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 адекватно- сти 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 Рей- нольдса, угла атаки и положения внешней подвески на параметры, характеризующие состояние отрывно-вихревого обтекания, проведенные с использованием программных комплексов Solid Works и Ansys Fluent. Приведены зави- симости исследуемых параметров для стационарного и нестационарного случаев движения легкого ударного само- лета. Исследовано влияние постоянных времени, характеризующих инерционность и затягивание процессов разви- тия 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 без- отрывного 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 уменьше- ние высоты начала вывода из пикирования.

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

1. Кабин C.В., Колин И.В., Cвятодух В.К., Cуханов В.Л., Шуховцов Д.В. Множе- ственный 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 Воениз- дат, 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 произволь- ном 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 самоле- тов. М.: Наука, 1998. 816 c

8. Учет динамики разрушения вихрей при математическом моделировании нестационар- ных 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.: Во- енное издательство, 1984. 538 c