-вихревого обтекания в модели движения легкого ударного самолета приводит к некоторому увеличению потери высоты при выводе из маневра, что в свою очередь делает возможным уменьшение высоты начала вывода из пикирования.

легкий ударный самолёт, внешние подвески, отрывно-вихревое обтекание, модель движения, вывод из пикирования

1. Кабин C.В., Колин И.В., Cвятодух В.К., Cуханов В.Л., Шуховцов Д.В. Множественный гистерезис статических аэродинамических характеристик // Ученые записки ЦАГИ. 1999. Том XXX, № 3-4. C. 61-68

2. Бюшегнс Г.C., Cвятодух В.К., Cверканов П.Л. Влияние динамического гистерезиса аэродинамической подъемной сил на безопасный выход самолета из крутого пикирования // Полет. М.: Машиностроение - Полет. 2008. C. 3-8

3. Особенности проектирования легких боевых и учебно-тренировочных самолетов / А.Н. Акимов, В.В. Воробьев, О.Ф. Демченко, Н.Н. Долженков, А.И. Матвеев, В.А. Подобедов. М.: Машиностроение, 2005. 368 c

4. Оболенский Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. М.: Филиал Воениздат, 2007. 239 c

5. Попов C.А., Гондаренко Ю.А. Математическая модель влияния состояния обтекания на аэродинамические характеристики манёвренного самолета [электронный ресурс] // Труды МАИ. 2016. № 89. Режим доступа: http://www.mai.ru/upload/iblock/831/popov_gondarenko_rus.pdf

6. Храбров А.Н. Нестационарные аэродинамические нагрузки на профиле в произвольном вертикальном порыве и их моделирование с помощью обыкновенных дифференциальных уравнений // Ученые записки ЦАГИ, 2007. Том XXXVIII. C. 68-82

7. Бюшгенс Г.C. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. М.: Наука, 1998. 816 c

8. Учет динамики разрушения вихрей при математическом моделировании нестационарных аэродинамических характеристик треугольного крыла / Ю.А. Виноградов, А.Н. Жук, К.А. Колинько, А.Н. Храбров // Ученые записки ЦАГИ. 1997. Том XXVIII. C. 105-120

9. Головнев А.В., Тарасов А.Л. Исследование аэродинамических характеристик модели маневренного самолета с механизированной передней кромкой крыла с помощью программного комплекса ANSYS FLUENT // Научный вестник МГТУ ГА. 2015. № 218. С. 42-49

10. Лысенко Н.М. Аэродинамика и динамика полетов маневренных самолетов. М.: Военное издательство, 1984. 538 c