Аэродинамика самолета. Тема 1
 Скачать 3.35 Mb.
|
|
ВЫРАВНИВАНИЕ Выравнивание представляет собой процесс перехода от прямолинейного равномерного снижения к траектории горизонтального полета в конце выравнивания. При подходе к высоте начала выравнивания (которая определяется визуально и составляет 8-10 м) летчик, отклоняя ручку управления на себя, увеличивает угол атаки самолета, создавая тем самым дополнительную подъемную силу ΔУ, которая искривляет траекторию. Рис. 115 Схема сил, действующих на самолет при выравнивании и выдерживании Увеличение угла атаки сопровождается увеличением силы лобового сопротивления, вследствие чего происходит уменьшение поступательной скорости. Другой причиной уменьшения поступательной скорости является уменьшение составляющей силы веса G 2 из-за уменьшения угла наклона траектории θ (Рис. 115). Выравнивание заканчивается на высоте 0,75-1,0 м. Траектория этого маневра при постоянной подъемной силе (У + ΔУ) представляет собой кривую, близкую к окружности. ВЫДЕРЖИВАНИЕ Выдерживание производится для уменьшения скорости до посадочной и представляет собой торможение самолета в горизонтальном полете (схема сил показана на Рис. 115). При выдерживании самолет летит горизонтально, так как У = G, а скорость полета уменьшается из-за того, что сила лобового сопротивления ничем не уравновешена и тормозит движение. Для поддержания заданной высоты над поверхностью аэродрома по мере падения скорости летчик соразмерно, взятием ручки на себя, увеличивает угол атаки (т. е. Су), что позволяет сохранить подъемную силу, а следовательно, и прямолинейность траектории. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 99 В момент, когда угол атаки окажется равным посадочному ( α=α пос ), дальнейшее его увеличение прекращают. Скорость полета при выдерживании, соответствующая этому моменту, называется посадочной. В процессе выдерживания самолет снижается до высоты 0,25-0,30 м. После этого начинается парашютирование, при котором У < G, а скорость практически не успевает измениться, так как оно длится малое время и самолет приземляется на посадочную полосу. В конце выдерживания перед приземлением подъемная сила равна весу самолета, т. е. У = G, а угол атаки равен посадочному, тогда S Cy G Y ПОС ПОС ⋅ = = 2 2 ρυ откуда 2 S Cy G ПОС ПОС ρ υ = При приближении к поверхности земли начинает сказываться эффект «воздушной подушки», вследствие чего происходит как бы увеличение плотности воздуха. С учетом этого явления можно записать , 2 94 , 0 S Cy G ПОС ПОС ρ υ = (8.2) где G - вес самолета при посадке; Су пос - коэффициент подъемной силы при посадочном угле атаки; 0,94 - коэффициент, учитывающий близость земли. Посадочной скоростью называется скорость в момент приземления. Она у всех самолетов меньше скорости отрыва. Это объясняется тем, что посадочный вес самолета меньше веса взлетного, а С У пос > С Уотр, поскольку используется больший угол отклонения закрылков (щитков), а, кроме того, перед самым приземлением нет необходимости иметь запас угла атаки, как после отрыва. Из формулы (8.2) следует, что зависимость посадочной скорости от веса самолета, атмосферных условий и коэффициента подъемной силы такая же, как и скорости отрыва. ПРОБЕГ САМОЛЕТА Пробег самолета является заключительным этапом посадки. После касания земли самолет совершает пробег на основных колесах шасси (для самолетов с носовым колесом), после чего летчик плавно опускает носовое колесо и начинает торможение основных колес. У самолетов с хвостовым колесом посадка совершается на все три точки и торможение основных колес производится с таким расчетом, чтобы не было капотирования самолета. Главной характеристикой пробега является его длина. Длиной пробега L ПР называется расстояние, проходимое самолетом по земле от момента приземления до полной остановки. Движение самолета на пробеге является равнозамедленным с некоторым средним замедлением У СР На пробеге кроме непрерывно уменьшающихся аэродинамических сил У и Q на самолет действует сила трения колеса о землю F=F 1 +F 2 (Рис. 116). По мере уменьшения скорости подъемная сила и сила лобового сопротивления уменьшаются, а силы реакции земли N 1 и N 2 увеличиваются. Уравнение движения самолета при пробеге можно записать , F Q i g G ПР + = (8.3) где F = f(N 1 + N 2 ) - сила трения. Рис. 116 Схема сил, действующих на самолет при пробеге Силами, замедляющими движение на пробеге, как следует из формулы (8.3), являются сила трения колес о землю F и сила лобового сопротивления Q. Длина пробега определяется по формуле АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 100 2 2 СР ПОС ПР i L υ = (8.4) Из формулы (8.3) можно найти G F Q g i СР + − = (8.5) Из анализа формул видно, что для уменьшения длины пробега необходимо уменьшать посадочную скорость (Vпос) или увеличивать тормозящие силы Q и F. Увеличение последней производится за счет применения тормозных устройств на колесах шасси. Увеличение силы Q осуществляется применением тормозных посадочных парашютов. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 101 УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА Любой самолет, поднявшийся в воздух, кроме высоких летно-тактических данных должен быть хорошо уравновешен, быть устойчивым и одновременно хорошо управляемым. Выполнение этих требований - сложная конструктивная задача. Полет самолета определяется его взаимодействием с другими телами и главным образом с воздухом, обтекающим крыло, фюзеляж, горизонтальное оперение и т. д. При взаимодействии с воздухом возникают внешние аэродинамические силы, которые нагружают самолет и создают моменты сил. Для осуществления различных режимов полета требуется полное или частичное равновесие внешних сил и моментов, действующих на самолет. Условия равновесия записываются следующим образом: ΣX = 0 ΣМх = 0 ΣУ = 0 ΣМу = 0 (9.1) ΣZ = 0 ΣМz = 0. Из уравнений следует, что в установившемся пролете проекции внешних сил на оси X, У, Z, а также моменты относительно этих осей должны быть равны нулю. Устойчивость характеризует способность самолета без вмешательства летчика сохранять заданный режим полета. Управляемость - это способность самолета должным образом реагировать на отклонение летчиком рулей управления (рулей высоты, поворота и элеронов). Между равновесием, устойчивостью и управляемостью существует определенная взаимосвязь. В общем случае движение самолета оказывается весьма сложным, поэтому для удобства анализа его разлагают на простейшие виды: продольное и боковое. Соответственно с продольным и боковым движением самолета рассматривают: - продольное и боковое равновесие; - продольную и боковую устойчивость; - продольную и боковую управляемость. Любое вращение самолета вокруг его центра тяжести можно разложить на вращение вокруг трех взаимно перпендикулярных осей X, У, Z, проходящих через центр тяжести. При изучении устойчивости и управляемости обычно используют связанную систему координат (Рис. 117). В связанной системе координат ось Х 1 связана с самолетом, параллельна оси самолета или хорде крыла и находится в плоскости симметрии. Ось У 1 находится также в плоскости симметрии, перпендикулярна оси Х 1 и направлена вверх. Ось Z перпендикулярна осям Х и У и направлена вдоль правой плоскости. Соответственно трем осям на самолет действуют следующие моменты. 1. Продольный момент или момент тангажа Mz стремящийся повернуть самолет вокруг оси Z 1 Продольный момент может быть кабрирующим, стремящимся увеличить угол тангажа, или пикирующим, стремящимся уменьшить угол тангажа. 2. Поперечный момент или момент крена Мх, стремящийся повернуть самолет вокруг оси Х 1 3. Путевой момент или момент рысканья My, стремящийся повернуть самолет вокруг оси У 1 т. е. изменить курс самолета. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 102 Рис. 117 Оси вращения самолета ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ РУЛЕЙ Для балансировки самолета относительно его центра тяжести в установившемся полете, а также для управления самолетом применяются различные аэродинамические рули. На самолетах с обычной схемой управления поворот и балансировка его относительно поперечной оси Z осуществляются рулями высоты (или управляемым стабилизатором). Относительно продольной оси Х самолет балансируется и поворачивается с помощью элеронов, расположенных в задних частях консолей крыла и отклоняющихся на правом и левом крыле в противоположные стороны. В помощь элеронам на скоростных самолетах применяются интерцепторы, которые как бы увеличивают эффективность элеронов. Относительно оси У самолет балансируется и поворачивается с помощью руля поворота (или поворотным килем). За положительное направление принимается такое отклонение рулей, которое создает отрицательный момент относительно соответствующих осей самолета (руль высоты - вниз, руль поворота - влево, левый элерон - вверх). Аэродинамический руль представляет собой отклоняющуюся заднюю часть крыла, горизонтального оперения (стабилизатора), вертикального оперения (киля). За счет отклонения руля образуется дополнительная аэродинамическая сила (положительная или отрицательная) на участке несущей поверхности крыла, стабилизатора или киля, которая расположена на соответствующем расстоянии до центра тяжести самолета и создает момент, необходимый для балансировки и управления самолетом относительно его центра тяжести. Рис. 118 Действие руля высоты Действие рулей на дозвуковых скоростях полета объясняется тем, что возмущения, вызванные отклонением рулей, распространяются во всех направлениях: по потоку и навстречу потоку. Вследствие этого происходит перераспределение давления по всей длине хорды профиля, в том числе и на неподвижных несущих поверхностях, снабженных рулем. Если, например, отклонить руль высоты вниз на некоторый угол δ В (Рис. 118), то это вызовет дополнительное разрежение сверху стабилизатора и повышение давления внизу, что и приведет к созданию дополнительной подъемной силы на горизонтальном оперении в целом (подвижной и неподвижной его частей). Дополнительная подъемная сила ΔУ Г.О. на АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 103 горизонтальном оперении создает дополнительный момент относительно центра тяжести, который претворит в практическое действие замысел летчика. ЦЕНТР ТЯЖЕСТИ САМОЛЕТА Вес самолета складывается из веса пустого самолета (планер, двигатели, несъемное оборудование), веса топлива, боеприпасов (на военных самолетах), грузов, экипажа и т. д. Если найти равнодействующую сил веса всех частей самолета, то она пройдет через некоторую точку внутри самолета, называемую центром тяжести. Рис. 119 Определение центра тяжести самолета методом взвешивания Положение центра тяжести (ц. т.) на самолете обычно определяется методом двойного взвешивания. Самолет устанавливается на весы в двух положениях, как показано на Рис. 119. При каждом взвешивании замеряют показания передних и задних весов. Зная расстояние между весами и показания передних и задних весов в обоих случаях, по правилам механики определяют для каждого из этих положений самолета величину равнодействующей силы и линию ее действия. Точка пересечения линии действия равнодействующих 1-1 и 2-2 будет центром тяжести самолета. В процессе полета по мере выработки топлива сброса грузов (парашютистов) положение центра тяжести может меняться, что нежелательно с точки зрения балансировки самолета в полете. Поэтому конструкторы стремятся так разместить грузы в самолете, чтобы изменение их веса не отражалось на положении ц. т ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА Расстояние от центра тяжести до начала САХ, выраженное в процентах ее длины, называется центровкой самолета (Рис. 120). Рис. 120 Положение центра тяжести самолета Рис. 121 Расчет центровки при изменении веса самолета , 100 % ⋅ = САХ Т Т b х х (9.2) где Х Т - расстояние центра тяжести от носка САХ; АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 104 b САХ - длина САХ. При изменении вариантов загрузки самолета или при изменении полетного веса самолета в результате выгорания топлива, сброса грузов меняется положение центра тяжести, следовательно, меняется и центровка самолета. Перемещение грузов внутри самолета в полете также сказывается на положении центра тяжести. При размещении грузов в носовой части самолета центровка становится более передней, и наоборот, размещение грузов в хвостовой части смещает центровку назад, т. е. она становится более задней. Центровка является весьма важной характеристикой самолета, связанной с его балансировкой, устойчивостью и управляемостью. Поэтому летчик обязан точно знать разрешенный диапазон центровок самолета с тем, чтобы не выйти за его пределы. В случае изменения размещения грузов, экипажа и т. д. необходимо производить расчет изменения центровки, который можно выполнить следующим образом. Если на самолете весом G с центровкой Хт добавлен груз весом G 1 и помещен позади центра тяжести на расстоянии l, то точка приложения равнодействующей G 1 и G и есть новое положение центра тяжести (Рис. 121). Сумма моментов относительно точки О должна быть равна нулю, поэтому ), ( 1 x l G x G Δ − = Δ ⋅ отсюда , 1 1 G G l G x + ⋅ = Δ (9.3) где Δ х - смещение центра тяжести. Линейное смещение центра тяжести Δх можно выразить в процентах САХ: 100 ) ( 1 1 ⋅ + ⋅ = Δ САХ b G G l G x (9.4) Если с самолета снимается груз позади ц. т. или добавляется груз впереди ц. т., то формула примет вид 100 ) ( 1 1 ⋅ − ⋅ = Δ САХ b G G l G x (9.5) Добавив полученную величину изменения центровки Δх ; к прежней центровке, получим новое значение центровки х х х Т Т НОВ Δ ± = (9.6) Нужно следить, чтобы новая центровка не выходила из диапазона эксплуатационных центровок, предусмотренных инструкцией по эксплуатации. ПРЕДЕЛЬНО ПЕРЕДНЯЯ И ПРЕДЕЛЬНО ЗАДНЯЯ ЦЕНТРОВКИ САМОЛЕТА Ранее было выяснено, что продольная статическая устойчивость самолета определяется положением его центра тяжести относительно фокуса. Чем ближе к носку крыла сдвинут центр тяжести, тем более продольно устойчив самолет. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 105 Рис. 122 К определению предельно передней центровки Отклонение руля высоты на определенный угол соответствует вполне определенному значению коэффициента подъемной силы Су (или соответствующему ему углу атаки самолета α ). Установим, из каких условий необходимо ограничить наиболее переднее положение центра тяжести. Из Рис. 122 следует, что если при некотором положении центра тяжести (Х Т3 .) самолет отклонением руля выведен на максимальный угол атаки (Су макс ), то у руля высоты еще имеется неиспользованный запас отклонения, а при центровке, соответствующей положению центра тяжести Х Т1 (центр тяжести сильно сдвинут вперед), отклонения руля высоты недостаточно для того, чтобы вывести самолет на посадочные углы атаки. Поэтому подбирают такое сочетание отклонения руля высоты и переднего положения центра тяжести самолета, чтобы при взятии ручки управления на себя на 75-80% полного ее хода самолету было создано посадочное положение, т. е. самолет был выведен на посадочные углы атаки. Максимальное отклонение руля высоты вверх примерно соответствует выходу самолета на Су макс (критический угол атаки). Предельно передней центровкой называется центровка, при которой самолет еще может выйти на Су пос с данным отклонением руля высоты. У современных самолетов предельно передняя центровка обычно лежит в пределах 10-20% САХ. Средством, позволяющим применять более переднюю центровку (из соображений устойчивости) при данном Су пос , может служить управляемый в полете стабилизатор. Предельно задняя центровка определяется из соображений устойчивости самолета. Пределом этому служит положение фокуса самолета. Центр тяжести должен располагаться впереди фокуса. В том случае, если центр тяжести и фокус находятся на одном удалении от начала САХ, то центровка будет называться задней критической. На практике для любого самолета предусмотрено, чтобы в процессе эксплуатации центр тяжести не мог сместиться далее фокуса. С этой целью предельно заднее положение центра тяжести находится на некотором удалении от фокуса. Фокус самолета должен быть известен экипажу самолета с тем, чтобы случайно не мог быть перейден. У современных самолетов предельно-задняя центровка изменяется в широких пределах: от 0,25 САХ - у самолетов с прямыми и трапециевидными крыльями до 0,5 САХ - у самолетов со стреловидными и треугольными крыльями. Разность между предельно задней и предельно передней центровками называется диапазоном центровок. Разность между задней критической центровкой (положением фокуса самолета) и предельно задней называется запасом центровки. |