Аэродинамика и динамика полета самолета
 Скачать 7.32 Mb.
|
|
Продольная статическая устойчивость по скорости. https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 58 из 83 Под этой характеристикой понимается стремление самолета сохранять и восстанавливать скорость исходного режима полета при постоянной перегрузке. Из определения следует, что в данном виде устойчивости рассматриваются продольные моменты, стремящиеся восстановить заданный режим полета, когда изменение скорости полета и угла атаки связаны между собой так, что перегрузка n у = Y/Gпостоянна. Постоянство перегрузки при изменении скорости возможно при изменении угла атаки самолета. Точнее, при увеличении скорости полета угол атаки самолета должен уменьшаться, а при уменьшении скорости – увеличиваться. При таком характере движения самолета продольная устойчивость по скорости совпадает с продольной устойчивостью по перегрузке. Для обеспечения продольной устойчивости по скорости, как и для обеспечения продольной устойчивости по перегрузке, необходимо, чтобы степень продольной устойчивости была отрицательной m z Cу = m z / Су = (х т – х F ) т.е. центр масс самолета должен находиться впереди его фокуса. Демпфирующие моменты. Устойчивость самолета и характер его возмущенного движения в значительной степени зависят от величины демпфирующих моментов, которые возникают в процессе вращения самолета вокруг центра масс. В обеспечении продольной устойчивости и управляемости важное значение имеют продольные демпфирующие моменты, которые возникают при вращении самолета вокруг оси OZ. Суммарный демпфирующий момент создается горизонтальным оперением, фюзеляжем и крылом (наибольший – горизонтальным оперением). Рассмотрим процесс возникновения продольных демпфирующих моментов на примере работы горизонтального оперения (рис. 3). Допустим, что в установившемся горизонтальном полете появилось вращение самолета в сторону кабрирования с угловой скоростью z . Вследствие этого горизонтальное оперение приобретает вращательную скорость, вектор которой направлен вниз и равен U z = z x го (х го – расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения). Вектор вращательной скорости U z , суммируясь с вектором истинной скорости вызывает положительный прирост угла атаки z >0 и подъемной силы Y z >0. Эта сила направлена вверх и на плече х го создает демпфирующий пикирующий момент Y z x го , препятствующий кабрированию самолета. Из определения следует, что при большей угловой скорость прирост подъемной силы и ее демпфирующего момента будет большим. Величина демпфирующего момента также зависит от величины плеча х го . При отсутствии углового вращения самолета демпфирующие силы и их моменты равны нулю. https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 59 из 83 Рис.3. Аналогично можно объяснить и возникновение демпфирующих моментов крыла и фюзеляжа, только величина их при той же угловой скорости значительно меньше. При полете на высоте с той же приборной скоростью, что и у земли величина, истинной скорости больше, прирост угла атаки и подъемной силы при той же угловой скорости меньше, в связи с чем будут меньшими и демпфирующие моменты. Следовательно, динамическая устойчивость самолета на высоте меньше, чем у земли. Направление демпфирующих сил Y z го ; Y z ф ; Y z кр и их моментов Mz z при кабрировании (увеличении ) показаны на рис. 3. Как видно из рисунка, демпфирующие моменты направлены в сторону, противоположную вращению самолета, а это значит, что они препятствуют его вращению вокруг оси OZ. Так как нарушенное продольное равновесие самолет обычно восстанавливает, совершая колебания вокруг оси OZ, то демпфирующие моменты, направленные в противоположную сторону вращения, содействуют затуханию этих колебаний, т.е. динамическая устойчивость самолета улучшается. Для уяснения значения демпфирующих и восстанавливающих моментов, а также для большего понимания устойчивости, рассмотрим несколько упрощенно продольное возмущенное движение устойчивого самолета. Допустим, что в полете под действием внешних сил (восходящего потока) самолет начал кабрировать. В процессе кабрирования угол атаки самолета увеличивается, а скорость сравнительно медленно уменьшается. Если самолет статически устойчив по перегрузке и скорости (рис. 4), то при всяком увеличении угла атаки на >0 он создает восстанавливающий пикирующий момент Mz( Yс)<0, так как возникает положительный прирост подъемной силы Yс>0, который приложен в фокусе самолета. Наряду с этим самолет, приобретая угловую скорость вращения z в сторону увеличения угла атаки, создаст демпфирующий момент Mz z < 0 вследствие вращательного движения горизонтального оперения, крыла и фюзеляжа. Этот момент также направлен в сторону, противоположную вращению самолета. https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 60 из 83 Рис.4. Под действием восстанавливающего и демпфирующего моментов самолет в процессе увеличения угла атаки постепенно уменьшает угловую скорость вращения z . В определенный момент вращение самолета прекращается, угловая скорость z и демпфирующий момент Mz z , становится равным нулю, а восстанавливающий пикирующий момент достигает максимального значения. С этого положения самолет под действием восстанавливающего (пикирующего) момента Mz = Yc(x m – x F ) начинает уменьшать угол атаки. При этим падает подъемная сила и растет скорость полета. Восстанавливающий момент самолета уменьшается и на заданном угле атаки становится равным нулю. Кроме того, в процессе уменьшения угла атаки к заданному самолет приобретает угловую скорость вращения z и создает демпфирующий момент. Этот момент направлен в сторону, противоположную вращению. Вследствие наличия демпфирующего момента и уменьшения восстанавливающего момента самолет по мере возврата к задан ному углу атаки уменьшает угловую скорость вращения z . Если к моменту возвращения самолета на заданный угол атаки скорость полета и угловая скорость станут равными нулю, то демпфирующий момент тоже станет равным нулю. Самолет зафиксирует заданные углы атаки и скорость полета. Обычно самолет возвращается к заданному продольному равновесию, совершая затухающие колебания, которые называют короткопериодическими. Продольная управляемость Продольная управляемость – это способность самолета изменять угол атаки при отклонении руля высоты. При отклонении руля высоты (РВ) изменяется величина подъёмной силы и момент от горизонтального оперения, под действием которого самолет изменяет угол атаки. Процесс изменения угла атаки при заданном положении руля высоты происходит до тех пор, пока момент крыла не уравновесится моментом горизонтального оперения. При отклонении руля высоты на устойчивом самолете угол атаки, изменившись на https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 61 из 83 определенную величину, зафиксируется благодаря продольной устойчивости. У неустойчивого самолета угол атаки изменяется до тех пор, пока пилот противоположным отклонением руля высоты не уравновесит продольные моменты. Из этого вытекает, что нормальную продольную управляемость можно получить только на устойчивом самолете. Боковое равновесие, устойчивость и управляемость Боковое равновесие – такое состояние самолета, при котором сумма сил, действующих на самолет, и сумма их моментов относительно продольной и нормальной осей равны нулю. Боковая устойчивость – это способность самолета сохранять и восстанавливать заданное боковое равновесие в полете. Для обеспечения боковой устойчивости необходимо обеспечить поперечную и путевую устойчивость и достигнуть определенного соотношения между ними. Поперечную и путевую статическую устойчивость определяют соответственно моменты крена Мх и моменты рыскания Му, возникающие при наличии угла крена или угла скольжения . Если при появлении угла крена и скольжения возникают моменты Мх и Му, которые стремятся восстановить заданное боковое (поперечное и путевое) равновесие, то самолет будет статически устойчивым в боковом отношении. Боковая устойчивость самолета и характер его возмущенного движения в значительной степени зависят от величины поперечных и путевых демпфирующих моментов, которые возникают в процессе вращения самолета относительно осей ОХ и ОY. Поперечные и путевые демпфирующие моменты создают крыло, фюзеляж, горизонтальное и вертикальное оперение, причем наибольший поперечный демпфирующий момент создает крыло, а путевой – вертикальное оперение. Демпфирующие моменты рыскания (путевые) My y вертикального оперения и фюзеляжа возникают аналогично продольным демпфирующим моментам горизонтального оперения и фюзеляжа. Путевые демпфирующие моменты препятствуют вращению самолета относительно оси ОY. Демпфирующий момент рыскания крыла возникает вследствие разности скоростей обтекания левой и правой его половины. Демпфирующие моменты крена и рыскания при < кр всегда направлены в сторону, противоположную вращению самолета относительно осей ОХ и ОY. Такое направление демпфирующих моментов вызывает гашение боковых колебаний в процессе возмущенного движения самолета, а значит, ускоряет процесс восстановления бокового равновесия. Боковая управляемость – это способность самолета поворачиваться вокруг продольной и вертикальной осей при отклонении элеронов и руля направления. Боковую управляемость также можно представить в виде поперечной и путевой. https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 62 из 83 Рис.5. Поперечная управляемость – это способность самолета изменять углы крена при отклонении элеронов. Путевой управляемостью называется способность самолета изменять углы скольжения при отклонении руля направления. Для придания самолету вращения относительно какой-либо оси необходимо нарушить балансировку моментов сил относительно этой оси. Вследствие этого появляется избыточный момент, под действием которого самолет приобретает угловое ускорение относительно оси. Рассмотрим возникновение моментов крена при отклонении элеронов. Пусть самолет находится в состоянии поперечного равновесия. При отклонении штурвала, например, вправо правый элерон и гаситель подъемной силы поднимаются, подъемная сила этого полукрыла уменьшается на величину Yэ 2 + Yсп. Левый элерон опускается, подъемная сила левого полукрыла увеличивается на величину Yэ 1 (рис. 5б). Вследствие такого изменения величины подъемных сил возникает поперечный (кренящий) момент, под действием которого самолет кренится на правое полукрыло. Величина кренящих моментов Mx у самолета определяется углом отклонения элеронов и поднимающегося гасителя подъемной силы ( э, сп), скоростью полета (числом М), углом атаки и плотностью воздуха: при больших углах отклонения элеронов и гасителей подъемной силы на большой скорости полета, при малых углах атаки и большей плотности воздуха величина кренящих моментов большая. С поднятием на высоту вследствие уменьшения плотности воздуха величина кренящих моментов, вызванных отклонением элеронов и гасителей подъемной силы уменьшается. На больших углах атаки, особенно у самолетов со стреловидным крылом, эффект элеронов уменьшается вследствие срыва потока, который начинается в концевой части крыла. Следовательно, при выполнении полетов на больших высотах с малыми приборными скоростями (на больших углах ) эффект элеронов несколько понижен. Об этом необходимо помнить особенно при полете в неспокойном воздухе, где приходится устранять крены, возникающие вследствие порывов https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 63 из 83 ветра. Рассмотрим путевую управляемость самолета. При отклонении руля направления возникает боковая сила вертикального оперения Zн, которая относительно нормальной оси ОY создает момент рыскания Му=Zн Хво, под действием которого самолет вращается в сторону отклоненного руля, создавая угол скольжения на противоположное полукрыло (см. рис.5а). Величина момента рыскания боковой силы вертикального оперения зависит от угла отклонения направления н, скорости полета и плотности воздуха. При большем угле отклонения руля направления, большей скорости полета и плотности воздуха разворачивающий момент вертикального оперения увеличивается и самолет с большей угловой скоростью вращается вокруг нормальной оси, создавая или устраняя угол скольжения. Равновесие самолета при новом угле скольжения обеспечивается благодаря путевой устойчивости самолета. С поднятием на высоту плотность воздуха уменьшается и эффект руля направления уменьшается. При полете на больших углах атаки путевая управляемость несколько уменьшается. Особенности боковой устойчивости и управляемости самолета Боковая устойчивость и управляемость самолета в прямолинейном полете обеспечивает сохранение и восстановление равновесия этого режима полета. В разд. 9.5 было установлено, что при возникновении крена возникает скольжение самолета на опущенное полукрыло, а при появлении скольжения возникает крен на противоположное полукрыло. Таким образом, при нарушении поперечного равновесия самолета нарушается и путевое, а при нарушении путевого равновесия нарушается и поперечное. Поэтому, поперечные и путевые возмущенные движения самолета необходимо рассматривать совместно, как боковые движения. Характер бокового возмущенного движения будет определяться поперечной и путевой устойчивостью самолета. Самолет будет устойчив в боковом отношении только тогда, когда он устойчив в поперечном и путевом отношении и, кроме того, если между этими видами устойчивости существует определенное соответствие. При наличии такого соответствия между поперечной и путевой устойчивостью самолет при выходе из крена одновременно устраняет и скольжение. Если между поперечной и путевой устойчивостью такого соответствия не существует, то самолет будет неустойчив в боковом отношении. Так, при излишней путевой устойчивости самолет имеет спиральную неустойчивость, т.е. при появлении крена он входит в спираль. При излишней поперечной устойчивости появляется боковая раскачка самолета. Рассмотрим боковое возмущенное движение самолета со стреловидным крылом на малых углах атаки при наличии боковой устойчивости. Допустим, что в полете появился правый крен. Равнодействующая подъемной силы и веса самолета Z вызывает скольжение самолета в сторону крена. При этом подъемная сила правого полукрыла увеличивается, а левого уменьшается. Вследствие разности подъемных сил возникает восстанавливающий момент крена Мх, под действием которого самолет выходит из крена. Одновременно с этим в результате скольжения сила лобового сопротивления правого полукрыла увеличивается, а левого уменьшается. Кроме того, вертикальное оперение и фюзеляж создают боковую силу Z . В результате разности лобовых сопротивлений левого и правого полукрыльев, а также боковой https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 64 из 83 силы Z возникает восстанавливающий момент рыскания Му, под действием которого самолет уменьшает угол скольжения. Следовательно, под действием восстанавливающего момента крена Мx самолет уменьшает угол крена, а под действием восстанавливающего момента рыскания Му уменьшает угол скольжения. При этом, по мере уменьшения угла крена и скольжения поперечный и путевой восстанавливающие моменты уменьшаются. Вследствие наличия угловой скорости вращения вокруг продольной оси ОХ и нормальной ОY возникают демпфирующие поперечные и путевые моменты, которые тормозят вращение самолета, как в процессе нарушения, так и в процессе восстановления бокового равновесия. Уменьшение восстанавливающих моментов по мере уменьшения углов крена и скольжения самолета и наличие демпфирующих моментов обеспечивает уменьшение угловых скоростей вращения относительно осей ОХ и ОY и восстановления заданного бокового равновесия. Если между поперечной и путевой устойчивостью существует определенное соответствие (правильное сочетание), то к моменту выхода из крена самолет не будет иметь скольжения, а значит, боковое равновесие самолета (поперечное и путевое) восстановится. Такое соответствие между поперечной и путевой устойчивостью у самолета существует на основном диапазоне летных углов атаки, но на больших углах атаки это соответствие нарушается. Изменение путевой и поперечной устойчивости приводит к тому, что при восстановлении бокового равновесия самолет быстро выходит из крена, но медленно уменьшает угол скольжения. Так, например, к моменту выхода из левого крена самолет еще имеет скольжение на левое полукрыло, а это значит, что подъемная сила левого полукрыла остается дольше подъемной силы правого, и самолет начинает крениться на правое полукрыло. С увеличением угла крена появляется скольжение на правое полукрыло. Вследствие восстанавливающих и демпфирующих моментов крена увеличение угла крена прекращается, а вследствие восстанавливающих и демпфирующих моментов рыскания прекращается увеличение угла скольжения. Самолет под действием восстанавливающих боковых моментов начинает выходить из правого крена, уменьшая угол скольжения. Но опять к моменту выхода из крена самолет еще имеет скольжение на правое полукрыло, а значит, подъемная сила правого полукрыла будет больше .подъемной силы левого, и самолет вновь начинает крениться на левое полукрыло и т.д. Такой характер бокового движения (боковой неустойчивости) самолета на больших углах атаки получил название боковой раскачки самолета. Для предупреждения боковой раскачки необходимо обеспечить соответствие между поперечной и путевой устойчивостью путем повышения путевой устойчивости или некоторого снижения поперечной. Для предупреждения боковой раскачки в полете не следует допускать выхода самолета на большие углы атаки, а также скольжение в процессе разворотов. Если в полете появилась боковая раскачка, то необходимо уменьшить угол атаки самолета. Кроме того, для более быстрого устранения боковой раскачки в процессе выхода самолета из крена и скольжения необходимо отклонением элеронов замедлять быстрый выход самолета из крена, а рулем направления ускорять выход со скольжением. Для этого в процессе выхода самолета из крена следует несколько отклонять штурвал управления элеронами и перемещать педаль управления рулем направления в сторону крена. При таком отклонении элеронов несколько уменьшается поперечный восстанавливающий момент, а отклонением руля https://psv4.userapi.com/c848028/u15046778/docs/d10/052…hdYPsRlodunVbvHvZexGc4nvoPk7UIF0QICSOhYwZzVDSwAmw 15.07.2019, 22U30 Стр. 65 из 83 направления несколько увеличиваются путевые восстанавливающие моменты. Поэтому к моменту выхода из крена самолет не будет иметь скольжения, а значит, боковое равновесие восстановится. Боковая раскачка самолета может иметь место при неработающих каналах демпфирования по крену и курсу системы САУ. При работающих демпферах крена и рыскания , включенных в системы управления элеронами и рулем направления, возникают дополнительные демпфирующие моменты крена в результате отклонения элеронов по сигналу датчика угловой скорости х и моменты рыскания вследствие отклонения руля направления по сигналу датчика угловой скорости у . Благодаря этому создаются моменты элеронов и руля направления, направленные против вращения самолета относительно осей ОХ и ОY, а колебания самолета практически не возникают или имеют малую амплитуду с большой степенью затухания m зат |