Аэродинамика самолета
Устойчивость, управляемость самолета. Принцип действия рулей. Центровка самолета, фокус его крыла. Понятие аэродинамической компенсации. Особенности поперечной устойчивости и управляемости на больших скоростях полета. Боковая устойчивость и управляемость.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | лекция |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 23.09.2013 |
| Размер файла | 2,9 M |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Путевая балансировка. влияние воздушной струи от винта на путевую балансировку
Путевой балансировкой самолета называется такое его состояние, когда действующие на самолет силы не вызывают вращения самолета вокруг оси Y. Для путевой балансировки необходимо равновесие заворачивающих моментов, т.е. чтобы сумма моментов относительно оси Y была равна нулю:
(9.14)
У самолета путевое равновесие само собой не создается. Происходит это оттого, что в полете под влиянием работы силовой установки возникает заворачивающий момент, который приходится уравновешивать путем нарушения аэродинамической симметрии самолета. На планировании нарушенная симметрия дает себя знать, и летчику приходится создавать уравновешивающий момент.
Влияние струи от воздушного винта на путевую балансировку. В полете самолет имеет тенденцию заворачивать в сторону, обратную вращению воздушного винта (т.е. с воздушным винтом левого вращения самолеты Як-52 и Як-55 стремятся заворачивать вправо).
Причина возникновения заворачивающего момента заключается в том, что воздушная струя, отбрасываемая воздушным винтом и закручиваемая последним в сторону вращения, встречает на своем пути вертикальное оперение и, оказывая на него давление, создает заворачивающий момент (Рис. 24). Так как вертикальное оперение всегда расположено выше оси фюзеляжа, то при воздушном винте левого вращения воздушная струя вращается влево, давление испытывает правая сторона оперения и самолет стремится завернуть вправо.
При воздушном винте правого вращения давление будет на левую сторону оперения и самолет будет заворачивать влево.
Рис. 24 Возникновение заворачивающего момента вследствие действия вращающейся струи воздушного винта на вертикальное оперение самолетов Як-52 и Як-55.
Уравновесить указанный заворачивающий момент можно при помощи руля направления, отклоняя его в сторону, обратную той, в которую самолет стремится заворачивать (для самолетов Як-52 и Як-55-влево).
Вертикальное оперение работает аналогично горизонтальному оперению, поэтому при отклонении руля направления вертикальное оперение окажется под действием аэродинамической силы ZВ.О., момент которой будет стремиться повернуть самолет вокруг оси Y в сторону, обратную той, в которую направлен момент от действия струи воздушного винта. В полете летчик будет испытывать постоянное давление на педаль, что утомляет его. Для снятия усилий на педалях самолета, возникающих от аэродинамической силы ZВ. О, на руле направления устанавливают триммер.
На самолетах Як-52 и Як-55 установлен фиксированный триммер, представляющий собой небольшую дюралевую пластину, которая прикреплена к ободу руля направления. Отгибанием ее в сторону, обратную необходимого отклонения руля направления, снимается нагрузка с педалей управления самолетом. Данным фиксированным триммером уравновешивается шарнирный момент руля направления. Поэтому правильно будет называть ее компенсирующей пластиной.
Поперечная, путевая и боковая устойчивость самолета
Среди факторов, определяющих закономерности бокового движения, наибольшую роль играют характеристики поперечной и путевой устойчивости.
Поэтому каждому летчику для понимания всех особенностей поведения самолета необходимо представлять фактическую картину бокового движения и, в частности, сущность конкретного проявления поперечной и путевой устойчивости.
Поперечная устойчивость самолета
Способность самолета без вмешательства летчика восстанавливать в полете первоначальное состояние поперечного равновесия называется поперечной устойчивостью.
Рассмотрим поведение самолета при случайном нарушении поперечного равновесия. Например, под воздействием вертикального порыва ветра на одно из полукрыльев самолет начнет вращаться относительно оси X, т.е. крениться.
При вращении самолета вокруг продольной оси происходит изменение углов атаки на полукрыльях: на опускающемся крыле углы атаки увеличиваются, а на поднимающемся - уменьшаются (Рис. 25). В результате подъемные силы полукрыльев также изменят свои первоначальные величины: на поднимающемся подъемная сила УПОД будет меньше исходной, а на опускающемся больше, т.е. Результирующая подъемных сил Y' сместится в сторону опускающегося полукрыла и, действуя на плечо а, создаст тормозящий (демпфирующий) момент МХ. демпф, препятствующий дальнейшему увеличению угла крена. Однако демпфирующий момент действует только при вращении самолета относительно оси Х и как только вращение (кренение) прекращается, прекращается и действие этого момента. Поэтому восстановить исходное поперечное равновесие демпфирующий момент не может.
Демпфирующий момент равновесия не восстановит, однако вращение самолета прекратится, и он останется накрененным на некоторый угол ? (Рис. 26).
Рис. 25. Схема сил, действующих на самолет при его вращении относительно оси Х
Рис. 26 Восстановление поперечного равновесия при скольжении самолета
Накренившийся самолет начинает скользить на опущенное крыло под воздействием силы ZСК, составляющей силы веса и подъемной силы (см. Рис. 26). При полете самолета со скольжением характер обтекания полукрыльев и распределения давления на них изменяется. На опущенном полукрыле условия обтекания лучше, а на поднятом из-за аэродинамического затенения хуже, вследствие чего на опущенном пол у крыле подъемная сила создается большей величины, чем на поднятом (Уоп > Упод).
Результирующая подъемная сила У', как это показано на Рис. 26, сместится в сторону опущенного полукрыла и, действуя на плече а относительно центра тяжести, создаст восстанавливающий момент (МВОСТ), который после прекращения действия внешних сил прекратит свое действие. Таким образом, поперечная устойчивость обеспечивается самим крылом, но не за счет только крена, а и за счет возникающего при этом скольжения.
Величина восстанавливающего момента, степень статической поперечной устойчивости зависят от площади крыла, угла поперечного V, стреловидности, удлинения крыла, от площади вертикального оперения и т.д.
Рис. 27. Влияние угла поперечного V на поперечную устойчивость самолета
Рассмотрим влияние упомянутых факторов на поперечную устойчивость самолета.
Площадь крыла сильно влияет на величину демпфирующего момента. При постоянной скорости и высоте полета в диапазоне летных углов атаки величина прироста подъемной силы DУ зависит только от Da и площади крыла S.
Демпфирующий момент МХдемпф возникает при наличии вращения самолета вокруг оси X, в результате чего появляется разность в углах атаки полукрыльев. От величины этой разности зависит изменение в подъемных силах правого и левого полукрыльев.
(9.15)
Из формулы следует, что при прочих равных условиях величина изменения подъемной силы на крыле, а, следовательно, и МХдемпф будет зависеть от площади крыла S. Чем больше площадь крыла, тем труднее самолет выходит из состояния равновесия, и наоборот, если самолет имеет глубокое нарушение равновесия, то демпфирующий момент будет сдерживать быстрое возвращение к исходному положению.
Угол поперечного V крыла имеет большое значение для поперечной устойчивости самолета. Как видно на Рис. 27, при скольжении крыла, имеющего угол поперечного V, полукрылья обтекаются боковым потоком воздуха под различными углами атаки. У опущенного полукрыла угол атаки больше, чем у поднятого, соответственно произойдет увеличение подъемной силы на опущенном и уменьшение на поднятом полукрыльях.
С увеличением угла поперечного V разница в углах атаки и подъемных силах опущенного и приподнятого крыльев также увеличится. Вследствие этого будет иметь место увеличение восстанавливающего момента.
Таким образом, чем больше угол поперечного V крыла, тем лучше поперечная устойчивость самолета. У современных самолетов с прямыми и трапециевидными крыльями угол поперечного V находится в пределах от 0 до +7°.
Стреловидность крыла увеличивает поперечную устойчивость самолета. Чем больше угол стреловидности, тем лучше поперечная устойчивость. Это объясняется неодинаковым характером обтекания стреловидных полукрыльев при нарушении поперечного равновесия Если нарушено поперечное равновесие, то самолет совершает полет со скольжением. При наличии прямой стреловидности величина подъемной силы зависит не от скорости потока V, а от ее составляющих V1, направленных перпендикулярно передним кромкам. Так как эффективная скорость V1 у крыла, выдвинутого вперед, больше, а отстающего меньше, то и подъемные силы полукрыльев также будут неодинаковы.
Вследствие этого появляется дополнительный восстанавливающий момент за счет стреловидности. Таким образом, прямая стреловидность крыла способствует повышению поперечной устойчивости самолета. Однако у самолетов с крылом прямой стреловидности поперечная устойчивость может возрасти настолько, что станет излишней. А это ухудшит управляемость и может вызвать так называемую колебательную неустойчивость. По этой причине у самолетов со стреловидным крылом угол поперечного V делают, как правило, отрицательным (до - 5°) Этим ухудшают поперечную устойчивость, с тем, чтобы добиться приемлемых значений управляемости и исключить нежелательные побочные явления в виде колебательной неустойчивости.
Удлинение крыла. Чем больше удлинение крыла, тем на большем плече будет действовать подъемная сила Укр, сместившаяся в направлении опускающегося крыла, и тем больше будет восстанавливающий момент, а, следовательно, лучше поперечная устойчивость самолета.
На поперечную устойчивость оказывают влияние боковые поверхности фюзеляжа, вертикального оперения, мотогондол. Если центр давления этих поверхностей окажется выше центра тяжести самолета, то моменты аэродинамических сил, действующих на боковые поверхности фюзеляжа, вертикального оперения, и мотогондол, будут стремиться восстановить нарушенное равновесие. Это положительно отразится на поперечной устойчивости, особенно у самолетов с нижним и средним расположением крыла, и в меньшей степени у самолетов с верхним расположением.
Поперечная устойчивость на больших углах атаки
Рис. 28 Изменение коэффициента Су при нарушении поперечного равновесия на различных углах атаки
С увеличением угла атаки поперечная устойчивость ухудшается и на углах атаки, близких к критическому, может настолько ухудшиться, что самолет теряет способность самостоятельно восстанавливать нарушенное равновесие. Как видно на Рис. 28, при одинаковом изменении углов атаки у поднимающегося и опускающегося полукрыльев величина изменения подъемной силы DY для различных исходных режимов полета неодинакова. Если самолет летел на сравнительно небольших углах атаки (на большой скорости), то изменение подъемной силы у обоих крыльев примерно одинаково. При полете же на околокритических углах атаки подъемная сила опускающегося крыла может быть даже меньше исходной. Это произойдет, если суммарный угол атаки будет больше критического, т.е. . В результате демпфирующий момент будет очень мал и самолет будет интенсивно накреняться.
Помимо уменьшения демпфирующего момента при полете на околокритических углах атаки при накренении появляется срыв потока на опускающемся крыле, что может привести к сваливанию самолета на крыло. У большинства крыльевых профилей зона начала срыва располагается у задней кромки крыла и с увеличением угла атаки быстро перемещается вперед по хорде и вдоль по размаху.
У стреловидных крыльев срыв потока начинается раньше, чем у нестреловидного и сосредоточивается на концах крыла. Поэтому стреловидность крыла ухудшает поперечную устойчивость на больших углах атаки.
Для улучшения поперечной устойчивости на больших углах атаки применяются аэродинамическая и геометрическая крутки крыла, концевые предкрылки, аэродинамические гребни.
Аэродинамическая крутка. У аэродинамически закрученных крыльев на концах применяют более несущие профили с большим значением Сумакс. Благодаря этому концевой срыв на больших углах атаки наступает позже.
Геометрическая крутка крыла выполняется таким образом, что установочные углы уменьшаются по мере приближения к концам крыла. Этим достигается то, что при тех же углах атаки, при которых у незакрученного крыла возникает концевой срыв потока, у закрученного крыла он не возникает.
Концевые предкрылки увеличивают критический угол атаки крыла, улучшают картину обтекания концевой части крыла, тем самым улучшают поперечную устойчивость на больших углах атаки. Применяют их, как правило, на нескоростных самолетах.
Аэродинамические гребни препятствуют перетеканию воздушного потока от фюзеляжа к концевым сечениям крыла, затягивая тем самым начало развития концевого срыва. Следовательно, аэродинамические гребни способствуют улучшению поперечной устойчивости самолета на больших углах атаки.
Поперечная управляемость самолета
Способность самолета поворачиваться вокруг своей продольной оси при отклонении элеронов называется поперечной управляемостью.
Рис. 29 Накренение самолета при отклонении элеронов
Принцип действия элеронов аналогичен принципу действия рулей. Особенность работы элеронов состоит в том, что при отклонении ручки управления в сторону самолет может беспрерывно вращаться вокруг продольной оси, так как возникающий при этом демпфирующий момент оказывает влияние на угловую скорость вращения, но не в состоянии уравновесить самолет на определенном угле крена.
Для того чтобы накренить самолет влево, летчик отклоняет ручку влево. При этом левый элерон поднимется вверх, а правый опустится вниз. При отклонении элеронов изменяется кривизна профиля крыла на участке расположения элерона, вследствие чего изменится и действительный угол атаки этой части крыла (Рис. 29).
У полукрыла с опущенным элероном угол атаки увеличится, следовательно, увеличится и коэффициент подъемной силы Су. На крыле с поднятым элероном, наоборот, уменьшится и угол атаки, и коэффициент подъемной силы. В результате будем иметь разные подъемные силы полукрыльев, которые создадут кренящий момент МХкрен относительно продольной оси, под действием которого самолет будет вращаться в сторону отклоненной ручки.
При полете на малых углах атаки (с большими скоростями) отклонение элеронов, изменяя подъемную силу полукрыльев, коэффициент лобового сопротивления сx увеличивает очень мало. Поэтому отклонение элеронов практически не вызывает разворота самолета (Рис. 30).
Рис. 30. Возникновение крена и разворот самолета при отклонении элеронов на малых скоростях полета
По мере увеличения угла атаки поперечная управляемость самолета ухудшается и при определенных условиях может наступить полная ее потеря. Ухудшение управляемости на больших углах атаки (малые скорости полета) объясняется сравнительно малым изменением подъемной силы на полукрыльях, вследствие чего кренящий момент (МХкрен) невелик и самолет будет медленно крениться в сторону отклоненной ручки. Кроме того, на больших углах атаки сопротивление у крыла с опущенным элероном (DQЭЛ. ПОД.) за счет индуктивного сопротивления значительно больше, чем у крыла с поднятым элероном (DQЭЛ. ПОД.) Вследствие этого возникает разворачивающий момент (МУразв) в сторону полукрыла с опущенным элероном.
В дальнейшем за счет разворота самолет начинает скользить на полукрыло с поднятым элероном. Вследствие этого возникают дополнительные силы, которые создают момент, направленный в сторону, противоположную основному кренящему моменту, ухудшая тем самым поперечную управляемость. В случае равенства моментов, созданных отклонением элеронов и скольжением самолета, наступает потеря управляемости. Если момент, вызванный скольжением, окажется больше основного кренящего момента, то это приведет к обратной управляемости: при отклонении ручки управления в одну сторону самолет кренится и разворачивается в противоположную сторону. По мере приближения к критическому углу атаки поперечная управляемость еще больше ухудшается. Это объясняется тем, что полукрыло с опущенным элероном попадает в область закритических углов атаки и вместо ожидаемого увеличения подъемной силы на этом полукрыле происходит ее уменьшение.
Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяется ряд средств, предназначенных, с одной стороны, для увеличения эффективности элеронов, с другой - для уменьшения разворота.
Дифференциальное отклонение элеронов состоит в том, что при отклонении ручки опускающийся элерон отклоняется на меньший угол, чем поднимающийся. Благодаря такому отклонению коэффициент подъемной силы крыла с опущенным элероном возрастает на меньшую величину, чем у простых элеронов. Поэтому индуктивное сопротивление полукрыла с опущенным элероном возрастет меньше, следовательно, меньше будет и разворачивающий момент.
На крыле с поднятым элероном увеличивается профильное сопротивление, так как часть элерона выходит за пределы пограничного слоя, нарушает безотрывное обтекание.
Таким образом, элероны с дифференциальным отклонением увеличивают кренящий момент в сторону крыла с поднятым элероном и уменьшают разворачивающий момент в сторону крыла с опущенным элероном.
У современных самолетов элероны с дифференциальным отклонением могут отклоняться вверх до 30°, вниз на - 14-16°.
Аэродинамические гребни на самолетах со стреловидными крыльями препятствуют перетеканию пограничного слоя к концам крыла, тем самым предотвращают раннее развитие срыва потока на концевых частях крыла и увеличивают эффективность действия элеронов.
Особенности поперечной устойчивости и управляемости на больших скоростях полета
При достижении современными самолетами больших скоростей полета появились ранее неизвестные явления, усложняющие пилотирование самолета: "валежка", реверс элеронов, обратная реакция на дачу ног, снижение эффективности элеронов и рулей.
"Валежка" обусловливается нарушением аэродинамической симметрии, потому что невозможно построить самолет с идеально одинаковыми (симметричными) по жесткости, геометрической форме правым и левым полу крыльями. Предположим, что в результате геометрической несимметрии угол атаки одного полукрыла оказался чуть больше, чем другого. Из-за отсутствия симметрии в углах атаки появится кренящий момент, для устранения которого летчик должен отклонить элероны в противоположную сторону. На больших скоростях полета, даже при незначительной разности углов атаки, кренящий момент достигает большой величины и для его парирования нужно или отклонять элероны на большой угол, или уменьшать скорость полета. Если самолет имеет неодинаковую жесткость полукрыльев, то при полете на большой приборной скорости менее жесткое крыло будет иметь большую деформацию. Если это стреловидное крыло, то деформация в виде изгиба вызывает уменьшение углов атаки, особенно ближе к концу крыла (Рис. 31).
При различной жесткости на изгиб и кручение углы атаки правого и левого полукрыльев будут изменяться на разные величины. Это в свою очередь приводит к тому, что подъемные силы крыльев будут неодинаковы. При больших приборных скоростях разница в подъемных силах становится настолько большой, что вызывает кренение самолета в сторону менее жесткого крыла.
Попытка бороться с возникшей "валежкой" - отклонением элеронов - обычно не только не дает положительных результатов, а, наоборот, усугубляет ее. Такая реакция самолета связана с так называемым реверсом элеронов.
Реверс элеронов. Под действием аэродинамических сил крыло в полете изгибается и закручивается. Кручение крыла объясняется тем, что внешняя нагрузка, действующая по линии центров давления крыла, не совпадает с так называемой осью жесткости (Рис. 32). Линия центров давления, как правило, расположена позади линии жесткости крыла, поэтому крыло закручивается на уменьшение углов атаки. У прямых крыльев это явление выражено слабее, чем у стреловидного крыла, у которого аэродинамические силы вызывают кручение и изгиб, причем последний также закручивает крыло.
Отклонение элеронов смещает центр давления назад, чем еще больше закручивается стреловидное крыло. Кручение крыла за счет отклонения элеронов может достигнуть такого изменения фактических углов атаки полукрыла, что подъемная сила, создаваемая элеронами DУэл, будет меньше изменения подъемной силы, вызванного кручением крыла В результате самолет будет крениться не в ту сторону, куда отклонена ручка управления, а в противоположную. Наступает так называемый реверс элеронов. Реверсом элеронов называется обратное их действие, наступающее на больших скоростях полета вследствие закручивания крыла.
Рис. 31 Влияние изгиба стреловидного крыла на фактические углы атаки профилей
Рис. 32 Кручение крыла от внешних нагрузок и при отклонении элеронов
Скорость полета, при которой самолет теряет поперечную управляемость, называется скоростью реверса. Для предотвращения реверса элеронов необходимо, чтобы максимальная скорость полета была меньше скорости реверса. Понятно, что для увеличения скорости реверса необходимо увеличить жесткость крыла на кручение.
Обратная реакция на дачу ноги возникает у самолетов со стреловидными крыльями при полете со скоростью, превышающей критическую скорость по числу М. Суть этого явления состоит в том, что при отклонении руля направления в одну сторону, например вправо, самолет начинает крениться влево. Это объясняется тем, что при отклонении руля вправо фактическая стреловидность полукрыльев изменяется (см. Рис. 33).
Рис. 33 Изменение Су в зависимости от числа М. полета и стреловидности крыла
При превышении некоторой скорости, соответствующей Мобр, изменение стреловидности таким образом изменяет подъемную силу, что у полукрыла с меньшей фактической стреловидностью подъемная сила уменьшается, а у полукрыла, действительная стреловидность которого увеличивается, произойдет рост подъемной силы. В результате то полукрыло, в сторону которого была отклонена педаль, начнет подниматься, т. е самолет начнет вращаться в сторону, противоположную отклонению педали.
Снижение эффективности рулей появляется при полете на закритических скоростях полета.
При полете на докритических скоростях отклонение руля (элерона) вызывает перераспределение давлений по всему профилю оперения или крыла, в результате чего возникает дополнительная аэродинамическая сила DУГ. О.
Если полет совершается на закритических скоростях, при которых на оперении возникают скачки уплотнения, то эффективность рулей резко снижается в результате того, что перераспределение давлений вдоль хорды профиля при отклонении руля распространяется вперед только до скачка уплотнения.
Объясняется это тем, что возмущения, вызванные отклонением руля и распространяющиеся со скоростью звука, не могут распространиться на ту часть оперения, где скорость потока больше скорости звука. Поэтому при отклонении руля (элеронов) при закритических числах М полета изменяется характер обтекания только той части оперения, которая расположена позади скачка уплотнения (Рис. 34).
Рис. 34 Распределение давления вдоль хорды профиля при отклонении рулей при
Таким образом, в создании дополнительной аэродинамической силы, вызванной отклонением руля, принимает участие только часть площади оперения, в результате чего величина подъемной силы DУг. о. также будет уменьшена. Для повышения эффективности рулей на закритических скоростях полета стабилизатор и киль набираются из профилей с меньшей, чем у крыла, относительной толщиной с, увеличивается стреловидность хвостового оперения.
При полете на сверхзвуковых скоростях эффективность рулей почти полностью восстанавливается. Это объясняется тем, что при отклонении руля, например, вниз, над ним увеличивается разрежение из-за увеличения скорости потока, а под ним скорость потока уменьшается из-за его торможения. Вследствие этого разность давлений под рулем и над рулем увеличивается, что приводит к увеличению эффективности рулей.
На современных самолетах, осуществляющих полеты со сверхзвуковыми скоростями, для улучшения управляемости применяют управляемые стабилизаторы, у которых рули высоты отсутствуют. Стабилизатор при этом через систему гидроусилителей связан непосредственно с ручкой управления в кабине, и летчик, управляя самолетом, так же как и через руль высоты, оттеняет ручку управления в нужном направлении. При взятии ручки на себя стабилизатор уменьшает угол атаки, при даче ручки от себя - увеличивает.
Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяют так называемые интерцепторы, которые представляют собой пластины, кинематически связанные с элеронами и расположенные вдоль размаха крыла. В зависимости от конструкции самолета интерцепторы могут быть расположены как на верхней поверхности крыла, так и на нижней (Рис. 35). При верхнем расположении интерцептора он выдвигается при отклонении элерона вверх. Выдвижение интерцептора вызывает интенсивный срыв потока, вследствие чего происходит резкое снижение подъемной силы крыла. При нижнем расположении интерцептор выдвигается в поток на том крыле, на котором элерон отклоняется вниз. В этом случае пластина интерцептора тормозит поток, давление под крылом повышается и крыло получает дополнительный прирост подъемной силы
Рис. 35 Интерцепторы на крыле самолета. а - верхнее расположение; б - нижнее расположение
Как самостоятельный орган поперечного управления интерцепторы не получили применения вследствие значительного запаздывания в своем действии, поэтому применяются как дополнение к элеронам. При нейтральном положении элеронов интерцепторы убраны заподлицо с обшивкой и выдвигаются лишь при отклонении элеронов на некоторый угол. Дальнейшее увеличение угла отклонения элеронов происходит при выдвинутом интерцепторе. В результате синхронизации отклонения интерцептора и элерона их действия как органов управления суммируются.
Путевое равновесие самолета
Путевым равновесием называется такое состояние самолета в полете, при котором он не изменяет своего положения относительно вертикальной оси (оси Y).
Условием путевого равновесия является равенство моментов рыскания.
(9.16)
Рис. 36 Схема сил и моментов, действующих на самолет относительно оси Y
Из Рис. 36 видно, что моменты, вращающие самолет вокруг оси Y, создаются в основном силами лобового сопротивления полукрыльев и силами тяги двигателей. Для сохранения путевого равновесия необходимо, чтобы сумма всех моментов относительно оси Y равнялась нулю.
(9.17)
Наличие геометрической, аэродинамической и весовой симметрии является необходимым условием путевого равновесия. При нарушении аэродинамической или геометрической симметрии самолета силы лобового сопротивления правого и левого полукрыльев станут отличаться по величине и равновесие нарушится. Для самолетов с несколькими двигателями, расположенными вдоль оси Z (на крыле или в фюзеляже), нарушение путевого равновесия может происходить из-за неодинакового режима работы двигателей. Отказ в работе одного из двигателей резко нарушит путевое равновесие. Путевое равновесие может быть нарушено также неравномерной выработкой топлива из крыльевых (или подвесных) топливных баков, что приведет к изменению величины сил лобового сопротивления полукрыльев. Восстановление путевого равновесия осуществляется путем отклонения руля на правления в соответствующую сторону.
Путевая устойчивость самолета
Способность самолета без вмешательства летчика восстанавливать первоначальное состояние путевого равновесия называется путевой устойчивостью.
При нарушении путевого равновесия самолет начнет разворачиваться вокруг оси Y, нарушив тем самым симметрию обтекания. В результате воздействия воздушного потока, набегающего под углом р на боковую поверхность фюзеляжа и на вертикальное оперение, появятся боковые силы, которые создадут момент, направленный на возвращение самолета в исходное положение.
При вращении самолета на боковой поверхности фюзеляжа и вертикального оперения возникнут аэродинамические силы, препятствующие вращению самолета вокруг вертикальной оси, т.е. возникнет демпфирующий момент. Как только вращение прекратится (угловая скорость станет равна нулю), так прекратится и действие демпфирующего момента. Останется лишь восстанавливающий момент. Величина восстанавливающего момента зависит от ряда факторов: площади вертикального оперения, соотношения длин носовой и хвостовой части фюзеляжа, центровки самолета и его стреловидности. Основная доля восстанавливающего момента приходится на вертикальное оперение. Следовательно, путевая устойчивость зависит в основном от площади вертикального оперения. Благодаря вертикальному оперению самолет, подобно флюгеру, стремится стать по потоку и таким образом сам восстанавливает нарушенное равновесие. Поэтому путевую устойчивость часто называют флюгерной устойчивостью.
В результате нарушения путевого равновесия самолет будет лететь со скольжением. Возникнет боковая обдувка самолета и аэродинамические силы на носовой и хвостовой части фюзеляжа. Момент от аэродинамической силы на носовой части фюзеляжа будет уменьшать восстанавливающий момент, а на хвостовой - увеличивать.
Таким образом, величина восстанавливающего момента может быть записана следующим образом:
(9.18)
Большая длина носовой части фюзеляжа современных самолетов ухудшает их путевую устойчивость, поэтому вертикальное оперение таких самолетов имеет увеличенные размеры.
Рис. 37 Восстановление путевого равновесия
Рис. 38 Влияние стреловидности на путевую устойчивость
Рис. 39 Принцип путевой управляемости самолета
Увеличение длины хвостовой части фюзеляжа улучшает путевую устойчивость, так как при этом увеличивается восстанавливающий момент за счет увеличения боковой силы Рхв. ф и плеча вертикального оперения. lв. о. Увеличение стреловидности вертикального оперения смещает центр его давления назад, увеличивая тем самым плечо lв. о
Центр тяжести самолета является центром вращения самолета. Смещение его вперед или назад увеличивает или уменьшает плечо, влияя таким образом на путевую устойчивость. Смещение центровки вперед равносильно увеличению длины хвостовой части фюзеляжа.
Стреловидность крыла оказывает положительное влияние на путевую устойчивость самолета - чем она больше, тем лучше путевая устойчивость.
На Рис. 38 видно, что при скольжении стреловидного крыла характер обтекания его полукрыльев будет различным. На вынесенном вперед (левом) полукрыле лобовое сопротивление станет больше, чем на другом, так как у левого крыла фактический угол стреловидности уменьшается, а у правого увеличивается; вследствие этого лобовое сопротивление левого полукрыла увеличивается, а правого уменьшается (QЛ>QПР) - Центр давления правого полукрыла приближается к траектории движения центра тяжести, а левого удаляется от нее, что изменяет моменты от сил лобового сопротивления полукрыльев относительно центра тяжести.
В результате возникает восстанавливающий момент крыла
(9.19)
С увеличением стреловидности восстанавливающий момент крыла возрастет, поэтому путевая устойчивость самолета улучшится.
Путевая управляемость самолета
Способность самолета изменять свое положение в полете относительно вертикальной оси при отклонении летчиком руля направления называется путевой управляемостью.
При отклонении летчиком руля направления на угол d возникает аэродинамическая сила , момент которой относительно центра тяжести будет поворачивать самолет относительно вертикальной оси Y. В первый период под действием силы инерции самолет будет продолжать движение в прежнем направлении, в результате чего его продольная ось составит с направлением движения угол b - угол скольжения (Рис. 39, а).
(9.20)
С момента образования угла скольжения происходит косая обдувка самолета, вследствие чего на боковую поверхность его будет действовать аэродинамическая сила (Рис. 39, б). Точка приложения равнодействующей этих сил ZФ (центе давления) находится, как правило, позади центра тяжести самолета, поэтому момент, создаваемый этой силой, препятствует повороту самолета вокруг оси Y. По мере увеличения угла скольжения b эта сила будет возрастать до тех пор, пока не уравновесит разворачивающий момент, возникший в результате отклонения руля направления. Угол скольжения при этом достигнет некоторой величины, соответствующей данному отклонению руля направления. Из этого следует, что руль направления самолета служит для изменения угла скольжения, причем каждому углу отклонения руля направления 6 будет соответствовать вполне определенный угол скольжения Р.
Разность между боковой аэродинамической силой (Zф), образовавшейся при скольжении, и аэродинамической силой вертикального оперения (ZВ. О), образовавшейся в результате отклонения руля направления, создает неуравновешенную силу (Zф - zВ. О), приложенную в центре тяжести самолета. Эта сила является неуравновешенной центростремительной силой, под действием которой самолет будет разворачиваться в сторону отклонения руля, искривляя тем самым траекторию движения. В результате скольжения самолет будет иметь тенденцию к накренению в ту же сторону, куда отклонен руль направления.
Углы отклонения руля направления у современных самолетов в среднем составляют 20 - 25°.
Боковая устойчивость и управляемость самолета
Ранее было установлено, что при нарушении поперечного равновесия за счет возникновения центростремительной силы происходит нарушение путевого равновесия, а при нарушении путевого равновесия за счет несимметричного обтекания полукрыльев происходит нарушение поперечного равновесия. Такое взаимное влияние поперечного и путевого равновесия на состояние самолета называется боковым равновесием.
Поперечная и путевая устойчивость изолированно не могут существовать, так как проявление одного вида устойчивости сказывается на другом. Поэтому совокупность поперечной и путевой устойчивости называется боковой устойчивостью.
Допустим, что под действием внешнего возмущения самолет начал вращаться вокруг оси Y вправо. По мере отклонения от первоначального положения возрастает угол скольжения Р. Благодаря скольжению на левом крыле возникает дополнительная аэродинамическая сила, создающая момент, кренящий самолет в сторону, обратную скольжению. При крене самолета нарушается равновесие силы веса G и подъемной силы Y. Возникает центростремительная сила Z, под действием которой самолет начинает скользить на опущенное полу крыло и искривлять траекторию в сторону крена. При скольжении на опущенное полукрыло возникает восстанавливающий момент, который устраняет крен, а момент от сил ZФ и zВ. О устраняет скольжение (Рис. 40). При хорошей поперечной устойчивости крен, возникший при скольжении, быстро самопроизвольно устраняется.
Рис. 40 Кренение самолета при скольжении
Для обеспечения нормальной боковой устойчивости недостаточно еще того, чтобы самолет обладал поперечной и путевой устойчивостью, а нужно, чтобы параметры той и другой находились в определенном соотношении. Преобладание одного вида устойчивости над другим ухудшает общую боковую устойчивость и может быть причиной спиральной или колебательной неустойчивости.
Спиральная неустойчивость возникает в том случае, когда самолет имеет чрезмерную путевую устойчивость и слабую поперечную (Рис. 41).
Рис. 41. Спиральная неустойчивость самолета
Возникший крен и скольжение в сторону крена самолет устраняет по-разному: скольжение устраняется быстро, а крен частично остается. В результате самолет будет продолжать движение по кривой, вначале очень пологой, так как крен еще мал. У крыльев возникает разность скоростей на полукрыльях и разные подъемные силы на них.
В итоге крен постепенно растет, потому что у внешнего крыла подъемная сила больше, а у внутреннего меньше. С увеличением крена (при условии, если летчик не вмешивается в управление) самолет будет идти со снижением, крен еще больше увеличится и в результате самолет может перейти в крутую спираль.
Колебательная неустойчивость возникает при очень хорошей поперечной устойчивости (большое поперечное V крыла, большая стреловидность) и слабой путевой устойчивости. В этом случае при непроизвольном скольжении в одну сторону (левую, например) самолет под действием восстанавливающего момента энергично накреняется вправо, что вызовет затем правое скольжение. Устраняя возникший левый крен, самолет из-за повышенной поперечной устойчивости перейдет равновесное положение и войдет в противоположный (правый) крен. В итоге получим ряд повторных колебаний с крыла на крыло.
Для уменьшения поперечной устойчивости самолетам со стреловидным крылом увеличивают площадь вертикального оперения и придают отрицательный угол поперечного V.
Между поперечной и путевой управляемостью существует такая же связь, как и между поперечным и путевым равновесием: крен вызывает скольжение и разворот самолета, а скольжение - крен. Разворот самолета только с помощью руля направления или только элеронов происходит со скольжением. Скольжение ускоряет срыв потока с крыла, чем снижает безопасность полета и создает дополнительное сопротивление, которое требует увеличения потребной тяги. Необходимо запомнить, что самолет скользит в сторону отклоненной ручки управления и в противоположную сторону относительно отклоненной педали (левая педаль - правое скольжение). Для того чтобы разворот выполнялся без скольжения, необходимо руль направления и элероны отклонить в сторону разворота таким образом, чтобы скольжение от крена устранялось скольжением от руля направления. Разворот без скольжения называется координированным.
Статистикой установлено, что для нормального поведения самолета в полете нужно определенное соотношение между кренящими и разворачивающими моментами.
Летными испытаниями установлено, что соотношение отклонения элеронов и отклонения руля направления для нормального поведения самолета в боковом отношении должно быть
.
Таким образом, отклонение элеронов должно быть в 2 - 3 раза меньше отклонения руля направления.
Размещено на Allbest.ru
Подобные документы
Геометрические и аэродинамические характеристики самолета. Летные характеристики самолета на различных этапах полета. Особенности устойчивости и управляемости самолета. Прочность самолета. Особенности полета в неспокойном воздухе и в условиях обледенения.
книга [262,3 K], добавлен 25.02.2010Конструктивные и аэродинамические особенности самолета. Аэродинамические силы профиля крыла самолета Ту-154. Влияние полетной массы на летные характеристики. Порядок выполнения взлета и снижения самолета. Определение моментов от газодинамических рулей.
курсовая работа [651,9 K], добавлен 01.12.2013Особенности динамики полета - науки о законах движения летательных аппаратов под действием аэродинамических и гравитационных сил. Расчет трасполагаемых тяг, характеристик устойчивости и управляемости самолета. Определение аэродинамической хорды крыла.
контрольная работа [79,2 K], добавлен 14.06.2010Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Обоснование схемы самолета и его параметров. Определение потребной тяговооруженности самолета. Расчет аэродинамических нагрузок. Подсчет крутящих моментов по сечениям крыла. Нахождение толщины стенок лонжеронов.
дипломная работа [4,7 M], добавлен 08.03.2021Схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и двигателей самолета. Удельная нагрузка на крыло. Расчет стартовой тяговооруженности, взлетной массы и коэффициента отдачи по коммерческой нагрузке. Определение основных геометрических параметров самолета.
курсовая работа [805,8 K], добавлен 20.09.2012Совершенствование эксплуатационных свойств автомобиля, направленное на снижение тяжести травм при ДТП. Выбор параметров автомобиля, обеспечивающих наилучшие характеристики управляемости. Влияние технического состояния автомобиля на его устойчивость.
презентация [1,4 M], добавлен 29.05.2015Определение геометрических и массовых характеристик самолета. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Определение толщины обшивки. Расчет элементов планера самолета на прочность.
курсовая работа [3,2 M], добавлен 14.05.2013Рассмотрение понятия и основных правил бокового движения самолета. Оценка боковых сил при скольжении и их уравновешивание для сохранения заданного установившегося прямолинейного полета. Составление моментной диаграммы рыскания, а также диаграммы крена.
лекция [1,1 M], добавлен 18.12.2015Проектирование прибора непрерывного контроля за изменением центровки самолета по мере выработки топлива в баках. Особенности компоновки военно-транспортного самолета Ил-76, влияние расхода топлива на его центровку. Выбор прибора, определяющего центр масс.
дипломная работа [1,1 M], добавлен 02.06.2015Поворот автомобиля с эластичными колесами. Управляемость как эксплуатационное качество, обеспечивающее активную безопасность автомобиля. Устойчивость переднего и заднего мостов. Оценка управляемости автомобиля ГАЗ-31105. Увод автомобильного колеса.
дипломная работа [3,3 M], добавлен 29.05.2015
