Сообщения пользователя Торбин Александр Валерьевич (1338 штук)

 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 Следующая  Последняя

Авторский форум Александра Гарнаева (БЕЗ ЦЕНЗУРЫ!)

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 05.01.2013 20:15
Демократия в жопе!


Выкат RedWings (RA-64047) во Внуково....

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 29.12.2012 18:39
Командир, второй, бортинеженер и стюардесса....


Выкат RedWings (RA-64047) во Внуково....

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 29.12.2012 16:21


Посадка на Гудзон

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 28.12.2012 21:18
И гений парадокса друг! Кэп молодец!


Авторский форум Александра Гарнаева

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 28.12.2012 20:15
А пиндосское государство чмошное. К простым людям это не относится. Это к политике государства.


Авторский форум Александра Гарнаева

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 28.12.2012 20:13 Изменено: 28.12.2012 20:14
Могу погуглить и найти парочку мелодрам на эту тему применительно к франции, германии и что там еще попадется.... Это жизнь. К нации не относится.


Авторский форум Александра Гарнаева

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 28.12.2012 18:39
О как разосрались то! Выскажу свое мнение. А запрещает этот закон усыновление детей другими странами? Например европейскими? Нет!!! Так не надо пиздеть про бедных детей. Да, дети должны быть вне политики. Но эта блядская америка реально охуела от своих понтов. Они делают законы для все всего мира, а некоторые наши идиоты, считают, что это нормально...


ГОЙСКАЯ ПРАВДА

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 28.12.2012 14:38 Изменено: 28.12.2012 14:39
У Минюста Украины прошел пикет под лозунгом "Я жид!"



В четверг, 27 декабря, у здания министерства юстиции Украины в Киеве прошла акция под лозунгом "Я жид!". Ее устроили активисты левацкого движения "Боротьба", решившие таким образом выразить протест против использования "языка ненависти" (частью которого представители движения считают и слово "жиды") на Украине.

Участники пикета развернули плакаты с надписями типа "Мы все жиды!" и "Нет национальной вражде!". Несколько человек стояли с табличками "Жид", "Хохол" и "Кацап" на груди.

Один из участников держал плакат с портретами ряда известных людей, имена которых были изменены в соответствии со стилистикой акции: "ТОРАс Шевченко", "Дорон Достоевский", "Мойша Джексон" и "Ницан Маккартни". Как пишет "Новый регион", этот плакат держал "этнический еврей-киевлянин, который известен своим веселым и жизнерадостным характером".

Лидер "Боротьбы" Сергей Киричук заявил, что он и его соратники протестуют против легализации "слов из языка ненависти, которые унижают и оскорбляют граждан Украины". К "языку ненависти" он при этом отнес слова "жид", "кацап" и "хохол".

Представитель движения потребовал, чтобы министерство юстиции дало принципиальную оценку "ксенофобским высказываниям" членов националистической партии "Свобода". "Мы все – 'жиды', независимо от нашей национальности, – пока шовинисты, которые пролезли во власть, пытаются терроризировать наших сограждан", – добавил он.

Споры по поводу вышеуказанной лексики, напомним, разгорелись на Украине после того, как новоизбранный депутат от националистической партии "Свобода" Игорь Мирошниченко назвал "жидовкой" голливудскую актрису Милу Кунис, родившуюся на Украине. "Она не украинка, а жидовка по происхождению. Этим гордится, и звезда Давида ей в руки. Только вот о стране, в которой родилась - ни звука и ни позитива. Поэтому считать ее своей - язык не поворачивается. Пусть любит себе Гамерику и Израиль, и не надо ее лепить к Украине", - написал он в социальной сети.

Минюст Украины, в который после этого поступил запрос о правомерности использования слова "жиды", заявил, что закон этого не запрещает. Сами националисты, отстаивая свою точку зрения, заявляют, что слова "жид" и "жидовка" являются естественными для украинского языка и что они, в частности, употреблялись классиками украинской литературы.

В академическом словаре украинского языка слово "жиди" имеет два значения: устаревшее наименование евреев и обидное наименование евреев.

Украинский еврейский комитет, со своей стороны, заявил, что слово "жид" является "категорически неприемлемым для использования в отношении представителей еврейской национальности в Украине". В организации отметили, что данное слово является столь же оскорбительным для евреев, как и "украинофобские этнонимы" - для украинцев.

материал лента ру


Дальше Выше Быстрее

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 27.12.2012 16:01
Во многих особенностях протекания аэродинамических характери­стик, полученных в аэродинамических трубах и летных испытаниях, нам помогла разобраться водяная труба (ВТ), сделанная Е.Я. Пивкиным, и, главным образом, в особенностях, связанных с вихревыми те­чениями и их разрушением. Например, мы не могли объяснить, почему при опускании носового обтекателя опытного самолета растет общий Сушах ПРИ соответствующем увеличении угла атаки.
Как показали испытания в ВТ, объяснение состоит в том, что при поднятом обтекателе вихрь, образуемый на фюзеляже, стягивается основным вихрем крыла, который усиливается и уменьшает примерно на 1° угол атаки попадания разрушения вихря крыла на его заднюю кромку. При опущенном носовом обтекателе фюзеляжный вихрь прак­тически отсутствовал.
Или чем объяснить, что создание щели между ПК и фюзеляжем увеличивает суммарный С , о чем мы уже говорили. Казалось бы, щель должна уменьшить подъемную силу консоли ПК. Испытания в водя­ной трубе показали, что вырывающаяся из щели струя создает над- фюзеляжный вихрь, увеличивающий его, фюзеляжа, подъемную силу, превышающую падение подъемной силы на консоли ПК.
Большое влияние оказывают крылевые вихри на протекание бо­ковых характеристик по углам скольжения (углом между плоскостью симметрии и набегающим потоком — р). На консоли (половине) кры­ла, идущей с меньшим углом стреловидности, разрушение вихря попа­дает на заднюю кромку раньше, чем на консоли с большим углом стре­ловидности. Поэтому боковые моментные характеристики по р имеют скачки, сходящиеся к одному на критическом угле атаки при р = О (со­ответствующему Су пщх, т. е. попаданию разрушения вихря на обе кон­соли одновременно).


Дальше Выше Быстрее

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 27.12.2012 16:01
Творческая работа, проведенная в КБ, ЦАГИ и других институтах, позволила получить полетное качество серийного самолета Ту-144 око­ло 7,6—7,8, что, по опубликованным данным, примерно на 0,6 выше, чем у серийного самолета «Конкорд». В этом результате большое значение имела гладкость поверхности, достигнутая в производстве, и сведение к минимуму числа различных надстроек (датчиков, антенн и т.п.). В итоге кропотливой работы аэродинамиков, конструкторов и технологов дополнительное сопротивление поверхности и надстроек было сведено к 4 % от общего сопротивления, с надеждой снизить его до 3%, т.е. стало минимальным из всех гражданских самолетов СССР, у которых это сопротивление достигало 10—15% и в 3—4 раза превы­шало требования ЦАГИ.
Мы приняли априорное решение, согласованное с ЦАГИ и спе­циалистами других институтов, что все поверхности самолета обтека­ются турбулентным пограничным слоем, несмотря на то, что модели обтекались с различными процентами по хорде ламинарного течения. В силу огромного числа Рейнольдса, достигаемого в конце фюзеляжа, расчетная толщина дозвуковой части пограничного слоя должна была составлять 3 мм при его общей толщине порядка 300 мм, т. е. всего око­ло 1 %. Эта особенность полноты и структуры пограничного слоя нас очень насторожила по части влияния качества внешней поверхности.
Мы вспомнили о самолете Ту-154, где поверхностное сопротивле­ние достигало (12—15%) от общего сопротивления самолета за счет разного рода «надстроек» и низкого технологического качества самой поверхности. Для сравнения уточню, что сделанный в ЛИИ анализ со­стояния поверхности самолета Боинг-В707, потерпевшего катастрофу в Карелии, показал, что у него величина поверхностного сопротивления лежит в пределах (3—5 %). Этой «сладкой» цифры захотелось и нам!
Одной из главных причин превосходства В707 было на порядок меньшее количество надстроек, чем у Ту-154. Это резерв номер один.
И мы пошли всей нашей аэродинамической ратью под руководством А. А. Рафаэлянца в поход против выступающих частей. Нам помогло и поддержало в «борьбе» против антенщиков, бытовиков, мотористов и других главное соображение: «самолет-то сверхзвуковой»! Под этим флагом были одержаны все победы. Второе, что действовало «про­тив серийщиков», — это неожиданная поддержка нас министерством в «войне» против технологических неровностей. Вероятно, насмотрев­шись на гладкость поверхности иностранных самолетов и под много­летним нажимом со стороны ЦАГИ, министерское начальство захоте­ло тоже выпускать приятные глазу гладкие самолеты.
ЦАГИ много лет пытался всем доказать, что сопротивление по­верхности (вредное сопротивление) не должно превышать (3—5%) и несколько раз выпускал технические условия на ограничение неров­ностей поверхности, обеспечивающие эти цифры. Однако конструк­торы упорно игнорировали эти требования, потому что сокращение выступающих элементов или их встраивание в обводы заметно ослож­няло принятые технологии и конструкции.
Интересно, что по самолету «Конкорд» обеспечение качества по­верхности, отвечающее 3 % сопротивления, достигалось не путем тех­нических условий на допустимые уступы, щели и т. п., что решается производством, а путем установления допусков на изготовление де­талей и полуфабрикатов, что решается конструкторами. После обме­ра неровностей поверхности предсерийного самолета они нашли, что «вредное сопротивление» будет более 3 %, и в чертежах серийного са­молета ужесточили допуски.
Почему неровности вдруг стали нас так волновать? Из сказанного выше вытекает, что большая часть поверхности обтекается с толщиной дозвуковой части пограничного слоя менее 3 мм. Искажение линий тока обтекания неровности распространяется по нормали к поверх­ности в дозвуковом потоке не менее чем на 10 калибров. Это значит, что неровности поверхности в 0,1—0,2 мм будут возмущать границы сверхзвуковой части пограничного слоя, вызывая появление скачков уплотнения и, следовательно: волновое сопротивление, пульсации, создающие динамическое нагружение обшивки и шум пограничного слоя, распространяющийся в кабину.
В оценке сопротивления неровностей нам очень помог Ленинград­ский институт авиационного приборостроения и, в частности, Валентина Константиновна Мартина, работавшая с В. А. Стерлиным. В институте была сделана установка, на которой можно было создавать градиентный по давлению сверхзвуковой поток с различной формой пограничного слоя. Пользуясь этими и другими экспериментальными материалами и результатами проведенных нами статистических обмеров состояния поверхности опытного и серийного самолета, мы, аэродинамики, могли оценить величину вредного сопротивления. В первом обмере я участво­вал сам лично, ползая на коленях по поверхности самолета.
Большой анализ и наглядный материал по качеству поверхности был оформлен под руководством А. А. Рафаэлянца. Этот материал по­мог нам добиваться конкретных конструктивных и технологических решений для снижения сопротивления.


Дальше Выше Быстрее

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 27.12.2012 16:00
Много забот было с компоновкой внешних обводов моторных гон­дол [МГ]. Высокие требования разработчиков двигателей к равномер­ности потока на входе, потребовали длинных каналов за воздухозабор­ником и размещения моторных гондол в пределах размаха наплыва. Здесь нами решались две главные задачи:
компоновка межгондольного пространства (особенно остро на опытном Ту-144), чтобы свести сопротивление моторных гон­дол к минимуму;
максимально уменьшить отрицательное влияние слива по­граничного слоя с крыла и панели клина воздухозаборника на внешнее обтекание и сопротивление самолета.
На опытном самолете требования мотористов, стремившихся уложиться в пределах размаха наплывной части крыла, привели нас к центральной пакетной компоновке четырех двигателей. Чтобы сни­зить влияние отказа одного двигателя или его помпажа (или помпажа воздухозаборника) на другие двигатели (особенно внутренние в паке­те), необходимо было разделить и развести воздухозаборники, хотя бы попарно. Таким образом, между ними образовалось так называемое центральное тело. Раздвинув воздухозаборники, мотористы решили свой вопрос надежности. Нам же, аэродинамикам и компоновщикам, пришлось «расхлебывать» сопротивление «центрального тела».
Достаточно взглянуть на эту часть опытного самолета, чтобы по­нять, как трудно «бедному воздуху» одолеть столь «застроенное про­странство». Но в результате «хитроумных предложений» компонов­щиков и аэродинамиков центральное тело удалось скомпоновать так, что сопротивление МГ опытного самолета не превышало сопротивле­ния пакетной компоновки по типу самолета В-70 или Т-4 (Сухой) без разделения воздухозаборников. Эта задача была решена эффектив­ным использованием взаимной интерференции повышенного давле­ния от тел с положительным наклоном (конус «центрального тела») на внутренние стенки воздухозаборников с отрицательным наклоном к набегающему потоку, и потому положительное давление создает на них тягу. Для этого надо было весьма «аккуратно» построить се­чение пространства перехода от парных воздухозаборников к пакету 4 двигателей. В этом деле заслуживает особого уважения дружность совместной работы аэродинамиков и компоновщиков.
Другой особенностью моторной гондолы опытного самолета было поджатие ее внешнего обвода с тем, чтобы обеспечить выпуск шасси, которое убиралось в крыло. К сожалению, мы тогда еще не рисковали учесть положительные и отрицательные поля от расширения МГ из- за недостаточного понимания, как разумно и эффективно это сделать. С нашими экспериментами, рождающими понимание, мы не успели и к серийному самолету Проблема минимизации сопротивления слива пограничного слоя с крыла решалась выбором оптимального соотношения слива на крыло вне (МГ) и в зону «центрального тела» с учетом его формы для приема сливаемого воздуха.
Слив пограничного слоя с панели клина и щели решено было на­править по каналам по всей длине МГ и запитать им донные образова­ния над и между соплами двигателей для уменьшения донных разря­жений (сопротивления самолета).
На серийном самолете, где пакет был разделен на две моторные гондолы, остались те же главные задачи и с шасси, которое теперь уби­ралось в МГ между каналами воздуховодов.
Формы (площади) поперечных сечений межгондольного про­странства серийного самолета строились с учетом объемов воздуха, сливаемых в него пограничных слоев, таким образом, чтобы миними­зировать сопротивление. Так, например, некоторое расширение сече­ния (по потоку) в начале моторных гондол, совмещаемое со сливом пограничного слоя и началом образования «центрального тела», реа­лизует уменьшение сопротивления от повышенного давления, дей­ствующего в этой части. Важными задачами осталось разделение объ­ема слива воздуха в межгондольное пространство и на консоль крыла, а также выбор направления вытекающего воздуха и его взаимодей­ствия с общими проблемами совместного обтекания крыла с мотор­ной гондолой и достаточностью объема сливаемых пограничных сло­ев. Аэродинамики хотели, чтобы сливаемый пограничный слой при сливе давал бы тягу, а мотористов заботил вопрос, чтобы он сливался весь и даже больше и не портил поле скоростей на входе в двигатель (не давал срывов в диффузоре воздухозаборника). Получение тяги от сливаемого потока требует обязательного поджатия сечений кана­ла на выходе, но, как всякое поджатие, создает уменьшение расхода воздуха.
После многочисленных изучений в аэродинамических трубах и расчетов течений в каналах слива пограничного слоя, на выходе из них на крыле, в межгондольном пространстве и боковых поверхно­стях моторных гондол аэродинамикам (А. А. Рафаэлянц, М. А. Добро­вольской и 3. С. Глебовой) совместно с мотористами (Н. Н. Фураева, Е. В. Сергеев) и компоновщиками удалось найти устраивающий всех в первом приближении вариант.
Тщательные исследования и споры с «идеологами воздухозабор­ников» позволили нам доказать целесообразность некоторой дефор­мации нижней поверхности крыла перед входами в воздухозаборни­ки для снижения толщины сливаемого слоя. Это изменение нижней поверхности крыла было внедрено, кажется, с 7-го или 9-го серийного самолета и дало некоторый выигрыш в качестве. Надо отметить, что для большинства подобных мероприятий выигрыш в качестве состав­лял величины, измеряемые сотыми и едва десятыми долями единицы качества, и не могли быть установлены в прямых испытаниях модели в аэродинамической трубе. Единственной оценкой «положительно­сти» были расчеты по той или иной теории, всегда вызывающей у «ре­шающих» недоверие, часто поддерживаемое наукой, из-за чего много своей крови попортили аэродинамики и компоновщики. К чести по­следних, с ними было легче, чем, скажем, с технологами и, конечно, с производством.
Все эти протоки и сливы создают разное сопротивление в зависи­мости от режима полета и режима работы двигателя, но такое, что в аэ­родинамическом расчете все они должны быть учтены. И вот однажды, в одном из первых подходов в летных испытаниях опытного самолета Ту-144 к скорости М = 2 самолет «уперся в стенку». Первая версия: рост сопротивления (Сх)... Но аэродинамики верят в теорию: роста не могло быть. Начал в этом разбираться коллектив бригады Блинчевского, и вместе с мотористами они показали, что это действитель­но рост сопротивления, но силовой установки из-за резкого падения расхода воздуха через двигатели. Это побудило разработать и вклю­чить в расчет летных данных методику определения сопротивления силовой установки в функции течения всех частей расхода воздуха, «захватываемого» силовой установкой. Летные испытания показали хорошую сходимость с расчетами.
Сравнительно ограниченная раздвижка пакета двигателей и МГ лишила возможности убрать шасси в крыло и вне, и вовнутрь от нее. Поэтому шасси пришлось убирать в МГ. Естественно, что размещение колес убранного шасси между каналами воздухозаборника не только портит их форму, но и внешнюю форму мотогондолы, так как ее макси­мальный мидель оказывается где-то около середины и близок к макси­мальному миделю крыла, что вообще противопоказано. К сожалению, проведенные на моделях в ИТПМ исследования полей давления от мо­торных гондол на крыло не успели быть учтенными на форме нижней поверхности крыла, хотя по экспериментальным данным и расчетам можно было выиграть еще 0,1—0,2 единицы качества, но осложняло конструкцию крыла из-за сложной формы профиля.
Предполагалось, что конструкция сопел опытного самолета долж­на была позволить широкий диапазон регулировки вплоть до реверса тяги (как стало на серийном «Конкорде»), Но сопла не были доведены. Их неудачное сочленение с верхней поверхностью крыла потребовало на опытном самолете специальной надстройки с подпиткой воздухом от слива пограничного слоя еще в воздухозаборнике для снижения донного сопротивления. Это мероприятие потребовало многих иссле­дований — расчетов, но оказалось неэффективным.
Разделение на серийном самолете пакета двигателей, отказ от ков­шовых сопел конструкции КБ Туполева и переход к кольцевым соплам КБ Кузнецова поставили новые задачи:
компоновка «стекателей» между круглыми соплами;
учет влияния упругости на эффективность элевонов, в связи с их смещением от оси самолета в сторону более упругой части крыла.
Образующееся между круглыми соплами пространство создает за­метное донное сопротивление. Подпитка его вялым воздухом охлаж­дения двигателей явно недостаточна. Заполнение этого пространства жесткими стекателями (как на первых Ту-154) эффекта не дает: на­рушает качество реактивной струи и увеличивает расход топлива. Поэтому мы сделали перфорированные стекатели, дно которых под­питывалось из наружного пограничного слоя. Это заметно умень­шило донное сопротивление и способствовало затягиванию отрыва потока на прикрытых соплах. Правильные ответы могли дать только натурные эксперименты, которых у нас не было, поэтому все решения по стекателям сопел были приняты на основании инженерных расче­тов по методикам, разработанным А. А. Рафаэлянц и М. А. Доброволь­ской, опиравшихся, главным образом, на иностранные материалы.
В результате всех работ нам удалось успешно решить задачи уменьшения сопротивления МГ и снизить прирост сопротивления от моторных гондол почти до уровня коротких МГ (типа «Конкорда»), раздвинули моторные гондолы, отодвинули элевоны, посчита­ли потерю их эффективности на дозвуке до М~ = 0,8 по дозвуковой теории, на сверхзвуке при М = 2 (по «поршневой теории» В. И. Чубарова) сохранили расчетную величину потерь в диапазоне от М = 2 до М = 1,4. Величину потерь между 0,8 и 1,4 провели эквивалентно кривой жесткой эффективности элевонов, полученной по продувкам в аэродинамических трубах. В результате получили максимально рас­четное отклонение элевонов на проходе звуковых скоростей при самом заднем положении фокуса и при принятой центровке не более 2—3° вверх и успокоились.
Однако часовой механизм «диверсии» был поставлен на первый проход звуковой скорости. В летных испытаниях при расчетной цен­тровке мы при выходе на сверхзвуковую скорость в первом же полете столкнулись с отклонением элевонов до 8—10° вверх, что резко увели­чило сопротивление и время прохождения чисел М от 0,98 до 1,25 с со­ответствующей потерей топлива. Так, режим прохода около звуковых скоростей был «загнан в угол» со всех сторон. Из-за малой критиче­ской скорости автоколебаний крыла (флаттера) пришлось поднять вы­соту полета на этих режимах и, следовательно, поднять рабочий режим двигателей, приблизив его к максимальному. Добавление сопротивле­ния от большого отклонения элевонов еще приблизило рабочую тягу двигателей к максимальной и оставшийся избыток тяги еле-еле сохра­нял разгон по скорости при очень большом удельном расходе топлива.
Начался авральный поиск причины (кто виноват?) и путей реше­ния задачи возвращения к 2—3° отклонения элевонов.
«Устойчивисты» сразу напали на аэродинамические трубы, кото­рые, по их мнению, дали неправильные значения положения фокуса и жесткой эффективности элевонов в этом диапазоне чисел М. Сами поправили изменение фокуса по данным летных испытаний так, чтобы отклонение элевонов сходилось с полетом, и стали считать все балан­сировки заново.
Однако задача эта неоднозначная: также можно было изменить жесткую эффективность элевонов или сделать поправки их эффектив­ности от упругости крыла. Я сразу стал на позицию, что это влияние упругости, так как трудно было предположить нерасчетное положение ЦТ самолета (проверили не раз); также, понимая физическую суть об­текания на натуре и в аэродинамических трубах, я не мог предполо­жить такой значительной ошибки в определении положения фокуса и жесткой эффективности.
Г. Ф. Набойщиков и В. И. Чубаров ребята талантливые, но и упря­мые, и не могли сразу признать своей ошибки, а аэродинамики, «свято верившие» в достоверность данных, полученных обработкой результа­тов продувок в многих аэродинамических трубах, твердо настаивали на том, что это влияние упругости, снижающей эффективность элево­нов. Борьба мнений шла, но надо было решать, что делать на самолете?
Первым выходом, который напрашивался сам собой, было сме­щение положения ЦТ в этом диапазоне чисел М на соответствующую величину назад. Такое решение осложняло процесс формирования последовательности расхода и перекачки топлива (назад, потом впе­ред), приводил к потерям в трансзвуке и т.д., но что делать, так начали летать, чтобы хватало элевонов и топлива. Появился так называемый домик в кривой изменения положения ЦТ по числам М, на котором и остановились навсегда.
Длительный поиск и расчеты, выполненные прочнистами по фак­тическому распределению давления в трансзвуке М = 0,98—1,25, пока­зали правильность предположения об увеличении влияния упругости и совпадение с летными испытаниями. Действительно, оказалось, что относительная потеря эффективности элевонов на трансзвуке от упру­гости крыла больше, чем на сверхзвуковых скоростях, что, несмотря на все свои знания, Набойщиков с Чубаровым предположить не могли. Связано это с особенностью обтекания крыла и элевонов в этом диа­пазоне скоростей.
Физический смысл этой особенности заключается в следующем. При отклонении элевонов на дозвуковых скоростях вниз появляет­ся прирост подъемной силы на самом элевоне и на всей хорде крыла, моменты кручения которых относительно центра жесткости (ЦЖ), расположенного практически по середине хорд консолей, действу­ют в разные стороны. Сила приложения в ЦЖ сечение крыла не за­кручивает. На большинстве хорд момент от силы на руле больше, и крыло закручивается на некоторый отрицательный угол атаки, что, уменьшая подъемную силу сечения, создает дополнительный момент на ослабление эффективности действия элевонов. В сумме, как пока­зывают их летные испытания, относительная потеря эффективности порядка 20—25 % при скоростном напоре около 2000 кг/м2 (давление остановленного потока). На сверхзвуковой скорости при отклонении элевона с прямой передней кромкой вниз на нем возрастает давление по прямоугольному закону, которое не распространяется вперед. За­кручиванию крыла моментом сил на элевоне очень незначительно препятствует момент от падения подъемной силы на крыле, так как центр давления и ЦЖ находятся близко друг к другу. При этом по­теря эффективности оказывается уже порядка 50—60% при том же скоростном напоре, что и подтверждают летные испытания. На числах М = 0,8—1,25 течение на крыле еще дозвуковое из-за его стреловидно­сти, а изменение давления на элевоне при его отклонении не распро­страняется вперед на крыло из-за его прямой (не стреловидной) оси поворота, т. е. как на сверхзвуке. Отклоненный вниз элевон закручи­вает крыло, при этом уменьшение подъемной силы на крыле дает, от­носительно ЦЖ, прирост момента в ту же сторону, что от отклонения элевона, соответственно усиливая потерю эффективности элевонов более 70 %, что и подтвердилось летными испытаниями.
Неправильный учет потери эффективности элевонов на трансзву­ке наша единственная, серьезная ошибка при компоновке самолета.
Проявилась она так резко потому, что, переходя к серийному самоле­ту, мы исправляли недостаток опытного самолета (перегрев хвостовой части), раздвинули МГ и отодвинули элевоны от оси самолета, т.е. разместили их на более упругой части крыла. Наша ошибка в учете влияния упругости на эффективность элевонов на серийном самолете сказалась гораздо сильнее, чем на опытном. Это объяснялось тем, что на испытаниях опытного самолета мы не заметили повышение потери эффективности элевонов на трансзвуке. На самолете «Конкорд» такой значительной потери эффективности элевонов нет, так как корневой элевон расположен между фюзеляжем и МГ и практически не имеет потери эффективности из-за упругости. Так что решением иметь воз­душные каналы длиной 8—10 калибров мотористы сами себя наказали «домиком» перекачки топлива в районе М> 1, заодно и навигационщи- ков, и экипаж, и всех при доказательстве надежности такой системы при сертификации. Работать надо вместе всем службам над всеми про­блемами: делаем одно дело!
«Ошибка» здесь очень громко сказано, потому, что это резуль­тат незнания и не только нашего, КБ Туполева. Этого в то время не зна­ли и в ЦАГИ. Огромный объем аэродинамических экспериментов, вы­полненных многими институтами, включая сравнительные испытания в разных аэродинамических трубах, позволил нам с ЦАГИ спрогно­зировать все особенности самолета Ту-144 в полете, включая влияние упругости, кроме диапазона трансзвуковых скоростей. По учету влия­ния упругости очень много было сделано в лаборатории № 15 ЦАГИ (Г. В. Александров), включая многочисленные испытания «упругопо­добных моделей» в аэродинамической трубе (П. Д. Нуштаев). Большие трудности трактовки результатов этих испытаний из-за разнообразных «побочных явлений» и неполного подобия модели по упругости само­лету оставили первенство за расчетами и анализом летных испытаний.
Надо отметить, что подробный большой предварительный на­земный эксперимент был проведен практически всеми службами КБ. То, что мы дорабатывали в конструкции самолета, не было ошибкой (просмотром), а результатом новых требований, главным образом, свя­занных с сертификацией самолета (об этом ниже) или новых данных, которые нельзя было узнать на земле из-за огромного объема экспери­мента и из-за невозможности создания на земле условий, полностью соответствующих полетным.
Интересно вспомнить, что один из предложенных нами способов компенсации большого отклонения элевонов был частичный выпуск ПК. Кинематика выпуска была такова, что угол атаки ПК до стрело­видности 50—55° оставался заметно отрицательным, а при меньших углах стреловидности уже начинала раскрываться механизация, т. е. ПК было совершенно не приспособлено к этому режиму. Все же по­пробовали выпустить его примерно на 55°. Получили дикие вибрации и шум в кабине экипажа соответственно вибрации всей конструкции, что должно было резко снизить ее ресурс, и даже при первом же экс­перименте оторвался один из обтекателей узла поворота ПК. На этом, под брань А. А. Туполева, эксперимент закончился, хотя даже при та­ком выпуске ПК отклонение элевонов заметно уменьшилось.


Дальше Выше Быстрее

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 24.12.2012 19:30
* * *

Опытный самолет решался как обычная «бесхвостка»: запас устой­чивости как можно меньше; балансировочный момент за счет компо­новки крыла на кабрирование; отклонение элевонов вверх на взлете и при заходе на посадку минимальное при допустимой по устойчиво­сти центровке. В результате получили приемлемые данные по взлету и посадке. Однако с увеличением размера серийного самолета для обе­спечения выполнения летных данных (выросло число пассажиров, вес пустого, а за ним и площадь крыла, а длина ВПП осталась), надо было искать новые пути.
Еще до начала работ по серийному варианту мы провели много исследований, направленных на поиск путей увеличения подъемной силы крыла малого удлинения, хотя я лично был уверен, что есть только один путь: увеличение кривизны профилей — отклонением элевонов, а еще лучше и носков крыла, но последнее тогда выгляде­ло перебором. Энтузиастом многих вариантов был в лучшем смысле этого слова «фантазер» Е.Я. Пивкин. Но все просмотренные вари­анты приводили к большому увеличению сопротивления при малом росте подъемной силы, вплоть до ее потери. Однажды решили по­ставить в зоне течений от вихря с передней кромки, направленных от оси крыла, к краю пластины — крылышки, чтобы реализовать на них тягу и уменьшить сопротивление. Природу не обманешь. Вихрь уничтожили, а сопротивление увеличили. И только увеличение кривизны профилей дало нужный эффект. Поэтому задумали этот вопрос решать зависанием элевонов на 10° вниз, оставив еще 10° на управление. Вопрос, хватит ли 10° на управление по пикированию, многократно моделировался и обсуждался с учеными ЦАГИ (Глебом Владимировичем Александровым, Сергеем Яковлевичем Наумовым и Борисом Алексеевичем Милешиным), как и все другие проблемы устойчивости-управляемости, просто здесь я был оппонентом «сам себе». Пикирующий момент (на уменьшение угла атаки) от этих 10° надо было чем-то компенсировать. «Быстрый» (моторист по обра­зованию) М. Я. Блинчевский предложил поставить подъемные ТРД (с вертикально взлетающего самолета). По управлению предложе­ние заманчивое, но еще двигатели (запуск, отказ), расход топлива, вес и т. д. делали вариант неприемлемым, но все сказанное обсчитать успели. Рассмотрели и роторы типа вращающихся парусов и еще раз вернулись к плавающему оперению В. Ротина (см. выше) и, наконец, остановились на убирающейся несущей поверхности, установленной в носовой части самолета. Им стало переднее крыло (ПК), убираю­щееся после взлета вслед за шасси.
Чтобы минимально вмешиваться в устойчивость-управляемость, переднее крыло должно было иметь возможно больший коэффициент подъемной силы, чтобы максимально уменьшить его площадь и воз­можно малое изменение подъемной силы при изменении угла атаки (Су°). И то, и другое достигалось правильным сочетанием плана ПК и его профилировки. При этом большое значение коэффициента подъ­емной силы легче получить на прямом крыле большого удлинения, а уменьшение его большого Суа — формой профюм. Уменьшение Суа за счет малого удлинения потребовало бы огромной площади ПК из- за малого Су шах и неприемлемой из-за большого влияния на устойчи­вость.
Стали думать с Я. М. Серебрийским (ЦАГИ) и его коллективом: как сделать профиль для такого крыла. Он говорит: «Малый (Су“) только за счет срыва». Хорошо сказать — это вибрации, тряска, т. е. аб­солютно непригодное решение. С чего начать? Как избавиться от тря­ски? По статистике? О самолете «Милан V» фирмы «Дассо» [«Marcel Dassault»] (Франция) с передним убирающимся крылом мы узнали, когда все вопросы были решены. И вот Р. А. Жукова, со свойственной ей тщательностью, анализирует механизацию крыльев 17 самолетов и устанавливает связь их характеристик с относительной кривизной профилей и размером щелей. Сотрудники ЦАГИ (К. С. Николаева, С. Г. Игнатьев, А. В. Петров), КАИ (А. И. Матяж) и КБ (Р. А. Жукова, В. А. Попов, А. С. Лосева), проанализировав характеристики различ­ных моделей, вместе пришли к исходному разрезному профилю 30 % кривизны с четырьмя щелями, препятствующими срыву потока: две, образующиеся предкрылками, и две — закрылками.
Для безопасности самолета надо было сделать диапазон углов атаки без резких изменений характеристик и как можно шире. Так как близкие по форме профили показывали, что при большой кри­визне имеются особенности, приводящие к резкому уменьшению подъемной силы, когда начинается срыв потока на нижней поверхно­сти с передней кромки на малых углах атаки и, как обычно, на боль­ших углах атаки. С целью выбора наиболее эффективного взаимного положения всех элементов для обеспечения высокого уровня подъем­ной силы, без нарушения плавности обтекания и оставив достаточного размера средний несущий элемент, обеспечивающий прочность ПК, был сделан отсек (размахом в две хорды) с концевыми шайбами. В них размещался механизм взаимного передвижения элементов разрезного профиля по углу и величине щели.
Многочисленные испытания отсека в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ позволили получить:
оптимальное взаимное положение элементов профилей и разме­ров щелей, обеспечивающее нужный диапазон углов атаки с малым из­менением подъемной силы без нарушения плавности поверхностного обтекания (отсутствие тряски) и с уровнем коэффициента подъемной силы — отношение подъемной силы одного квадратного метра к ско­ростному напору (кинетической энергии) потока — более трех. Это до­зволило снизить площадь ПК для компенсации отклонения элевонов на 10° вниз до 2 % от площади основного крыла. Испытания этого отсе­ка до углов атаки 30° показали безотрывность поверхностного обтека­ния. Визуализация обтекания выбранного профиля ПК в водяной тру­бе показала наличие общего отрыва потока за центральным элементом крыла и подтвердила плавность обтекания поверхности;
достаточное количество материалов для подбора кинематики выпуска-уборки ПК и его элементов, обеспечивающей плавное балан­сировочное перемещение пилотом штурвала без специальной автома­тики. Мы добились того, что необходимо было перемещать штурвал на 25% хода не менее, чем за 10—15 сек., что действительно весьма медленно.
Андрей Николаевич не один раз допытывал меня:
Справится ли летчик с процессом уборки-выпуска ПК? Не надо будет ему слишком быстро двигать штурвалом?
Я показывал ему циклограмму уборки ПК и изменение сил, дока­зывая, что потребное движение штурвала медленно и линейно.
Причиной, вызвавшей его беспокойство, был первый вылет са­молета Ту-22 МО, в котором были задействованы предкрылки, и при заходе самолета на посадку при их несимметричном выпуске потре­бовалось быстрое перемещение штурвала, с чем пилоты еле справи­лись от неожиданности, и была предпосылка к происшествию (ката­строфе).
Когда у Андрея Николаевича в Круглом зале здания КОСОСа на­мечалось обсуждение этого происшествия, он дня за три пригласил меня:
Ты познакомься и обдумай.
Положение мое было «аховое»: я попал между А. Э. Стерли- ным, который был против первого вылета с выпуском предкрылков, и Д. С. Марковым с С. М. Егером, которые настаивали на этом. Обсуж­дение прошло так, что я смог в основном молчать, «вякнув» только какие-то общие слова. Возможно, Андрей Николаевич просто пригла­сил меня для «обучения», и мои отношения с выше упомянутыми вы­сокими деятелями сохранились на прежнем уровне.
Однако после катастрофы Ту-144 в Париже [3 июня 1973 г.], когда надо было «принимать меры», на самолете ввели автомат перебаланси­ровки с тем, чтобы при выпуске-уборке ПК штурвал оставался непод­вижным. Я лично считаю, что это только снизило уровень безопасно­сти, так как лишало летчика понимания: сколько же у него остается хода рулей на управляемость. Действительно, при прямой связи по­ложения штурвала и руля в нейтральном положении у летчика запас рулей на управляемость ±25°. Автомат перебалансировки «съедал» 10° рулей. И любой другой автомат, не обеспечивающий прямую связь по отклонению штурвала и руля для балансировки, лишает летчи­ка понимания запаса управляемости. Из тех, кто отвечал за систему управления или ею занимался, эту мою точку зрения поддерживал только Владимир Яковлевич Воронов, но и его «съели».
Кроме того, любой автомат, сколько бы раз его не дублировали, мо­жет отказать, что всегда рассматривается при сертификации. Поэтому на начальной стадии внедрения автоматизации Андрей Николаевич Туполев произнес слова, вызвавшие такое раздражение Леонида Ле­онидовича Селякова, что он готов был обвинить Туполева в регрессе авиации. А сказал Туполев:
Самый надежный автомат тот, который остался на земле.
Мы, аэродинамики, договорились и старались, если это не силь­но противоречило качеству самолета, решать задачи устойчивости и управляемости геометрией самолета. Мы считали, что достаточность управляемости — принцип номер один.
Большое число моделей изолированного ПК и в компоновке са­молета в масштабах ‘/50 до натуры позволило надежно оценить влия­ние числа Re (вязкости). Попутно получили интересный вывод, что размер щели между элементами механизации для сохранения аэро­динамических характеристик должен быть обратно пропорционален числу Re.
После анализа испытаний многих вариантов условий взаимо­действия ПК, основного крыла и вертикального оперения, направ­ленного на повышение качества на взлетно-посадочных режимах и сохранение необходимой эффективности вертикального оперения по углам атаки, установили ПК с большим отрицательным попереч­ным V (-15°). Это, «не бывать бы счастью, да несчастье помогло», су­щественно упростило кинематику уборки ПК. С ней много и упорно возились компоновщики Анатолий Карпович Штовба и Игорь Генна­диевич Бертош.
По результатам летных испытаний эффективность ПК оказалась на 20 % выше расчетной. Неужели это опять старик Рейнольдс? Умень­шили на метр размах ПК и на '/3 закрыли одну из щелей на пред­крылках.
Изучение причины повышения эффективности ПК в летных ис­пытаниях и испытаниях (визуализации) в водяной трубе показало, что вырывающиеся струи между закрылками ПК и фюзеляжем об­разуют вихри, создающие разряжение на верхней поверхности фюзе­ляжа. Неожиданно для нас образование этих щелей, с которыми мы старались бороться, дало такой же положительный эффект и на проду­вочной модели ПК с фюзеляжем. А сначала мы, действительно, вместе с ЦАГИ «грешили» на старика Рейнольдса.
Я уже отметил, что тогда в ЦАГИ мало уделялось внимания вихреобразованию и взаимодействию вихрей с частями самолета. Надо от­дать должное Евгению Семеновичу Вождаеву, который понял особен­ности и важность учета этих взаимодействий и для вертолетов, и для самолетов на больших углах атаки. Ему и его соратникам — сотруд­никам конструктора — мы обязаны рекомендациями по предотвраще­нию невыхода самолетов из штопорных режимов (или невозможности входа в них) и по аэродинамической компоновке истребителей, летаю­щих на углах атаки более 20°. Мы ему также обязаны многими совета­ми и объяснениями, но и взаимно довольны тем, что его первые шаги в понимании этих вопросов были сделаны по результатам эксперимен­та с вращающейся лопастью в водяной трубе нашей аэродинамической лаборатории.


Дальше Выше Быстрее

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 24.12.2012 19:28
Проблема аэродинамического расчета самолета осложняется тем, что под действием подъемной силы и силы веса, имеющих разные за­коны по размаху при разных полетных весах и режимах полета, форма деформации крыла (и всего самолета) своя со всеми своими аэроди­намическими характеристиками. Еще сложнее условия определения^ аэродинамических характеристик в динамике, хотя и в статике на раз­ных режимах полета, весах и положениях элевонов формы тоже раз­личные; их отклонения отличаются еще сильнее и несимметричны при боковых маневрах. При создании опытного и серийного Ту-144 поч­ти все эти формы, так или иначе, были проанализированы. Для них были найдены соответствующие аэродинамические коэффициенты по всем необходимым параметрам для учета особенностей статики и динамики. Диапазон изменения крутки крыла по размаху в наибо­лее употребительной части эксплуатационных режимов достигал 4—5° на конце крыла. Этот разброс форм приводит к широкому разбросу и аэродинамических характеристик.
При таких больших отличиях формы крыла на разных режимах полета необходимо было построить аэродинамические коэффициенты в функции веса, высоты, числа М, отклонения элевонов и т.д., что мы до этого никогда не делали. Это грозило серьезно осложнить расчеты, особенно устойчивости — управляемости. Если предложить все эти за­висимости в виде графиков, как мы привыкли, то это осложнило бы работу по вычислению, и не спасла бы вычислительная техника того времени из-за необходимости ввода многоточечного объема цифр, сни­маемых вручную.
Объем вычислений для опытного самолета был на порядок мень­ше, чем для серийного самолета и по требованию представляемых ма­териалов, и по числу вариантов (двигатели разных номеров серий).
Спасло предложение перейти для серийных самолетов к аппрокси­мации аэродинамических коэффициентов по указанным параметрам. Работа новая, но плодотворная, она позволила проводить расчеты, ши­роко используя вычислительную технику. Зато, учтя деформации, по­лучили хорошую сходимость с результатами летных испытаний.
Мы столкнулись еще с одной расчетно-аэродинамической пробле­мой — с «двойной полярой» (с двумя ее отвалами и А2), которую мы усмотрели при обработке большого числа экспериментальных резуль­татов.
Теоретически и в большинстве случаев безразмерный коэффици­ент подъемной силы Су = y/(Sp V 2/2), где У — размерная подъемная сила, S — площадь, на которой она создается, р — массовая плотность обтекающего газа-жидкости и V — скорость набегающего потока и без­размерный коэффициент сопротивления Сх = X/(Sp V 2/2), (где X — сила сопротивления) связаны квадратичной зависимостью типа поля­ры Сх = Схо + АСу2 (где Схо — коэффициент сопротивления при Су = О, а А — коэффициент, зависящий от формы несущего тела, — на жар­гоне «коэффициент отвала»).
Возникновение второго, более крутого отвала (А2) при углах угла атаки, больше соответствующему максимальному качеству, сочли свя­занным с возникновением отрывов со стреловидных кромок крыла или его поверхности и их развитием с ростом угла атаки. Надо сказать, что пока влиять на положение точки В (пересечение поляр с А! и А2) мы не научились, чем, может быть, отставали от иностранцев. Хотя в КБ Р. А. Жуковой были предприняты героические попытки систе­матизации фактического экспериментального материала, приведшие к некоторой инженерной методике, позволяющей установить связь
положения точки В по Cv с планом крыла, т. е. прогнозировать точку В для крыльев типа Ty-144. Физическое понимание этого явления и сегодня для нас одна из основных задач компоновки стреловидных крыльев и сложных крыльев в плане.
Эти строки взяты из материалов, которые писались до 1995 г., но, насколько мне известно, физическое объяснение двойной поляры пока не дали. Но, вспоминая свои сравнения Су точки В, которые, как правило, по модельным испытаниям совпадали с Су максимального аэродинамического качества, в полете по самолетам Ту-144, Ту-160 и Ту-204 можно предположить, что «вторая поляра», развивающаяся на модели на меньших углах атаки, чем на натуре, действительно свя­зана с мелкими срывами с поверхности крыла. Поэтому мы на натуре имели качество выше, чем пересчитанное по модели с сохранением Су точки В.
Должен оговориться: думаю, что сегодня ученые ЦАГИ уже умеют решать эту задачу.


Улыбнуло

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 24.12.2012 12:31


Улыбнуло

Автор Сообщение


Торбин Александр Валерьевич
Сообщений: 1338
Регистрация: 03.02.2011
Добавлено: 24.12.2012 10:40


 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 Следующая  Последняя

Сообщить об ошибке
Поддержка сайта - Яркие решения