Аэродинамика самолета. Тема 1
 Скачать 3.35 Mb.
|
|
компенсирующими, снимающими шарнирный момент. Другой способ уравновешивания реактивного момента воздушного винта состоит в том, что угол установки того полукрыла, на которое самолет кренится, делают чуть больше. Вследствие этого на всех режимах полета угол атаки этого полукрыла будет равен α α Δ + Следовательно, будет больше и его подъемная сила. За счет разницы в величине подъемных сил полукрыльев образуется момент относительно оси X, который и уравновешивает реакцию вращения воздушного винта. На планировании, когда реакции вращения воздушного винта нет, самолет, естественно, валится на то полукрыло, угол установки которого меньше, и летчику приходится уравновешивать самолет отклонением элеронов. Данный способ на самолетах Як-52 и Як-55 не применяется. ПУТЕВАЯ БАЛАНСИРОВКА. ВЛИЯНИЕ ВОЗДУШНОЙ СТРУИ ОТ ВИНТА НА ПУТЕВУЮ БАЛАНСИРОВКУ Путевой балансировкой самолета называется такое его состояние, когда действующие на самолет силы не вызывают вращения самолета вокруг оси Y. Для путевой балансировки необходимо равновесие заворачивающих моментов, т. е. чтобы сумма моментов относительно оси Y была равна нулю: 0 = Σ У М (9.14) У самолета путевое равновесие само собой не создается. Происходит это оттого, что в полете под влиянием работы силовой установки возникает заворачивающий момент, который приходится уравновешивать путем нарушения аэродинамической симметрии самолета. На планировании нарушенная симметрия дает себя знать, и летчику приходится создавать уравновешивающий момент. Влияние струи от воздушного винта на путевую балансировку. В полете самолет имеет тенденцию заворачивать в сторону, обратную вращению воздушного винта (т. е. с воздушным винтом левого вращения самолеты Як-52 и Як-55 стремятся заворачивать вправо). Причина возникновения заворачивающего момента заключается в том, что воздушная струя, отбрасываемая воздушным винтом и закручиваемая последним в сторону вращения, встречает на своем пути вертикальное оперение и, оказывая на него давление, создает заворачивающий момент .О В Z М (Рис. 140). Так как вертикальное оперение всегда расположено выше оси фюзеляжа, то при воздушном винте левого вращения воздушная струя вращается влево, давление испытывает правая сторона оперения и самолет стремится завернуть вправо. При воздушном винте правого вращения давление будет на левую сторону оперения и самолет будет заворачивать влево. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 119 Рис. 140 Возникновение заворачивающего момента вследствие действия вращающейся струи воздушного винта на вертикальное оперение самолетов Як-52 и Як-55. Уравновесить указанный заворачивающий момент можно при помощи руля направления, отклоняя его в сторону, обратную той, в которую самолет стремится заворачивать (для самолетов Як-52 и Як-55- влево). Вертикальное оперение работает аналогично горизонтальному оперению, поэтому при отклонении руля направления вертикальное оперение окажется под действием аэродинамической силы Z В.О. , момент которой будет стремиться повернуть самолет вокруг оси Y в сторону, обратную той, в которую направлен момент от действия струи воздушного винта. В полете летчик будет испытывать постоянное давление на педаль, что утомляет его. Для снятия усилий на педалях самолета, возникающих от аэродинамической силы Z В.О , на руле направления устанавливают триммер. На самолетах Як-52 и Як-55 установлен фиксированный триммер, представляющий собой небольшую дюралевую пластину, которая прикреплена к ободу руля направления. Отгибанием ее в сторону, обратную необходимого отклонения руля направления, снимается нагрузка с педалей управления самолетом. Данным фиксированным триммером уравновешивается шарнирный момент руля направления. Поэтому правильно будет называть ее компенсирующей пластиной. ПОПЕРЕЧНАЯ, ПУТЕВАЯ И БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА Среди факторов, определяющих закономерности бокового движения, наибольшую роль играют характеристики поперечной и путевой устойчивости. Поэтому каждому летчику для понимания всех особенностей поведения самолета необходимо представлять фактическую картину бокового движения и, в частности, сущность конкретного проявления поперечной и путевой устойчивости. ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА Способность самолета без вмешательства летчика восстанавливать в полете первоначальное состояние поперечного равновесия называется поперечной устойчивостью. Рассмотрим поведение самолета при случайном нарушении поперечного равновесия. Например, под воздействием вертикального порыва ветра на одно из полукрыльев самолет начнет вращаться относительно оси X, т. е. крениться. При вращении самолета вокруг продольной оси происходит изменение углов атаки на полукрыльях: на опускающемся крыле углы атаки увеличиваются, а на поднимающемся - уменьшаются (Рис. 141). В результате подъемные силы полукрыльев также изменят свои первоначальные величины: на поднимающемся подъемная сила У ПОД будет меньше исходной, а на опускающемся больше, т. е. ПОД ОП Y Y > Результирующая подъемных сил Y' сместится в сторону опускающегося полукрыла и, действуя на плечо а, создаст тормозящий (демпфирующий) момент М Х демпф , препятствующий дальнейшему увеличению угла крена. Однако демпфирующий момент действует только при вращении самолета относительно оси Х и как только вращение (кренение) прекращается, прекращается и действие этого момента. Поэтому восстановить исходное поперечное равновесие демпфирующий момент не может. Демпфирующий момент равновесия не восстановит, однако вращение самолета прекратится, и он останется накрененным на некоторый угол γ (Рис. 142). АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 120 Рис. 141. Схема сил, действующих на самолет при его вращении относительно оси Х Рис. 142 Восстановление поперечного равновесия при скольжении самолета Накренившийся самолет начинает скользить на опущенное крыло под воздействием силы Z СК , составляющей силы веса и подъемной силы (см. Рис. 142). При полете самолета со скольжением характер обтекания полукрыльев и распределения давления на них изменяется. На опущенном полукрыле условия обтекания лучше, а на поднятом из-за аэродинамического затенения хуже, вследствие чего на опущенном пол у крыле подъемная сила создается большей величины, чем на поднятом (У оп > У под ). Результирующая подъемная сила У’, как это показано на Рис. 142, сместится в сторону опущенного полукрыла и, действуя на плече а относительно центра тяжести, создаст восстанавливающий момент (М ВОСТ ), который после прекращения действия внешних сил прекратит свое действие. Таким образом, поперечная устойчивость обеспечивается самим крылом, но не за счет только крена, а и за счет возникающего при этом скольжения. Величина восстанавливающего момента, степень статической поперечной устойчивости зависят от площади крыла, угла поперечного V, стреловидности, удлинения крыла, от площади вертикального оперения и т. д. Рис. 143 . Влияние угла поперечного V на поперечную устойчивость самолета Рассмотрим влияние упомянутых факторов на поперечную устойчивость самолета. Площадь крыла сильно влияет на величину демпфирующего момента. При постоянной скорости и высоте полета в диапазоне летных углов атаки величина прироста подъемной силы Δ У зависит только от Δα и площади крыла S. Демпфирующий момент М Х демпф возникает при наличии вращения самолета вокруг оси X, в результате чего появляется разность в углах атаки полукрыльев. От величины этой разности зависит изменение в подъемных силах правого и левого полукрыльев. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 121 2 2 S Cy Y ρυ Δ = Δ (9.15) Из формулы следует, что при прочих равных условиях величина изменения подъемной силы на крыле, а, следовательно, и М Х демпф будет зависеть от площади крыла S. Чем больше площадь крыла, тем труднее самолет выходит из состояния равновесия, и наоборот, если самолет имеет глубокое нарушение равновесия, то демпфирующий момент будет сдерживать быстрое возвращение к исходному положению. Угол поперечного V крыла имеет большое значение для поперечной устойчивости самолета. Как видно на Рис. 143, при скольжении крыла, имеющего угол поперечного V, полукрылья обтекаются боковым потоком воздуха под различными углами атаки. У опущенного полукрыла угол атаки больше, чем у поднятого, соответственно произойдет увеличение подъемной силы на опущенном и уменьшение на поднятом полукрыльях. С увеличением угла поперечного V разница в углах атаки и подъемных силах опущенного и приподнятого крыльев также увеличится. Вследствие этого будет иметь место увеличение восстанавливающего момента. Таким образом, чем больше угол поперечного V крыла, тем лучше поперечная устойчивость самолета. У современных самолетов с прямыми и трапециевидными крыльями угол поперечного V находится в пределах от 0 до +7°. Стреловидность крыла увеличивает поперечную устойчивость самолета. Чем больше угол стреловидности, тем лучше поперечная устойчивость. Это объясняется неодинаковым характером обтекания стреловидных полукрыльев при нарушении поперечного равновесия Если нарушено поперечное равновесие, то самолет совершает полет со скольжением. При наличии прямой стреловидности величина подъемной силы зависит не от скорости потока V ∞ , а от ее составляющих V 1 , направленных перпендикулярно передним кромкам. Так как эффективная скорость V 1 у крыла, выдвинутого вперед, больше, а отстающего меньше, то и подъемные силы полукрыльев также будут неодинаковы. Вследствие этого появляется дополнительный восстанавливающий момент за счет стреловидности. Таким образом, прямая стреловидность крыла способствует повышению поперечной устойчивости самолета. Однако у самолетов с крылом прямой стреловидности поперечная устойчивость может возрасти настолько, что станет излишней. А это ухудшит управляемость и может вызвать так называемую колебательную неустойчивость. По этой причине у самолетов со стреловидным крылом угол поперечного V делают, как правило, отрицательным (до -5°) Этим ухудшают поперечную устойчивость, с тем, чтобы добиться приемлемых значений управляемости и исключить нежелательные побочные явления в виде колебательной неустойчивости. Удлинение крыла. Чем больше удлинение крыла, тем на большем плече будет действовать подъемная сила Укр, сместившаяся в направлении опускающегося крыла, и тем больше будет восстанавливающий момент, а, следовательно, лучше поперечная устойчивость самолета. На поперечную устойчивость оказывают влияние боковые поверхности фюзеляжа, вертикального оперения, мотогондол. Если центр давления этих поверхностей окажется выше центра тяжести самолета, то моменты аэродинамических сил, действующих на боковые поверхности фюзеляжа, вертикального оперения, и мотогондол, будут стремиться восстановить нарушенное равновесие. Это положительно отразится на поперечной устойчивости, особенно у самолетов с нижним и средним расположением крыла, и в меньшей степени у самолетов с верхним расположением. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 122 ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ Рис. 144 Изменение коэффициента Су при нарушении поперечного равновесия на различных углах атаки С увеличением угла атаки поперечная устойчивость ухудшается и на углах атаки, близких к критическому, может настолько ухудшиться, что самолет теряет способность самостоятельно восстанавливать нарушенное равновесие. Как видно на Рис. 144, при одинаковом изменении углов атаки у поднимающегося и опускающегося полукрыльев величина изменения подъемной силы ΔY для различных исходных режимов полета неодинакова. Если самолет летел на сравнительно небольших углах атаки (на большой скорости), то изменение подъемной силы у обоих крыльев примерно одинаково. При полете же на околокритических углах атаки подъемная сила опускающегося крыла может быть даже меньше исходной. Это произойдет, если суммарный угол атаки будет больше критического, т.е. ) ( КРИТ ИСХ α α α > Δ + Δ . В результате демпфирующий момент будет очень мал и самолет будет интенсивно накреняться. Помимо уменьшения демпфирующего момента при полете на околокритических углах атаки при накренении появляется срыв потока на опускающемся крыле, что может привести к сваливанию самолета на крыло. У большинства крыльевых профилей зона начала срыва располагается у задней кромки крыла и с увеличением угла атаки быстро перемещается вперед по хорде и вдоль по размаху. У стреловидных крыльев срыв потока начинается раньше, чем у нестреловидного и сосредоточивается на концах крыла. Поэтому стреловидность крыла ухудшает поперечную устойчивость на больших углах атаки. Для улучшения поперечной устойчивости на больших углах атаки применяются аэродинамическая и геометрическая крутки крыла, концевые предкрылки, аэродинамические гребни. Аэродинамическая крутка. У аэродинамически закрученных крыльев на концах применяют более несущие профили с большим значением Су макс . Благодаря этому концевой срыв на больших углах атаки наступает позже. Геометрическая крутка крыла выполняется таким образом, что установочные углы уменьшаются по мере приближения к концам крыла. Этим достигается то, что при тех же углах атаки, при которых у незакрученного крыла возникает концевой срыв потока, у закрученного крыла он не возникает. Концевые предкрылки увеличивают критический угол атаки крыла, улучшают картину обтекания концевой части крыла, тем самым улучшают поперечную устойчивость на больших углах атаки. Применяют их, как правило, на нескоростных самолетах. Аэродинамические гребни препятствуют перетеканию воздушного потока от фюзеляжа к концевым сечениям крыла, затягивая тем самым начало развития концевого срыва. Следовательно, аэродинамические гребни способствуют улучшению поперечной устойчивости самолета на больших углах атаки. ПОПЕРЕЧНАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА Способность самолета поворачиваться вокруг своей продольной оси при отклонении элеронов называется поперечной управляемостью. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 123 Рис. 145 Накренение самолета при отклонении элеронов Принцип действия элеронов аналогичен принципу действия рулей. Особенность работы элеронов состоит в том, что при отклонении ручки управления в сторону самолет может беспрерывно вращаться вокруг продольной оси, так как возникающий при этом демпфирующий момент оказывает влияние на угловую скорость вращения, но не в состоянии уравновесить самолет на определенном угле крена. Для того чтобы накренить самолет влево, летчик отклоняет ручку влево. При этом левый элерон поднимется вверх, а правый опустится вниз. При отклонении элеронов изменяется кривизна профиля крыла на участке расположения элерона, вследствие чего изменится и действительный угол атаки этой части крыла (Рис. 145). У полукрыла с опущенным элероном угол атаки увеличится, следовательно, увеличится и коэффициент подъемной силы Су. На крыле с поднятым элероном, наоборот, уменьшится и угол атаки, и коэффициент подъемной силы. В результате будем иметь разные подъемные силы полукрыльев, которые создадут кренящий момент М Х крен относительно продольной оси, под действием которого самолет будет вращаться в сторону отклоненной ручки. При полете на малых углах атаки (с большими скоростями) отклонение элеронов, изменяя подъемную силу полукрыльев, коэффициент лобового сопротивления СX увеличивает очень мало. Поэтому отклонение элеронов практически не вызывает разворота самолета (Рис. 146). Рис. 146. Возникновение крена и разворот самолета при отклонении элеронов на малых скоростях полета По мере увеличения угла атаки поперечная управляемость самолета ухудшается и при определенных условиях может наступить полная ее потеря. Ухудшение управляемости на больших углах атаки (малые скорости полета) объясняется сравнительно малым изменением подъемной силы на полукрыльях, вследствие чего кренящий момент (М Х крен ) невелик и самолет будет медленно крениться в сторону отклоненной ручки. Кроме того, на больших углах атаки сопротивление у крыла с опущенным элероном ( Δ Q ЭЛ.ПОД ) за счет индуктивного сопротивления значительно больше, чем у крыла с поднятым элероном ( Δ Q ЭЛ.ПОД ) Вследствие этого возникает разворачивающий момент (М У разв ) в сторону полукрыла с опущенным элероном. В дальнейшем за счет разворота самолет начинает скользить на полукрыло с поднятым элероном. Вследствие этого возникают дополнительные силы, которые создают момент, направленный в сторону, противоположную основному кренящему моменту, ухудшая тем самым поперечную управляемость. В случае равенства моментов, созданных отклонением элеронов и скольжением самолета, наступает потеря управляемости. Если момент, вызванный скольжением, окажется больше основного кренящего момента, то это приведет к обратной управляемости: при отклонении ручки управления в одну сторону самолет кренится и разворачивается в противоположную сторону. По мере приближения к критическому углу атаки поперечная управляемость еще больше ухудшается. Это объясняется тем, что полукрыло с опущенным АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 124 элероном попадает в область закритических углов атаки и вместо ожидаемого увеличения подъемной силы на этом полукрыле происходит ее уменьшение. Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяется ряд средств, предназначенных, с одной стороны, для увеличения эффективности элеронов, с другой - для уменьшения разворота. |