Аэродинамика самолета. Тема 1
 Скачать 3.35 Mb.
|
|
ФОКУС КРЫЛА САМОЛЕТА Фокусом крыла называется точка, относительно которой момент аэродинамических сил не зависит от угла атаки (Рис. 123).Аэродинамический фокус принято обозначать буквой F, а его координату относительно носика профиля крыла буквой Х F АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 106 Рис. 123 К определению аэродинамического фокуса крыла Рис. 124 Безразличное положение крыла: а - симметричный профиль крыла самолета Як-55; б - плосковыпуклый профиль крыла самолета Як-52 Фокус крыла - постоянная точка для самолетов Як-52 и Як-55 и у крыльев этих самолетов находится приблизительно на 1/4 длины хорды от передней кромки (22...25% САХ, там же, где и центр давления). Для объяснения возьмем крыло самолета Як-55 с симметричным профилем. Как известно, центр давления является почти постоянной точкой и находится от передней кромки приблизительно на l /4 расстояния хорды крыла, т. е. на 25% САХ (Рис. 124). Поместим крыло на ось вращения, совмещенную с центром давления (25% САХ) (Рис. 124, а). Сбалансируем крыло так, чтобы ЦТ также находился там же где и ЦД. Тогда момент подъемной силы и момент силы веса будут равны нулю и крыло будет в равновесии. А так как у симметричного профиля крыла ЦД почти не изменяет своего положения, то под каким бы углом атаки ни ставили крыло, оно все равно будет в равновесии (сбалансировано), т. е. равновесие будет безразличное. Возьмем крыло плосковыпуклое (профиль крыла самолета Як-52), также поместим ось вращения на 25% САХ от передней кромки (Рис. 124, б). Сбалансируем его, чтобы ЦТ находился на оси вращения. При обтекании крыла воздушным потоком с постоянной скоростью V подъемная сила Y растет с увеличением угла атаки, и при этом центр давления перемещается по хорде вперед, приближаясь к 1/4 хорде крыла. Рис. 125 К определению фокуса самолета Момент подъемной силы здесь не равен нулю, а стремится повернуть крыло вокруг оси вращения (уменьшить угол атаки). На всех углах атаки (если скорость постоянна) этот момент одинаков Y 1 a 1 =Y 2 a 2 =Y 3 a 3 =..., (9.7) АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 107 где a 1 , a 2 и т. д. - расстояния ЦД от ЦТ. Если уравновесить крыло на одном угле атаки, то крыло будет в равновесии и на других углах атаки, т. е. в безразличном равновесии. В аэродинамике введено понятие фокуса как точки приложения приращения подъемной силы крыла при изменении угла атаки. С изменением угла атаки подъемная сила изменяется, а ее момент относительно фокуса остается постоянным. Это возможно лишь при условии, что дополнительная подъемная сила, возникающая при изменении угла атаки, приложена в аэродинамическом фокусе. Положение фокуса крыла относительно САХ может существенно отличаться от положения центра давления. Это объясняется тем, что положение центра давления определяется законом распределения аэродинамической нагрузки вдоль хорды крыла, а положение фокуса - законом распределения приращения аэродинамической нагрузки при изменении угла атаки. Положение фокуса крыла определяется его формой в плане и не зависит от угла атаки (в пределах летных углов) и скорости полета. Понятие фокус самолета аналогично понятию фокуса крыла. Положение фокуса самолета определяется положением фокусов его частей (крыла, оперения, фюзеляжа) и величиной приращения подъемных сил этих частей (Рис. 125). Обычно фокус самолета расположен позади фокуса крыла на 30...40% САХ (для самолетов с прямым крылом). Фокус самолета Як-55 расположен на 30,3% САХ, самолета Як-52 - на 30% САХ. БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА ПРОДОЛЬНАЯ БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА Сбалансировать самолет в установившемся прямолинейном полете - это значит уравновесить все продольные статические моменты относительно оси Z, Σ Mz = 0. Самолеты Як-52 и Як-55 в продольном отношении балансируются во всем диапазоне допустимых скоростей полета и высот. Для объяснения балансировки допустим, что самолет Як-52 совершает установившийся горизонтальный полет (Рис. 126). На самолет действуют: сила тяжести G, подъемная сила Y, сила лобового сопротивления X, сила тяги силовой установки Р. Рис. 126 Условия продольного равновесия самолета в горизонтальном полете Вес приложен к центру тяжести, следовательно, момент его относительно оси Z, проходящей через ЦТ, всегда равен нулю Подъемная сила Y имеет относительно оси Z некоторое плечо а, и ее момент Y-a в данном случае стремится повернуть самолет в сторону пикирования, т. е. уменьшить угол атаки. Считаем, что сила тяги Р и сила лобового сопротивления Х проходит через ЦТ, т. е. их момент относительно него равен нулю. Следовательно, для того чтобы самолет Як-52 продолжал горизонтальный полет, необходимо скомпенсировать появившийся пикирующий момент. Для этого необходимо горизонтальное оперение (триммер) установить так, чтобы горизонтальное оперение создало некоторую подъемную силу Y Г.О. , направленную вниз Момент этой силы в данном случае будет кабрирующим и равным по величине моменту подъемной силы крыла. Самолет будет сбалансированным при условии, что ГО ГО L Y a Y = ⋅ (9.8) Ранее было определено, что кабрирующий момент считается положительным, а пикирующий - отрицательным. Момент подъемной силы крыла считается моментом крыла,а момент подъемной силы горизонтального оперения - моментом горизонтального оперения. Условие равновесия записывается формулой ГО КР М М = − или АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 108 0 = + ГО КР М М (9.9) Момент крыла и момент горизонтального оперения - это наиболее значительные продольные моменты. Кроме них момент может быть от силы тяги воздушного винта, когда направление ее не проходит через ЦТ, когда имеется децентрация тяги. Работающий воздушный винт также вызывает момент, возникающий от изменения подъемной силы горизонтального оперения под влиянием отбрасываемой струи воздуха от винта. Силы лобового сопротивления частей самолета могут создавать моменты, если они взаимно параллельны и направлены против движения, причем направления их могут проходить выше или ниже ЦТ, следовательно, моменты их могут полностью или частично уравновешиваться. Итак, сбалансированным считается самолет, у которого алгебраическая сумма всех моментов относительно оси Z равна нулю: ΣMz = 0 . АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПЕНСАЦИЯ. ТРИММЕР Аэродинамическая сила, возникающая на руле при его отклонении, создает относительно оси вращения руля шарнирный момент, который стремится вернуть руль в нейтральное положение. Для удержания руля высоты в отклоненном положении возникающий шарнирный момент уравновешивается моментом, создаваемым усилием, приложенным к ручке управления и педалям. Величина шарнирного момента возрастает при увеличении угла отклонения руля высоты, его геометрических размеров и скоростного напора. При больших скоростях полета для преодоления шарнирных моментов могут потребоваться недопустимо большие усилия, особенно у самолетов больших размеров. На самолётах Як-52 и Як-55 уменьшение усилии на ручке управления, педалях и элеронах достигается применением роговой и осевой аэродинамических компенсаций (Рис. 127, а, б) Рис. 127 Виды аэродинамических компенсаций: а - роговая; б - осевая Рис. 128 Принцип действия роговой аэродинамической компенсации АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 109 Рис. 129 Принцип действия осевой аэродинамической компенсации Принцип действия роговой и осевой аэродинамической компенсации сводится к приближению центра давления руля к оси его вращения. Роговой компенсацией руля называется часть его площади в виде “рога”, расположенного впереди оси вращения. Принцип действия роговой компенсации заключается в том, что аэродинамическая сила Y K , действующая на ”рог”, создает относительно оси вращения момент, направленный в сторону, противоположную шарнирному моменту (Рис. 128): У к В ≤ У р.в . а . Момент, создаваемый роговой компенсацией Y К В, уменьшает шарнирный момент, а следовательно, и усилие, действующее на ручку управления (педали). При больших углах отклонения руля роговая компенсация ухудшает характер обтекания оперения, увеличивает его лобовое сопротивление. Кроме того, выступающий “рог” служит источником вихреобразования, что способствует вибрации хвостового оперения. Осевой аэродинамической компенсацией руля называется часть его площади, расположенной впереди оси вращения (Рис. 129). Принцип действия осевой аэродинамической компенсации подобен принципу действия роговой компенсации. Аэродинамическая сила, действующая на площадь компенсации, создает относительно оси вращения момент, направленный в сторону, противоположную шарнирному моменту, уменьшая тем самым усилие на ручке управления. Этот вид компенсации имеет наибольшее распространение на самолетах всех видов, ввиду его простоты при достаточной эффективности. Осевая аэродинамическая компенсация рулевых поверхностей на самолете Як-52 составляет: на руле направления 4,4 %; на руле высоты. 18,4 %; на элеронах 13 %.; на самолете Як-55: на руле высоты 2,5 %; на руле направления 19,5 %; на элеронах 10 %. Роговая аэродинамическая компенсация на самолете Як-52 на руле направления составляет 4%, на самолете Як-55: на руле направления-9,4 %; на руле высоты 4,7 %; на элеронах 1,3 %. При правильно подобранной величине аэродинамической компенсации рулей шарнирный момент рулей не становится равным нулю, а только уменьшается. Однако в длительном полете на каком-либо режиме даже сравнительно небольшое усилие, прикладываемое к ручке управления, весьма утомляет летчика. Поэтому дополнительно на самолете Як-52 установлен аэродинамический триммер, который позволяет регулировать желаемое усилие на ручке управления или полностью снять его. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 110 Рис. 130 Принцип действия аэродинамического триммера Рис. 131 Зависимость эффективности триммера руля высоты самолета Як-52 от скорости полета Триммер самолета Як-52 представляет собой небольшую по площади часть руля, шарнирно укрепленную около задней кромки (Рис. 130). Триммер имеет независимое управление. При отклонении его возникает аэродинамический момент, противоположный шарнирному моменту руля. Летчик по своему желанию может уменьшить или полностью снять усилие на ручке управления. Большая эффективность триммера на самолете Як-52 при сравнительно небольших размерах объясняется тем, что при отклонении триммера происходит перераспределение давления по всей поверхности руля подобно тому, как отклонение руля изменяет распределение давления на стабилизаторе. На самолете Як-52 триммер установлен только на руле высоты. Его углы отклонения составляют вверх и вниз 12°. На самолете Як-55 триммер не установлен, ввиду того, что симметричный профиль крыла и стабилизатора, а также применение роговой и осевой аэродинамических компенсаций позволяет значительно уменьшить нагрузку на ручке управления и элеронах при выполнении пилотажа как прямого, так и обратного, а также горизонтального полета в диапазоне рабочих скоростей. Зависимость эффективности триммера самолета Як-52 (т. е. изменение усилий на ручке управления при отклонении его на 1°) от скорости полета показана на (Рис. 131). Управление триммером механическое (тросовое). Колесо управления триммером установлено на левом борту передней и задней кабин. В отклоненном положении триммер фиксируется с помощью механизма перестановки триммера в системе управления, который установлен в фюзеляже самолета. ВЛИЯНИЕ МОМЕНТА ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ НА ПРОДОЛЬНУЮ БАЛАНСИРОВКУ Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты, которые представляют собой в целом небольшое крыло, обычно симметричного профиля (Рис. 132). Рассмотрим горизонтальное оперение самолета Як-52. Под действием встречного потока воздуха оперение развивает подъемную силу Y г.o., которая, действуя на плечо L г.o. , создает момент относительно поперечной оси, равный М го = -Y гo . L го ., где знак минус показывает, что момент пикирующий. Величина этого момента зависит главным образом от величины подъемной силы оперения, так как плечо L г.o. можно считать постоянной величиной. Величина подъемной силы Y г.o. зависит от угла атаки горизонтального оперения (за который принимают угол атаки стабилизатора) и от профиля, который АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 111 меняется при повороте руля высоты. Следовательно, момент горизонтального оперения зависит от угла атаки стабилизатора и угла отклонения руля высоты. Углом атаки стабилизатора называется угол между хордой стабилизатора и направлением набегающего на него потока. Хорда стабилизатора не параллельна хорде крыла и составляет с ней угол установки стабилизатора ϕ ст . Угол между хордой стабилизатора и направлением воздушной скорости самолета будет равен сумме угла атаки крыла к и угла установки стабилизатора СТ ϕ и равен СТ ϕ α + . Этот угол называется углом атаки стабилизатора. Но это еще не полный угол. Под действием крыла воздушный поток отклоняется от своего на правления вниз на некоторый угол ε , называемый углом скоса потока. Следовательно, угол атаки стабилизатора, т. е. горизонтального оперения, получается путем вычитания угла скоса воздушного потока из угла СТ ϕ α + ε ϕ α α − + = СТ СТ (9.10) Рис. 132 Момент горизонтального оперения Рис. 133 Изменение момента горизонтального оперения в зависимости от угла атаки и угла отклонения руля высоты Учитывая значение полученного угла СТ α , рассмотрим, как изменяется подъемная сила горизонтального оперения и ее момент относительно оси Z в зависимости от угла атаки стабилизатора и угла отклонения руля высоты Когда угол атаки стабилизатора равен нулю, то при нейтральном положении руля высоты (Рис. 133) подъемная сила оперения будет равна нулю и никакого момента не получится. Если летчик отклонит руль высоты вниз (Рис. 133, а) на некоторый угол δ (дельта), то это будет равносильно увеличению угла атаки стабилизатора и вызовет появление подъемной силы, направленной вверх, и момент ее будет пикирующим. Если же летчик отклонит руль высоты вверх (Рис. 133, а-2), то это вызовет появление подъемной силы, направленной вниз, и момент ее будет кабрирующим. Когда угол атаки стабилизатора положительный, то при нейтральном положении руля высоты (Рис. 133, б) подъемная сила будет направлена вверх и момент ее будет пикирующим. Если летчик отклонит руль высоты вниз (Рис. 133, 6-1), то это вызовет увеличение подъемной силы и ее пикирующего момента. Если же летчик отклонит руль высоты вверх (Рис. 133, 6-2), то это вызовет уменьшение подъемной силы и может изменить ее направление и направление ее момента на обратное. Рассмотрим отрицательный угол атаки стабилизатора. Когда руль высоты находится в нейтральном положении (Рис. 133, в), подъемная сила будет направлена вниз и момент ее будет кабрирующий. Если АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 112 летчик отклонит руль высоты вниз (Рис. 133, в-2), то это вызовет уменьшение подъемной силы и может изменить направление ее момента на обратное. Если же летчик отклонит руль высоты вверх (Рис. 133, в-2), то это вызовет увеличение отрицательной подъемной силы и ее кабрирующего момента. Угол установки стабилизатора самолета Як-52 равен СТ ϕ = 1 0 30', самолета Як-55 СТ ϕ = 0 0 ВЛИЯНИЕ МОМЕНТА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ НА ПРОДОЛЬНУЮ БАЛАНСИРОВКУ Работающая силовая установка винтового самолета с поршневым и турбореактивным двигателями создает продольный момент силы тяги и, кроме того, продольный момент от изменения подъемной силы горизонтального оперения в результате действия на него струи воздушного потока. Поэтому, если в полете самолет находится в продольном равновесии, то при включении двигателя оно будет нарушено вследствие исчезновения указанных моментов. Если же самолет был в равновесии на планировании, то при включении двигателя оно будет также нарушено вследствие появления вышеуказанных моментов. Если тяга силовой установки проходит вне центра тяжести самолета, т. е. когда имеется децентрация тяги, то будет создаваться продольный момент (Рис. 134, а). Это характерно для самолета Як- 52. Направление силы тяги у него проходит выше центра тяжести. Такая децентрация называется верхней. Следовательно, исходя из вышесказанного, можно сделать вывод, что момент будет пикирующим - отрицательным. Рис. 134 Влияние силовой установки самолета Як 52 на продольное равновесие Действие воздушной струи от винта на оперение более сложно. Пусть самолет Як-52 планирует и на его горизонтальное оперение набегает воздушный поток (Рис. 134, б) со скоростью V, под углом атаки α . В результате этого оперение развивает подъемную силу Y г.o. . При включении двигателя к скорости V добавляется скорость струи воздушного винта V 1 , причем поток набегает на оперение под меньшим углом атаки α (так как воздушная струя винта увеличивает скос потока у хвостового оперения) Вследствие увеличения скорости подъемная сила оперения должна возрасти, а вследствие уменьшения угла атаки должна уменьшиться В итоге величина подъемной силы заметно не изменится, т е. действие струи воздуха от воздушного винта заметно не нарушит равновесие самолета. Выше рассматривался случай, когда подъемная сила оперения направлена вверх и, следовательно, создает пикирующий момент. Но современные самолеты, как правило, имеют переднюю центровку, а при передней центровке центр тяжести самолета находится впереди центра давления и фокуса самолета. Поэтому крыло создает пикирующий момент, следовательно, горизонтальное оперение должно создавать кабрирующий момент, т. е. подъемная сила горизонтального оперения и его угол атаки должны быть отрицательными (Рис. 134, в) Допустим, что в этом случае самолет планирует со скоростью V. При включении двигателя воздушная струя от винта увеличит скорость потока воздуха у горизонтального оперения и скорость станет равной V 1 . Вследствие увеличения скоса потока угол атаки увеличится 1 α α > В результате увеличения скорости и угла атаки подъемная сила Y г.o возрастает до значения Y г.o. и кабрирующий момент горизонтального оперения увеличится. У самолетов Як-52 и Як-55 действие струи от воздушного винта на горизонтальное оперение создает кабрирующий момент. Далее рассмотрим действие продольных моментов на балансировку самолета. Так, например, самолет Як-52 имеет верхнюю децентрацию тяги силовой установки, что приводит к созданию пикирующего момента, который по своему значению больше кабрирующего момента, возникающего от действия струи воздушного винта на горизонтальное оперение. Поэтому при включении двигателя самолет будет стремиться уменьшить угол атаки. Для противодействия этому необходимо создать |