Аэродинамика самолета. Тема 1
 Скачать 3.35 Mb.
|
|
Дифференциальное отклонение элеронов состоит в том, что при отклонении ручки опускающийся элерон отклоняется на меньший угол, чем поднимающийся. Благодаря такому отклонению коэффициент подъемной силы крыла с опущенным элероном возрастает на меньшую величину, чем у простых элеронов. Поэтому индуктивное сопротивление полукрыла с опущенным элероном возрастет меньше, следовательно, меньше будет и разворачивающий момент. На крыле с поднятым элероном увеличивается профильное сопротивление, так как часть элерона выходит за пределы пограничного слоя, нарушает безотрывное обтекание. Таким образом, элероны с дифференциальным отклонением увеличивают кренящий момент в сторону крыла с поднятым элероном и уменьшают разворачивающий момент в сторону крыла с опущенным элероном. У современных самолетов элероны с дифференциальным отклонением могут отклоняться вверх до 30°, вниз на - 14-16°. Аэродинамические гребни на самолетах со стреловидными крыльями препятствуют перетеканию пограничного слоя к концам крыла, тем самым предотвращают раннее развитие срыва потока на концевых частях крыла и увеличивают эффективность действия элеронов. ОСОБЕННОСТИ ПОПЕРЕЧНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ НА БОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА При достижении современными самолетами больших скоростей полета появились ранее неизвестные явления, усложняющие пилотирование самолета: «валежка», реверс элеронов, обратная реакция на дачу ног, снижение эффективности элеронов и рулей. «Валежка» обусловливается нарушением аэродинамической симметрии, потому что невозможно построить самолет с идеально одинаковыми (симметричными) по жесткости, геометрической форме правым и левым полу крыльями. Предположим, что в результате геометрической несимметрии угол атаки одного полукрыла оказался чуть больше, чем другого. Из-за отсутствия симметрии в углах атаки появится кренящий момент, для устранения которого летчик должен отклонить элероны в противоположную сторону. На больших скоростях полета, даже при незначительной разности углов атаки, кренящий момент достигает большой величины и для его парирования нужно или отклонять элероны на большой угол, или уменьшать скорость полета. Если самолет имеет неодинаковую жесткость полукрыльев, то при полете на большой приборной скорости менее жесткое крыло будет иметь большую деформацию. Если это стреловидное крыло, то деформация в виде изгиба вызывает уменьшение углов атаки, особенно ближе к концу крыла (Рис. 147). При различной жесткости на изгиб и кручение углы атаки правого и левого полукрыльев будут изменяться на разные величины. Это в свою очередь приводит к тому, что подъемные силы крыльев будут неодинаковы. При больших приборных скоростях разница в подъемных силах становится настолько большой, что вызывает кренение самолета в сторону менее жесткого крыла. Попытка бороться с возникшей «валежкой» - отклонением элеронов - обычно не только не дает положительных результатов, а, наоборот, усугубляет ее. Такая реакция самолета связана с так называемым реверсом элеронов. Реверс элеронов. Под действием аэродинамических сил крыло в полете изгибается и закручивается. Кручение крыла объясняется тем, что внешняя нагрузка, действующая по линии центров давления крыла, не совпадает с так называемой осью жесткости (Рис. 148). Линия центров давления, как правило, расположена позади линии жесткости крыла, поэтому крыло закручивается на уменьшение углов атаки. У прямых крыльев это явление выражено слабее, чем у стреловидного крыла, у которого аэродинамические силы вызывают кручение и изгиб, причем последний также закручивает крыло. Отклонение элеронов смещает центр давления назад, чем еще больше закручивается стреловидное крыло. Кручение крыла за счет отклонения элеронов может достигнуть такого изменения фактических углов атаки полукрыла, что подъемная сила, создаваемая элеронами Δ Уэл , будет меньше изменения подъемной силы, вызванного кручением крыла В результате самолет будет крениться не в ту сторону, куда отклонена ручка управления, а в противоположную. Наступает так называемый реверс элеронов. Реверсом элеронов называется обратное их действие, наступающее на больших скоростях полета вследствие закручивания крыла. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 125 Рис. 147 Влияние изгиба стреловидного крыла на фактические углы атаки профилей Рис. 148 Кручение крыла от внешних нагрузок и при отклонении элеронов Скорость полета, при которой самолет теряет поперечную управляемость, называется скоростью реверса. Для предотвращения реверса элеронов необходимо, чтобы максимальная скорость полета была меньше скорости реверса. Понятно, что для увеличения скорости реверса необходимо увеличить жесткость крыла на кручение. Обратная реакция на дачу ноги возникает у самолетов со стреловидными крыльями при полете со скоростью, превышающей критическую скорость по числу М. Суть этого явления состоит в том, что при отклонении руля направления в одну сторону, например вправо, самолет начинает крениться влево. Это объясняется тем, что при отклонении руля вправо фактическая стреловидность полукрыльев изменяется (см. Рис. 149). Рис. 149 Изменение Су в зависимости от числа М. полета и стреловидности крыла АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 126 При превышении некоторой скорости, соответствующей М обр , изменение стреловидности таким образом изменяет подъемную силу, что у полукрыла с меньшей фактической стреловидностью подъемная сила уменьшается, а у полукрыла, действительная стреловидность которого увеличивается, произойдет рост подъемной силы. В результате то полукрыло, в сторону которого была отклонена педаль, начнет подниматься, т. е самолет начнет вращаться в сторону, противоположную отклонению педали. Снижение эффективности рулей появляется при полете на закритических скоростях полета. При полете на докритических скоростях отклонение руля (элерона) вызывает перераспределение давлений по всему профилю оперения или крыла, в результате чего возникает дополнительная аэродинамическая сила ΔУ Г.О Если полет совершается на закритических скоростях, при которых на оперении возникают скачки уплотнения, то эффективность рулей резко снижается в результате того, что перераспределение давлений вдоль хорды профиля при отклонении руля распространяется вперед только до скачка уплотнения. Объясняется это тем, что возмущения, вызванные отклонением руля и распространяющиеся со скоростью звука, не могут распространиться на ту часть оперения, где скорость потока больше скорости звука. Поэтому при отклонении руля (элеронов) при закритических числах М полета изменяется характер обтекания только той части оперения, которая расположена позади скачка уплотнения (Рис. 150). Рис. 150 Распределение давления вдоль хорды профиля при отклонении рулей при КРИТ КРИТ М М и М М > < Таким образом, в создании дополнительной аэродинамической силы, вызванной отклонением руля, принимает участие только часть площади оперения, в результате чего величина подъемной силы Δ У г.о. также будет уменьшена. Для повышения эффективности рулей на закритических скоростях полета стабилизатор и киль набираются из профилей с меньшей, чем у крыла, относительной толщиной с, увеличивается стреловидность ОП χ хвостового оперения. При полете на сверхзвуковых скоростях эффективность рулей почти полностью восстанавливается. Это объясняется тем, что при отклонении руля, например, вниз, над ним увеличивается разрежение из-за увеличения скорости потока, а под ним скорость потока уменьшается из-за его торможения. Вследствие этого разность давлений под рулем и над рулем увеличивается, что приводит к увеличению эффективности рулей. На современных самолетах, осуществляющих полеты со сверхзвуковыми скоростями, для улучшения управляемости применяют управляемые стабилизаторы, у которых рули высоты отсутствуют. Стабилизатор при этом через систему гидроусилителей связан непосредственно с ручкой управления в кабине, и летчик, управляя самолетом, так же как и через руль высоты, оттеняет ручку управления в нужном направлении. При взятии ручки на себя стабилизатор уменьшает угол атаки, при даче ручки от себя - увеличивает. Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяют так называемые интерцепторы, которые представляют собой пластины, кинематически связанные с элеронами и расположенные вдоль размаха крыла. В зависимости от конструкции самолета интерцепторы могут быть расположены как на верхней поверхности крыла, так и на нижней (Рис. 151). При верхнем расположении интерцептора он выдвигается при отклонении элерона вверх. Выдвижение интерцептора вызывает интенсивный срыв потока, вследствие чего происходит резкое снижение подъемной силы крыла. При нижнем расположении интерцептор выдвигается в поток на том крыле, на котором элерон отклоняется вниз. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 127 В этом случае пластина интерцептора тормозит поток, давление под крылом повышается и крыло получает дополнительный прирост подъемной силы Рис. 151 Интерцепторы на крыле самолета. а - верхнее расположение; б - нижнее расположение Как самостоятельный орган поперечного управления интерцепторы не получили применения вследствие значительного запаздывания в своем действии, поэтому применяются как дополнение к элеронам. При нейтральном положении элеронов интерцепторы убраны заподлицо с обшивкой и выдвигаются лишь при отклонении элеронов на некоторый угол. Дальнейшее увеличение угла отклонения элеронов происходит при выдвинутом интерцепторе. В результате синхронизации отклонения интерцептора и элерона их действия как органов управления суммируются. ПУТЕВОЕ РАВНОВЕСИЕ САМОЛЕТА Путевым равновесием называется такое состояние самолета в полете, при котором он не изменяет своего положения относительно вертикальной оси (оси Y). Условием путевого равновесия является равенство моментов рыскания. ЛЕВ ПР Му Му = (9.16) Рис. 152 Схема сил и моментов, действующих на самолет относительно оси Y Из Рис. 152 видно, что моменты, вращающие самолет вокруг оси Y, создаются в основном силами лобового сопротивления полукрыльев и силами тяги двигателей. Для сохранения путевого равновесия необходимо, чтобы сумма всех моментов относительно оси Y равнялась нулю. 0 = ΣМу (9.17) Наличие геометрической, аэродинамической и весовой симметрии является необходимым условием путевого равновесия. При нарушении аэродинамической или геометрической симметрии самолета силы лобового сопротивления правого и левого полукрыльев станут отличаться по величине и равновесие нарушится. Для самолетов с несколькими двигателями, расположенными вдоль оси Z (на крыле или в фюзеляже), нарушение путевого равновесия может происходить из-за неодинакового режима работы двигателей. Отказ в работе одного из двигателей резко нарушит путевое равновесие. Путевое равновесие может быть нарушено также неравномерной выработкой топлива из крыльевых (или подвесных) топливных баков, что приведет к изменению величины сил лобового сопротивления полукрыльев. Восстановление путевого равновесия осуществляется путем отклонения руля на правления в соответствующую сторону. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 128 ПУТЕВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА Способность самолета без вмешательства летчика восстанавливать первоначальное состояние путевого равновесия называется путевой устойчивостью. При нарушении путевого равновесия самолет начнет разворачиваться вокруг оси Y, нарушив тем самым симметрию обтекания. В результате воздействия воздушного потока, набегающего под углом р на боковую поверхность фюзеляжа и на вертикальное оперение, появятся боковые силы, которые создадут момент, направленный на возвращение самолета в исходное положение. При вращении самолета на боковой поверхности фюзеляжа и вертикального оперения возникнут аэродинамические силы, препятствующие вращению самолета вокруг вертикальной оси, т. е. возникнет демпфирующий момент. Как только вращение прекратится (угловая скорость станет равна нулю), так прекратится и действие демпфирующего момента. Останется лишь восстанавливающий момент. Величина восстанавливающего момента зависит от ряда факторов: площади вертикального оперения, соотношения длин носовой и хвостовой части фюзеляжа, центровки самолета и его стреловидности. Основная доля восстанавливающего момента приходится на вертикальное оперение. Следовательно, путевая устойчивость зависит в основном от площади вертикального оперения. Благодаря вертикальному оперению самолет, подобно флюгеру, стремится стать по потоку и таким образом сам восстанавливает нарушенное равновесие. Поэтому путевую устойчивость часто называют флюгерной устойчивостью. В результате нарушения путевого равновесия самолет будет лететь со скольжением. Возникнет боковая обдувка самолета и аэродинамические силы на носовой и хвостовой части фюзеляжа. Момент от аэродинамической силы на носовой части фюзеляжа будет уменьшать восстанавливающий момент, а на хвостовой - увеличивать. Таким образом, величина восстанавливающего момента может быть записана следующим образом: а Р в Р l Р Му Ф НОС Ф ХВ О В О В ВОССТ ⋅ − ⋅ + ⋅ = (9.18) Большая длина носовой части фюзеляжа современных самолетов ухудшает их путевую устойчивость, поэтому вертикальное оперение таких самолетов имеет увеличенные размеры. Рис. 153 Восстановление путевого равновесия АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 129 Рис. 154 Влияние стреловидности на путевую устойчивость Рис. 155 Принцип путевой управляемости самолета Увеличение длины хвостовой части фюзеляжа улучшает путевую устойчивость, так как при этом увеличивается восстанавливающий момент за счет увеличения боковой силы Р хв.ф и плеча вертикального оперения. l в.о . Увеличение стреловидности вертикального оперения смещает центр его давления назад, увеличивая тем самым плечо l в.о Центр тяжести самолета является центром вращения самолета. Смещение его вперед или назад увеличивает или уменьшает плечо, влияя таким образом на путевую устойчивость. Смещение центровки вперед равносильно увеличению длины хвостовой части фюзеляжа. Стреловидность крыла оказывает положительное влияние на путевую устойчивость самолета - чем она больше, тем лучше путевая устойчивость. На Рис. 154 видно, что при скольжении стреловидного крыла характер обтекания его полукрыльев будет различным. На вынесенном вперед (левом) полукрыле лобовое сопротивление станет больше, чем на другом, так как у левого крыла фактический угол стреловидности уменьшается, а у правого увеличивается; вследствие этого лобовое сопротивление левого полукрыла увеличивается, а правого уменьшается (Q Л >Q ПР )- Центр давления правого полукрыла приближается к траектории движения центра тяжести, а левого удаляется от нее, что изменяет моменты от сил лобового сопротивления полукрыльев относительно центра тяжести. В результате возникает восстанавливающий момент крыла b Q а Q Му ПР ЛЕВ ВОССТ ⋅ − ⋅ = (9.19) С увеличением стреловидности восстанавливающий момент крыла возрастет, поэтому путевая устойчивость самолета улучшится. ПУТЕВАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА Способность самолета изменять свое положение в полете относительно вертикальной оси при отклонении летчиком руля направления называется путевой управляемостью. При отклонении летчиком руля направления на угол δ возникает аэродинамическая сила ВО ΔΖ , момент которой относительно центра тяжести будет поворачивать самолет относительно вертикальной оси Y. В первый период под действием силы инерции самолет будет продолжать движение в прежнем АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 130 направлении, в результате чего его продольная ось составит с направлением движения угол β - угол скольжения (Рис. 155, а). о В О В О В l Му ⋅ ΔΖ = (9.20) С момента образования угла скольжения происходит косая обдувка самолета, вследствие чего на боковую поверхность его будет действовать аэродинамическая сила (Рис. 155, б). Точка приложения равнодействующей этих сил Z Ф (центе давления) находится, как правило, позади центра тяжести самолета, поэтому момент, создаваемый этой силой, препятствует повороту самолета вокруг оси Y. По мере увеличения угла скольжения β эта сила будет возрастать до тех пор, пока не уравновесит разворачивающий момент, возникший в результате отклонения руля направления. Угол скольжения при этом достигнет некоторой величины, соответствующей данному отклонению руля направления. Из этого следует, что руль направления самолета служит для изменения угла скольжения, причем каждому углу отклонения руля направления 6 будет соответствовать вполне определенный угол скольжения Р. Разность между боковой аэродинамической силой (Z ф ), образовавшейся при скольжении, и аэродинамической силой вертикального оперения (Z В.О ), образовавшейся в результате отклонения руля направления, создает неуравновешенную силу (Z ф - Z В.О ), приложенную в центре тяжести самолета. Эта сила является неуравновешенной центростремительной силой, под действием которой самолет будет разворачиваться в сторону отклонения руля, искривляя тем самым траекторию движения. В результате скольжения самолет будет иметь тенденцию к накренению в ту же сторону, куда отклонен руль направления. Углы отклонения руля направления у современных самолетов в среднем составляют 20 - 25°. |