Т. 4 Л.4 (Равн. Уст.Упр.). Лекция 4 равновесие, устойчивость и управляемость самолёта (учк Н. Г. Григорьев "Основы аэродинамики и динамики полёта", глава 6, стр. 145) 14 поперечная устойчивость самолёта
 Скачать 286.89 Kb.
|
|
ТЕМА 4 Лекция 4 РАВНОВЕСИЕ, УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЁТА (уч-к Н.Г.Григорьев "Основы аэродинамики и динамики полёта", глава 6, стр.145) §4.14 ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЁТА Поперечная статическая устойчивость самолёта – это способность самолёта без участия летчика противодействовать изменению угла крена. Поперечная устойчивость обеспечивается стабилизирующим и тормозящим моментами крыла. а) Стабилизирующий момент крыла  Если по той или иной причине самолёт накренился, например, на левое полукрыло на некоторый угол Δγ, то возникшая проекция силы тяжести на поперечную ось 0Z, равная G sinΔγ, приведет к появлению скольжения на это полукрыло. В результате такого скольжения появляется поток воздуха, обдувающий самолёт сбоку с некоторой скоростью Vбок. Для самолёта, имеющего положительное поперечное V крыла, эта скорость будет раскладываться на две составляющие: параллельную линии четвертей хорд - ΔVz и перпендикулярную ей - ΔVy. Приращение ΔVy вызывает увеличение угла атаки на левом полукрыле и его уменьшение на правом. Это значит, что подъемная сила на левом полукрыле станет больше, чем на правом. В результате возникнет стабилизирующий момент ΔMx, стремящийся повернуть самолёт вокруг оси 0X на устранение крена. Примечание: положительное поперечное V крыла создает стабилизирующий момент, а отрицательное – дестабилизирующий. б) Тормозящий (демпфирующий) момент крыла Предположим, что под действием порыва ветра самолёт нарушил поперечное равновесие и начал вращаться относительно оси ОХ с угловой скоростью ωх.  Тогда на опускающейся консоли крыла угол атаки возрастёт, а на поднимающейся - уменьшится. Из-за возникшей разности подъёмных сил образуется момент, направленный против вращения самолёта. Это тормозящий или демпфирующий момент. Кроме этого, при вращении самолёта на горизонтальном оперении также возникает тормозящий момент, который препятствует вращению самолёта. Тормозящий момент крыла стремится лишь затормозить вращение самолёта, но как только вращение прекратится, момент обратится в ноль. Вернуть самолёт в исходное состояние равновесия он не может. Примечание: Стабилизирующим фактором является также положительная стреловидность крыла. Кроме того, на поперечную устойчивость влияет положение крыла по вертикали: высокоплан обладает большей поперечной устойчивостью, чем низкоплан. Статически устойчивый самолёт по определению должен устранить появившийся крен. На поперечную устойчивость самолёта влияют следующие факторы: 1  . Угол атаки.Как видно из поляры, при увеличении угла атаки разность подъёмных сил на консолях крыла уменьшается. Соответственно уменьшается величина стабилизирующего момента. Это приводит к ухудшению поперечной устойчивости. На закритических углах атаки на опускающейся консоли угол атаки по прежнему больше, чем на поднимающейся, но коэффициент подъёмной силы опускающейся консоли (СYоп) меньше коэффициента подъёмной силы поднимающейся консоли (СYпод). αоп > αпод , но СYоп < СYпод. 2. Конструктивные факторы. а) угол поперечного V крыла: - при потере равновесия стабилизирующий момент тем больше, чем больше угол поперечного V крыла; б) площадь крыла в плане, удлинение крыла - при увеличении этих параметров стабилизирующий момент возрастает, соответственно возрастает поперечная устойчивость самолёта. §4.15 ПУТЕВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЁТА П  утевой (или флюгерной) устойчивостью самолета называется способность его самостоятельно, без вмешательства пилота, восстанавливать первоначальное состояние путевого равновесия.Путевая устойчивость обеспечивается созданием стабилизирующего (MY β) и тормозящего моментов при появлении угла скольжения β. Предположим, что под действием порыва ветра самолет развернулся на угол β. При полете со скольжением нарушается симметрия обтекания самолета, в результате чего возникают сила Z β и момент MY β . Сила Z β расположена в хвостовой части фюзеляжа самолета и создает стабилизирующий момент MY β, который будет уменьшать угол скольжения, возвращая самолет в первоначальное состояние путевого равновесия. Момент торможения возникает при вращении самолёта с угловой скоростью ωY. Этот момент, направленный против вращения, создают силы сопротивления элементов конструкции. При прекращении вращения тормозящий момент обращается в ноль, поэтому вернуть самолёт в исходное положение равновесия он не может. На путевую устойчивость влияют следующие факторы: Угол атаки или скорость полёта При увеличении угла атаки (уменьшении скорости полёта) фюзеляж начинает частично затенять вертикальное оперение. Из-за этого сила действующая по оси Z уменьшается, соответственно уменьшается путевая устойчивость самолёта. 2. Центровка самолёта При увеличении центровки, плечо момента от действия силы Z β уменьшается, следовательно уменьшается стабилизирующий момент и путевая устойчивость уменьшается. 3. Свободен или зажат руль направления (РН) При зажатых педалях РН образует единое целое с вертикальным оперением, поэтому путевая устойчивость значительно увеличится. При свободных педалях РН отклоняется по потоку не создавая никакой стабилизирующей силы, поэтому путевая устойчивость ухудшается. 4. Конструктивные факторы. При увеличении площади вертикального оперения, при увеличении длины хвостовой части фюзеляжа с одновременным уменьшением длины его носовой части путевая устойчивость самолёта увеличивается. §4.16 БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЁТА Боковой устойчивостью самолёта называют его способность без вмешательства пилота сохранять и восстанавливать нарушенное по причине внешнего воздействия равновесие. Боковая устойчивость самолета обеспечивается определенным соотношением путевой и поперечной устойчивости. Это соотношение будет оптимальным в том случае, если стабилизирующий момент будет одновременно устранять и крен и разворот самолёта. В противном случае боковой устойчивости не будет. Предположим, что на самолёте преобладает поперечная устойчивость, тогда при нарушении бокового равновесия самолёт резко устранит крен, при этом по инерции перевалится на другую консоль крыла и начнёт разворот в другую сторону. Далее всё повторится в обратную сторону. В результате полёт будет происходить с колебаниями по крену и курсу. Такую неустойчивость называют колебательной или голландским шагом. Теперь предположим, что на самолёте преобладает путевая устойчивость. Самолёт, при нарушении бокового равновесия, начинает скользить на опускающуюся консоль крыла и стабилизирующий момент путевой устойчивости будет разворачивать самолёт в сторону скольжения, а слабый стабилизирующий момент поперечной устойчивости не будет успевать устранить крен самолёта. В результате самолёт затягивает в пологую спираль и такой вид неустойчивости называют спиральной боковой неустойчивостью. Колебательная боковая неустойчивость весьма опасна, так как вмешательство пилота может привести к дальнейшей раскачке самолёта и сваливанию его на крыло. Поэтому колебательная боковая неустойчивость не допустима на самолётах. Спиральная боковая неустойчивость может быть устранена рулём направления. Небольшое её проявление допустимо. Примечание: на многодвигательных самолётах предпочтительнее, чтобы самолёт обладал незначительной спиральной неустойчивостью. Это предотвращает переворот самолёта на спину при резкой остановке одного двигателя. Обеспечение боковой устойчивости на самолётах осуществляется за счёт тщательного подбора элементов конструкции самолёта и их параметров: - площади крыла; - удлинения крыла; - угла поперечного V крыла; - площади киля; - длины хвостовой части фюзеляжа и т.д. |