Аэродинамика самолета. Тема 1
 Скачать 3.35 Mb.
|
|
АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 113 рулем высоты добавочный кабрирующий момент, т. е. взять ручку управления на себя и так держать ее во время всего полета на данном режиме работы двигателя. При выключении двигателя пикирующий момент от тяги воздушного винта и кабрирующий момент руля высоты исчезают, но добавочный кабрирующий момент руля высоты остается, и под действием его самолет увеличит угол атаки (если летчик своевременно не отклонит ручку управления от себя). При внезапном исчезновении силы тяги (отказ двигателя), особенно на подъеме, такая ошибка летчика может привести к резкому уменьшению скорости и сваливанию в штопор. УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА Продольной устойчивостью самолета называется способность его сохранять заданный режим полета и возвращаться к нему после воздействия на самолет внешних возмущений, нарушающих исходное равновесие сил и моментов в плоскости симметрии самолета. Аэродинамические силы и моменты в продольном движении самолета определяются углом атаки и скоростью самолета при полете. Поэтому, для суждения об изменении аэродинамических сил и моментов при нарушении балансировки необходимо знать величину изменения угла атаки и скорости полета. Продольное возмущенное движение самолета можно представить как комбинацию короткопериодического движения (вращения вокруг поперечной оси) и длиннопериодического движения (изменение угла атаки). Скорость при этом можно считать практически постоянной. Только с течением времени она начнет изменяться, при этом в зависимости от колебания скорости угол атаки также может изменять свою величину, но его изменение будет играть уже подчиненную роль. Свойство самолета быстро изменять угол атаки и сравнительно медленно скорость полета позволило рассматривать два вида продольной устойчивости самолета: устойчивость по перегрузке, устойчивость по скорости. Устойчивость по перегрузке проявляется в начале возмущенного движения. Как показывает летная практика, быстрое восстановление угла атаки и перегрузки обеспечивает безопасность полета и сравнительную быстроту управления самолетом. Особенно это характерно для самолетов Як-52 и Як-55, имеющих большие рулевые поверхности. Устойчивость по скорости проявляется медленно и может быть выявлена изменением скорости, если летчик длительное время не вмешивается в управление самолетом. ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ Продольная статическая устойчивость по перегрузке - этоспособность самолета создавать статические моменты, направленные на восстановление исходного угла атаки (перегрузки). Из определения следует, что устойчивый по перегрузке самолет имеет стремление в первый момент после возмущения восстановить угол атаки н прямолинейность полета-движения. Выясним условия, при которых самолет будет устойчив по перегрузке (Рис. 135). При случайном увеличении угла атаки (например, при воздействии вертикального порыва ветра) возникает неуравновешенная подъемная сила ΔY , приложенная в фокусе самолета. Дальнейшее поведение самолета будет зависеть от взаимного расположения фокуса и центра тяжести. При расположении фокуса позади центра тяжести самолета увеличение угла атаки приводит к появлению стабилизирующего момента (пикирующего), под действием которого возникший во время возмущения дополнительный угол атаки Δα уменьшается и самолет стремится вернуться в исходный режим. В этом случае самолет в продольном отношении статически устойчив по перегрузке. Это характерно для Як-52 и Як-55. При расположении фокуса впереди центра тяжести самолета увеличение угла атаки приводит к появлению дестабилизирующего (кабрирующего) момента, под действием которого дополнительный угол атаки Δα возрастает еще больше. Самолет будет увеличивать угол атаки и перегрузку до выхода на режим сваливания. В этом случае самолет в продольном отношении неустойчив по перегрузке. Таким образом, условием продольной статической устойчивости самолета по перегрузке является условие расположения фокуса самолета позади его центра тяжести. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 114 Рис. 135 К объяснению продольной статической устойчивости самолета по перегрузке Как видно из Рис. 135, величина неуравновешенного стабилизирующего момента пропорциональна расстоянию между фокусом и центром тяжести самолета: ). ( T F X X − ΔΥ = ΔΜ Ζ (9.11) или в безразмерных коэффициентах: ). ( T F У X X C m − Δ = Δ − Ζ (9.12) При уменьшении величины T F X X − устойчивость самолета по перегрузке уменьшается; при , 0 = − T F X X т. е. когда центр тяжести совпадает с фокусом, самолет становится нейтральным. Центровка, при которой центр тяжести самолета совпадает с фокусом самолета, называется нейтральной или критической. Разность между нейтральной центровкой (фокусом) и фактической центровкой T F X X − называется запасом центровкиили запасом продольной статической устойчивости по перегрузке. Если центровка самолета больше нейтральной, то самолет становится неустойчивым по перегрузке, что недопустимо. Поэтому при всех вариантах загрузки центр тяжести самолета должен находиться впереди фокуса, т. е. самолет должен иметь некоторый минимальный запас центровки на устойчивость, исходя из которого назначается предельно задняя и предельно передняя эксплуатационные центровки. Предельно задняя эксплуатационная центровка выбирается из условия, чтобы запас устойчивости по перегрузке был достаточным (3...4 % САХ для маневренных самолетов, а для учебных и тяжелых самолетов - не менее 10% САХ). У самолета Як-52 предельно допустимая задняя центровка составляет 25 % САХ, а предельно передняя допустимая центровка-17% САХ. У самолета Як-55 предельно передняя допустимая эксплуатационная центровка составляет 27% САХ, предельно задняя-31,5% САХ (в тренировочном варианте) и соответственно 25% САХ и 31,5% САХ в перегоночном варианте. Результатами летных испытаний рассматриваемых самолетов установлено, что продольная статическая устойчивость по перегрузке во всем диапазоне скоростей и высот полета, с зажатой и свободной ручкой управления, хорошая. Запас статической устойчивости по перегрузке при зафиксированном управлении составляет для обоих самолетов в среднем не менее 10 %. При освобожденном управлении (ручка брошена) запас статической устойчивости самолетов Як-52 и Як-55 по перегрузке меньше (на 3...5 % САХ), чем при зафиксированном управлении (ручка управления зажата). Это объясняется тем, что при случайном изменении угла атаки крыла свободный руль управления устанавливается по потоку и не участвует в создании приращения подъемной силы горизонтального оперения, величина которого уменьшается. Поэтому уменьшается сдвиг аэродинамического фокуса назад. При увеличении скорости полета по прибору более 360 км/ч нейтральная центровка (фокус) увеличивается на 2...3 % САХ, что повышает запас продольной статической устойчивости по перегрузке. Это увеличение объясняется следующим. С ростом скорости полета по прибору при случайном возрастании угла атаки увеличиваются изгибающие деформации фюзеляжа, при этом верхняя его часть укорачивается, а троса управления рулем высоты своей длины не изменяют. Это приводит к отклонению АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 115 руля высоты вниз. Приращение подъемной силы горизонтального оперения .О Г ΔΥ возрастает, вызывая тем самым сдвиг аэродинамического фокуса назад. Продольная динамическая устойчивость самолета или характер продольного короткопериодического движения определяется соотношением между статическими и динамическими моментами. В зависимости от степени деформирования продольное короткопериодическое движение может иметь апериодический или чаще периодический (колебательный) характер. При слабом деформировании колебания самолета будут затухать медленно и потребуется много времени для восстановления равновесия. Но и при чрезмерно большом демпфировании или недостаточной статической устойчивости самолета возвращение в состояние равновесия также затягивается, хотя колебаний не будет. Продольная динамическая устойчивость самолета характеризует коэффициент затухания продольных колебаний. Рис. 136 . Характеристики продольной динамической устойчивости самолетов Як-52 и Як-55 с зажатой ручкой управления Рассмотрим характеристики короткопериодического движения самолетов Як-52 и Як-55 в горизонтальном полете на высоте Н=500 м с зажатой ручкой управления при следующих данных самолетов: Як-52 - G=1290 кгс, центровка 25% САХ; Як-55 - центровка 25% САХ, G=870 кгс (Рис. 136). Из графиков рисунка видно, что в диапазоне скоростей полета от 150 до 360 км/ч затухание колебаний на половину уменьшается. Это определяет достаточно хорошую динамическую устойчивость самолетов Як-52 и Як-55. Приведенные характеристики короткопериодического движения позволяют сделать вывод о том, что длительный горизонтальный полет на самолетах Як-52 и Як-55 во всем диапазоне скоростей и высот не утомителен. Но вследствие малого веса самолетов в сильную ”болтанку” летчику приходится прикладывать определенные усилия для удержания самолета в заданном режиме полета. ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПО СКОРОСТИ Устойчивостью по скорости называется способность самолета восстанавливать скорость полета и угол наклона траектории исходного режима. Самолет, обладающий устойчивостью по перегрузке и удовлетворительными демпфирующими свойствами, при нарушении равновесия сравнительно быстро прекращает короткопериодическое колебательное движение. В процессе этого движения самолет восстанавливает угол атаки и перегрузку (прямолинейность движения) исходного режима, но не восстанавливает исходный угол наклона траектории и тангажа. Поэтому дальнейшее протекание возмущенного движения называется большим (длиннопериодическим) движением. Оно связано со значительными отклонениями самолета от траектории исходного - установившегося полета и сопровождается изменением скорости и высоты. Совершенно ясно, что интерес представляет начальная тенденция самолета, т. е. как он реагирует на изменение скорости сразу после устранения возмущений. Тенденция самолета к восстановлению исходных значений скорости и угла наклона траектории называется статической устойчивостью по скорости. Всякое изменение скорости полета из-за действия какой-либо случайной причины сопровождается изменением аэродинамических сил и моментов. Если при увеличении скорости полета подъемная сила увеличивается, то появляется неуравновешенный избыток ее Δ Y, траектория движения искривляется вверх. Это ведет к уменьшению скорости. Уменьшение скорости у статически устойчивых самолетов Як-52 и Як-55 сопровождается уменьшением подъемной силы и, следовательно, искривлением траектории его полета вниз. При снижении скорость полета увеличивается. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 116 Таким образом, условием статической устойчивости самолета по скорости является увеличение подъемной силы при увеличении скорости, и наоборот, т. е. критерием устойчивости по скорости может быть знак величины отношения dV dY При 0 > dV dY самолет устойчив по скорости. При 0 < dV dY самолет неустойчив по скорости. Статическая устойчивость самолета по скорости является необходимым, но недостаточным условием возвращения самолета к исходной скорости полета, так как она определяет только начальную тенденцию в движении самолета при нарушении его равновесия. Изменение скорости полета, как правило, сопровождается и изменением угла атаки, поэтому под устойчивостью по скорости фактически подразумевается устойчивость режима полета, т. е. стремление самолета восстановить не только скорость, но и угол атаки исходного режима полета. На устойчивом по скорости самолете увеличение скорости полета сопровождается приростом подъемной силы. Следовательно, если летчик увеличит скорость полета, то для сохранения прямолинейного горизонтального полета он будет вынужден уменьшить угол атаки отклонением ручки управления от себя, что вызовет увеличение давящего усилия. Таким образом, об устойчивости самолета по скорости летчик может судить по изменению усилий на ручке управления или по отклонению руля высоты с изменением скорости при сохранении режима прямолинейного полета. Балансировочная диаграмма В δ (V) (Рис. 137) позволяет судить о продольной статической устойчивости самолета фиксированном (зажатом) управлении. Рис. 137 К объяснению продольной статической устойчивости самолетов по скорости при зафиксированном управлении Рис. 138 К объяснению продольной статической устойчивости по скорости при свободном управлении Допустим, сбалансируем самолет Як-52 на скорости 200 км/ч при работе двигателя на I номинале, при этом 0 0 3 = В δ , зафиксируем в этом положении ручку управления. Пусть по какой-либо причине скорость полета увеличивается до скорости V 1 . При этом пикирующий момент уменьшается. Для его устранения необходимо отклонить руль высоты вниз на величину 1 0 В δ , но так как руль высоты зафиксирован в нейтральном положении, то под действием уменьшения момента самолет перейдет на кабрирование, скорость полета будет уменьшаться, стремясь к исходному значению. При уменьшении скорости до значения V 2 для балансировки самолета необходимо было бы отклонить руль высоты вверх на АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 117 величину 2 0 В δ ,, но так как он зафиксирован, то самолет переходит на снижение, скорость полета увеличивается. Следовательно, и в том и в другом случае, если наклон балансировочной диаграммы по углам отклонения руля высоты положительный 0 > dV d В δ , самолет имеет стремление без вмешательства летчика восстановить заданную скорость, т. е. он статически устойчив по скорости при фиксированном управлении. Балансировочная диаграмма P В (V) (Рис. 138) позволяет судить о продольной статической устойчивости самолета по скорости при освобожденном управлении (ручка управления брошена). Сбалансируем самолет Як-52 триммером на скорости горизонтального полета 200 км/ч при работе двигателя на I номинале. При этом Р В = 0 при освобожденном управлении. При увеличении скорости полета до V 1 для балансировки самолета необходимо приложить к ручке управления давящее усилие Рак но, так как ручка освобождена, она будет перемещаться в направлении к летчику - руль высоты отклонится вверх, самолет перейдет на кабрирование, скорость будет уменьшаться, стремясь к заданной. При уменьшении скорости для балансировки самолета необходимо приложить тянущее усилие, но так как ручка управления освобождена, то она будет перемещаться в направлении от летчика, руль высоты отклонится вниз самолет перейдет на снижение, скорость будет увеличиваться. Следовательно, из вышесказанного можно сделать вывод: если самолет сбалансирован и наклон балансировочной диаграммы по усилиям на ручке управления положительный 0 > dV dP В , то считается, что самолет статически устойчив по скорости при освобожденном управлении. Таким образом, в эксплуатационном диапазоне скоростей полета самолеты Як-52 и Як-55 статически устойчивы по скорости и по перегрузке. ПОПЕРЕЧНАЯ БАЛАНСИРОВКА. ВЛИЯНИЕ РЕАКЦИИ ВРАЩЕНИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА НА ПОПЕРЕЧНУЮ БАЛАНСИРОВКУ Поперечной балансировкой самолета называется такое его состояние, когда действующие на самолет силы не вызывают вращение самолета вокруг продольной оси X. Для поперечной балансировки в прямолинейном полете необходимо равновесие кренящих моментов, т. е. чтобы сумма моментов относительно оси Х была равна нулю: У винтовых самолетов Як-52 и Як-55 нет аэродинамической симметрии. Происходит это оттого, что в полете под влиянием работы силовой установки возникает правый кренящий момент, который приходится уравновешивать. Рассмотрим указанное влияние силовой установки. 0 = Σ Х М (9.13) Рис. 139 Реактивный момент воздушного винта и уравновешивание его методом отклонения элеронов Влияние реакции вращения воздушного винта на поперечную балансировку. Сила тяги рассматриваемых самолетов лежит в плоскости симметрии и, следовательно, не нарушает поперечного равновесия. Но вследствие вращения воздушного винта влево (по направлению полета) самолет находится под действием правого кренящего момента, направленного в сторону, обратную вращению воздушного винта. Этот момент называется реактивным, или реакцией вращения воздушного винта - М РВ . При вращении воздушного винта его лопасти, оказывая давление на воздушный поток, сами испытывают со стороны последнего такое же воздействие, которое можно представить в виде реактивной пары сил. Так как воздушный винт конструктивно связан с самолетом, то реактивный момент, передаваясь через двигатель на самолет, заставляет его крениться в сторону, обратную вращению. Следовательно, при левом вращении АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 118 воздушного винта под действием реактивного момента воздушного винта самолет будет иметь стремление крениться на правое крыло. Реакцию вращения воздушного винта можно уравновесить путем отклонения элеронов (Рис. 139), опустив правый элерон и подняв левый (ручка управления отклоняется влево). Этим самым достигается равновесие. На самолетах Як-52 и Як-55 этот момент компенсируется отклонением фиксированных триммеров, установленных на элеронах. Эти триммеры представляют собой небольшие дюралевые пластины, которые прикреплены к ободу элеронов. Отгибая триммеры в сторону, обратную вращению, тем самым достигается отклонение элеронов на расчетном режиме и снятие нагрузки на ручке управления. Как правило, расчетный режим соответствует скорости полета 250 км/ч. Данные триммеры называются |