Аэродинамика самолета. Аэродинамика самолета фигуры простого пилотажа криволинейное движение
 Скачать 437.28 Kb.
|
|
акселерометр. Летчик, руководствуясь показаниями этого прибора, может своевременно уменьшить перегрузку, когда она становится опасной для прочности самолета. На самолетах Як-52 и Як-55 установлен акселерометр АМ-9С. Ограничение перегрузки n у по прочности самолета. Предельно допустимые для конструкции самолета перегрузки зависят от его назначения. Наибольшую эксплуатационную перегрузку имеют маневренные самолеты, такие как пилотажные, спортивные и самолеты-истребители. Существуют официальные государственные нормы прочности, устанавливающие предельно допустимые (эксплуатационные) перегрузки для каждого класса самолетов. Физиологические ограничения перегрузок связаны с воздействием перегрузок на человеческий организм. Под воздействием перегрузок в человеческом организме происходит утяжеление всех его органов, деформация скелета, отлив крови от одних органов и прилив ее к другим. Величина перегрузки, которую может перенести человек, зависит от направления перегрузки, от времени ее воздействия и темпа нарастания, а также от общей и физической подготовки. На переносимость перегрузки влияют следующие факторы: удобство расположения сиденья; температура; давление воздуха в кабине; степень утомляемости; субъективные особенности летчика. Легче переносятся перегрузки в направлении «спина - грудь» и «грудь - спина» и труднее - «таз - голова» (особенно при отрицательных перегрузках). При отрицательных перегрузках прилив крови к голове резко сказывается на работоспособности летчика. Поэтому для успешного овладения акробатическим пилотажем на самолете Як-55 необходимо заниматься физической подготовкой. ВИРАЖ САМОЛЕТА Вираж самолета - это криволинейный полет самолета в горизонтальной плоскости с разворотом на 360°. Часть виража, имеющая цель изменение направления движения на угол, меньший 360°, называется разворотом. Вираж с постоянной скоростью и углом крена называется установившимся. Установившийся вираж без скольжения называется правильным (Рис. 9, а). Рис. 9 Схемы виражей: а - правильный вираж; б - вираж с внутренним скольжением; в - вираж с внешним скольжением АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА Рис. 10 Схема сил, действующих на самолет на вираже (вид спереди) Вираж может быть неустановившимся, при котором будет меняться скорость и радиус, вираж со скольжением, вираж с набором или потерей высоты. Если самолет имеет скольжение во внутреннюю сторону виража или во внешнюю, то направление скорости не совпадает с плоскостью симметрии и составляет с ней некоторый угол β (Рис. 9, б, в). В первом случае скольжение называется внутренним, во втором - внешним. ПРАВИЛЬНЫЙ ВИРАЖ. СХЕМА СИЛ И УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ На вираже на самолет действует подъемная сила Y и лобовое сопротивлениеX, вес самолета G и тяга силовой установки Р. Для осуществления виража необходима неуравновешенная сила, направленная горизонтально к центру виража - центростремительная сила. Для получения этой силы необходимо накренить самолет элеронами в сторону виража на угол γ, который называется углом крена (Схема сил, действующих на самолет на вираже (Рис. 10). В результате этого на тот же угол наклонится и вектор подъемной силы крыла Y. Разложив эту силу по вертикали и горизонтали, получим две силы - Ycos γ и Ysin γ . Из них сила Ycos γ должна уравновешивать силу веса самолета G, а сила Y sin γ служит центростремительной силой. Значит, для осуществления правильного виража подъемная сила должна увеличиться с таким расчетом, чтобы ее вертикальная составляющая Ycos γ могла уравновесить вес самолета G. Это достигается двумя способами: увеличением угла атаки или увеличением скорости полета. Если не выполнить эти условия, то вертикальная составляющая Ycos 7 будет меньше веса самолета и под действием разности сил (G-Ycos 7) самолет будет снижаться на вираже, т. е. получится неправильный вираж - со скольжением. Уравнения движения на правильном вираже будут иметь вид: условие постоянства скорости Р-Х=0; (11.14) условие постоянства высоты Ycos γ -G=0; (11.15) условие искривления траектории ; sin 2 В r mV Y = γ (11.16) где r в - радиус виража. ПОТРЕБНАЯ ПЕРЕГРУЗКА НА ВИРАЖЕ Для выполнения виража подъемная сила должна быть увеличена, и тем больше, чем больше крен. Следовательно, на вираже создается перегрузка, причем она будет расти с увеличением крена. На правильном вираже вес уравновешивается вертикальной составляющей подъемной силы. Выполняется условие G=Ycos γ , откуда нормальная перегрузка на вираже равна cos 1 γ = = G Y ny (11.17) Таким образом, на правильном вираже величина потребной перегрузки определяется только углом крена. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА Зависимость потребной перегрузки n у от углов крена на вираже показаны на графике Рис. 11. Рис. 11 Зависимость перегрузки на вираже от крена Следовательно, чем больше перегрузка, тем больше угол крена. При крене более 85° потребная перегрузка превышает эксплуатационную самолета Як-55 (+9), а при крене более 75°-эксплуатационную самолета Як-52 (+7).. Величина предельного угла крена на вираже ограничивается теми же факторами, что и величина располагаемой и предельной по тяге перегрузки. С подъемом на высоту величина предельного угла крена в соответствии с уменьшением предельной перегрузки будет понижаться, вызывая при этом увеличение радиуса и времени виража. Следовательно, следует помнить, что при выполнении виража на предельном угле крена по тряске даже незначительное увеличение угла крена может привести к срыву, так как запас по перегрузке от тряски до срыва невелик. СКОРОСТЬ, ПОТРЕБНАЯ ДЛЯ ПРАВИЛЬНОГО ВИРАЖА Для выполнения виража необходимо увеличить подъемную силу по сравнению с горизонтальным полетом. Этого увеличения можно достичь увеличением скорости полета при сохранении угла атаки либо увеличением угла атаки при сохранении скорости горизонтального полета. Если , , Су Cy C у const ГП B = = = α то из уравнения γ ρ γ cos 2 cos 2 S V Cy Y G В = = получим cos 1 2 У ГП В n V S Cy G V = ⋅ = γ ρ (11.18) Скорость, потребная на вираже, в У n раз больше, чем в горизонтальном полете. Так как перегрузка на вираже всегда больше единицы, то и потребная скорость всегда больше скорости горизонтального полета при том же угле атаки. Но это не значит, что для выполнения виража необходимо увеличить скорость. Если до выполнения виража полет выполнялся на малом угле атаки, т. е. на большой скорости, то для увеличения подъемной силы на вираже можно увеличить угол атаки. Если же до выполнения виража полет выполнялся на больших углах атаки, т. е. на малой скорости, то увеличить угол атаки нецелесообразно, так как возможен срыв в штопор или штопорное вращение, поэтому необходимо в этом случае увеличить скорость. В последнем случае летчик нередко допускает ошибку, которая приводит к срыву в штопор. Из полученной зависимости (11 18) следует, что на вираже скорость срыва, а также скорость, соответствующая наивыгоднейшему углу атаки, будут большими, чем в горизонтальном полете, так как , cos 1 2 2 У ГП В n Cy S V G Cy = ⋅ = γ ρ (11.19) при условии, что V B =V ГП =V. ВЛИЯНИЕ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА НА ПОТРЕБНУЮ СКОРОСТЬ НА ВИРАЖЕ С увеличением высоты полета скорость, потребная для виража, увеличивается. При этом нужно помнить, что на высоте скорость по прибору УС-450К остается неизменной. Поэтому, выполняя вираж на АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА высоте, необходимо выдерживать ту же скорость по прибору, которая необходима для выполнения виража у земли (при одинаковом полетном весе самолета). Влияние веса самолета. С увеличением веса потребная скорость возрастает (смотри горизонтальный полет). Соответственно возрастает и потребная скорость для виража. Влияние веса на скорость виража легко проследить, сопоставив характеристики виража самолетов Як-52 и Як-55. ТЯГА И МОЩНОСТЬ, ПОТРЕБНЫЕ ДЛЯ ВИРАЖА Потребной тягой и мощностью для виража называется необходимая тяга или мощность, уравновешивающая лобовое сопротивление самолета на правильном вираже при данных значениях угла атаки и угла крена. Увеличение потребной скорости на вираже при неизменном угле атаки или увеличение угла атаки при неизменной скорости сопровождается увеличением лобового сопротивления по сравнению с его величиной в горизонтальном полете. Поэтому потребные для виража тяга и мощность должны быть больше, чем для горизонтального полета. Рис. 12 Увеличение потребной для виража мощности в зависимости от угла крена Как и в горизонтальном полете, тяга на вираже равна лобовому сопротивлению , 2 2 S V С X P В X В В ρ = = но минимально допустимая скорость на вираже равна , У ГП В n V Р = следовательно, при этой скорости , 2 2 S n V С P У В X В ρ = откуда У ГП В n Р Р = (11.20) Из формулы (11.20) следует, что с увеличением крена (перегрузки) потребная тяга на вираже возрастает Увеличение тяги на вираже возможно только за счет избытка тяги силовой установки ∆ Р. Потребная мощность равна произведению потребной тяги на скорость , 75 75 У ГП У ГП В В В n V n Р V Р N = = откуда 3 У ГП B n N N = (11.21) Из формулы (11.21) следует, что с увеличением крена (перегрузки) потребная мощность на вираже возрастает пропорционально корню квадратному из куба перегрузки. Следовательно, с увеличением крена АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА потребная мощность увеличивается сначала медленно, а потом все более резко (Рис. 12). На графике рисунка изображена зависимость потребной мощности для виража, ГП B N N отношение от угла крена. Например, при крене 20° потребная для виража мощность больше потребной для горизонтального полета на малую величину; при крене, равном 50°,- в два раза больше; при крене, равном 60°,- в три раза больше, а при крене, равном 70°,- в пять раз больше. Таким образом, для выполнения виража необходимо иметь избыток мощности. РАДИУС И ВРЕМЯ ВИРАЖА Радиус и время виража являются основными величинами, характеризующими маневренные возможности самолета в горизонтальной плоскости. Как уже говорилось, для выполнения виража необходима центростремительная сила. То есть для уменьшения радиуса виража необходимо увеличить горизонтальную составляющую подъемной силы γ sin Y , а для этого следует увеличить крен самолета, одновременно увеличивая подъемную силу увеличением угла атаки или скорости. Центростремительная сила, с одной стороны, равна γ sin Y , а с другой B r mV 2 (из условия искривления траектории в горизонтальной плоскости (формула 10.16). Следовательно, , sin 2 B r mV Y = γ откуда радиус виража будет равен , sin sin sin 2 2 2 2 γ γ γ γ gtg V G Y g V gY GV Y mV r B = = = = (11.22) Таким образом, радиус виража определяется скоростью и нормальной перегрузкой. Анализируя выражения формулы (11.22), сделаем заключение, что радиус виража будет тем меньше, чем: меньше удельная нагрузка на крыло S G ; больше плотность воздуха ρ (с увеличением высоты полета радиус увеличивается); больше коэффициент подъемной силы Су; больше крен самолета y ; при Су=Су доп с уменьшением скорости радиус растет. Время виража определяется как отношение длины окружности, которую описывает центр тяжести самолета на вираже, к скорости самолета: , 1 64 , 0 2 2 2 2 − = ⋅ = = y B B n V gtg V V Y r t γ π π (11.23) следовательно, время разворота на угол ϕ 1 64 , 0 360 2 − = y РАЗ n V t ϕ (11.24) Из формулы (11.23) видно, что время виража (как и радиус) определяется скоростью и нормальной перегрузкой. Для уменьшения времени виража необходимы те же условия, что и для уменьшения радиуса виража, но следует помнить, что скорость полета на время виража оказывает значительно меньшее влияние, чем радиус виража. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИРАЖЕЙ САМОЛЕТОВ ЯК-52 И ЯК-55 В учебных целях на самолетах Як-52 и Як-55 виражи с креном до 45° выполняются на скорости V =190 км/ч, определяемой по прибору УС-450К, виражи с креном 60° - на скорости V=210 км/ч. Виражи с креном до 45° принято называть мелкими, а с креном более 45° - глубокими. ПРЕДЕЛЬНЫЕ ВИРАЖИ При увеличении крена на вираже наступит момент, когда для выполнения его (для преодоления лобового сопротивления) потребуется мощность силовой установки, равная максимальной, следовательно, дальнейшее увеличение крена вызовет снижение самолета, так как правильный вираж невозможен. Если на вираже перегрузка превысит предельную по тяге, то самолет будет снижаться даже при полной тяге, так как лобовое сопротивление будет больше тяги силовой установки. Следует иметь в виду, что при кратковременном развороте можно создать большой крен и перегрузку, вплоть до располагаемой. Однако длительный разворот с большим креном и перегрузкой вызовет значительное торможение самолета, которое приведет к уменьшению скорости и снижению самолета. Предельная по тяге перегрузка является перегрузкой длительного разворота с заданной скоростью. Вираж, для выполнения которого на заданной высоте и максимальном крене использована вся мощность силовой установки и эксплуатационная перегрузка (лимитированная прочностью самолета и выходом на режим сваливания), называется предельным виражом. На самолетах Як-55 и Як-52 предельные по тяге перегрузки во всем диапазоне скоростей полета не превышают эксплуатационную перегрузку по прочности, поэтому основным ограничением предельных виражей самолетов Як-52 и Як-55 является предельная перегрузка по срыву и по располагаемой тяге (Рис. 13, Рис. 14). На рисунках графически изображены характеристики предельных виражей самолетов Як-52 и Як-55 при работе двигателя на 1-м номинале. Показаны изменения характеристик в зависимости от изменения скорости полета на высоте Н=1000м. Анализируя эти графики, можно сделать вывод, что предельный вираж с максимальным углом крена можно выполнить только на определенном угле атаки и соответствующей скорости. Рис. 13 Характеристики виража самолета Як-55 (H=1000 м, Gвз-870 кгс, режим работы двигателя-1-й номинал) Рис. 14 Характеристики виража самолета Як-52 (Н=1000 м, Gвз=1290 кгс, режим работы двигателя- 1-й номинал) Предельный вираж с минимальной скоростью, радиусом и временем выполняется на экономической скорости. С подъемом на высоту избыток мощности силовой установки уменьшается. Поэтому максимальный угол крена также уменьшается. По достижении потолка самолета избыток мощности становится равным нулю и выполнение виража невозможно. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ И РАБОТА РУЛЕЙ НА ПРАВИЛЬНОМ ВИРАЖЕ Для выполнения виража самолет необходимо накренить, но это недостаточно. При накренении самолета создается центростремительная сила и самолет начинает движение по кривой, но демпфирующий момент вертикального оперения противодействует развороту. Поэтому, накреняя самолет элеронами, необходимо одновременно отклонить руль направления в сторону виража. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА Отклонение руля направления необходимо также для компенсации Дополнительного лобового сопротивления, стремящегося развернуть самолет во внешнюю сторону, в сторону внешнего полукрыла. Внешнее полукрыло движется по внешнему радиусу (по внешней траектории) (Рис. 15), скорость его больше, чем внутреннего полукрыла, и, следовательно, подъемная сила и лобовое сопротивление больше. Таким образом, для выполнения правильного виража с креном 30...45° необходимо плавно отклонить ручку управления и 'педаль (руль направления) в сторону виража. По достижении •необходимого крена и угловой скорости ручку управления необходимо отклонить слегка в противоположную сторону, а также слегка отклонить педаль (руль направления) в противоположную сторону. Эти действия рулями необходимы, так как подъемная сила внешнего полукрыла больше, чем внутреннего. При этом возникает момент Мх относительно продольной оси, стремящийся увеличить крен. Чтобы компенсировать этот момент необходимо отклонение ручки управления в противоположную сторону. Но отклонение ручки управления в противоположную сторону приведет к уменьшению моментов My (лобового сопротивления и демпфирующего), поэтому необходимо одновременно с ручкой управления слегка нажать на педаль в обратную сторону. Отклонение ручки управления и нажим на педаль в обратную сторону должны быть тем меньше, чем энергичнее был ввод самолета в вираж. После того как ввод закончен, крен, положение капота самолета относительно горизонта и угловую скорость необходимо сохранять постоянными. Для вывода из виража необходимо ручку управления и педаль отклонить в сторону, обратную виражу. Выполнение виража с креном более 45° имеет свои особенности, которые рассмотрим ниже. |