Аэродинамика самолета. Тема 1
 Скачать 3.35 Mb.
|
|
My, который, разворачивая самолет в сторону накренения, вводит его в спиральное движение. Капот самолета при этом обращен вовнутрь спиральной траектории. Рис. 165 Параболический участок штопора Ось спирали, по которой движется самолет (его центр тяжести), на первых витках штопора близка к параболе (Рис. 165). Это объясняется тем, что в процессе вращения самолета подъемная сила в среднем за виток нейтрализуется (подъемная сила в равное время направлена как вверх, так и вниз) и самолет в среднем движется под действием силы тяжести как тело, вращающееся горизонтально. Для параболического участка траектории, когда ось штопора близка к горизонтали, характерны периодические изменения углов атаки и скольжения, вызывающие неравномерность, а иногда и неустойчивость штопора. На этом этапе штопора (по мере накренения в процессе сваливания на крыло) вертикальная составляющая подъемной силы уменьшается, вследствие чего у самолета возникает скольжение на опущенное полукрыло, т. е. внутреннее, или, во всяком случае, уменьшается внешнее скольжение, которое было создано при сваливании, и вращение самолета замедляется. Когда самолет повернется на 180°, то при дальнейшем вращении внизу уже окажется внешнее полукрыло и начнет развиваться (или усиливаться) внешнее скольжение, которое ускоряет вращение. В итоге вращение оказывается неравномерным. У самолета Як-52, очень чувствительного к скольжению, появляющееся внутреннее скольжение может не только замедлить вращение, но и изменить его направление. Это возможно в том случае, когда вход в штопор был недостаточно энергичным, с малой угловой скоростью. Такой штопор называется неустойчивым. РАЗНОС МАСС Неравномерность вращения самолета вокруг наклонной оси штопора вызывает непрерывные изменения угла наклона продольной оси самолета к горизонту: капот самолета периодически то поднимается, то опускается вниз. При вращении самолета массы, разнесенные вдоль оси фюзеляжа, создают центробежный кабрирующий момент, который стремится поднять капот самолета и увеличить угол атаки. Пикирующий момент полной аэродинамической силы самолета стремится опустить капот и уменьшить угол атаки (Рис. 166). В момент замедления вращения пикирующий момент от аэродинамических сил Мпик становится большим, чем кабрирующий момент от центробежных сил капота и хвоста самолета Мкаб, вследствие чего само лет опускает капот. Опускание капота сопровождается увеличением угловой скорости вращения и нарастанием Мкаб от центробежных сил. Когда Мкаб станет больше, чем Мпик, опускание капота прекращается и далее он поднимается. По мере приближения оси штопора к вертикали неравномерность вращения самолета постепенно уменьшается и продольная ось самолета составляет более постоянный угол с горизонтом. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 138 Рис. 166 Схема сил, действующих на самолет при выполнении штопора. Влияние инерционных сил разнесенных грузов Рис. 167 Аэродинамическое затенение рулей при штопоре ВЛИЯНИЕ ЦЕНТРОВКИ САМОЛЕТА. На переход самолета в штопор и на вывод его значительное влияние оказывает центровка. Самолет Як-52 при полете одного летчика в передней кабине имеет значительную переднюю центровку (17,7 %), следовательно, крыло на больших углах атаки создает большой пикирующий момент, т. е. тенденцию перехода в пикирование и уменьшения угла атаки. Вследствие этого самолет труднее переходит из нормального (прямого) штопора в плоский и легко выходит из штопора. При перемещении центра тяжести назад картина ухудшается, особенно при очень задних центровках. Это объясняется тем, что момент крыла на больших углах атаки из пикирующего становится кабрирующим, т. е. самолет стремится увеличить угол атаки (примерно начиная с центровки 30 % САХ). Из вышесказанного следует вывод, что при задней центровке самолет будет хуже выходить из штопора (с запаздыванием), а при задней центровке может совсем не выйти. Аэродинамическое затенение рулей. Эффективность действия рулей управления в значительной мере влияет на вывод самолета из штопора. При вращении на штопоре рули управления затеняются. Это происходит потому, что часть поверхности горизонтального (или вертикального) оперения попадает в зону возмущенного потока - аэродинамической тени от фюзеляжа, стабилизатора, киля - или в зону срыва потока с крыла. Вышесказанное резко снижает эффективность рулей, вследствие чего вывод самолета из штопора происходит с запаздыванием (Рис. 167). Эффективность рулей управления при выводе самолета из штопора может быть достигнута путем рационального взаимного размещения вертикального и горизонтального оперения на фюзеляже и выбором формы в плане. Влияние силовой установки на штопор. Изменение режима работы двигателя (силовой установки) в значительной мере влияет на характер штопора. Особенно влияние сказывается на самолете Як-52, имеющего децентрацию тяги силовой установки. Вывод самолета из штопора облегчается путем увеличения оборотов двигателя, так как сила тяги создает пикирующий момент, который также увеличивается за счет момента от действия струи воздушного винта на горизонтальное оперение, т. е. увеличение оборотов двигателя создает у самолета стремление уменьшить угол атаки, что облегчает вывод самолета из штопора. Основание действия рулями управления на выводе из штопора. Основной причиной штопора является самовращение крыла на закритических углах атаки, поэтому для вывода самолета из штопора необходимо уменьшить угол атаки до величины, меньшей αкр, при котором самовращение невозможно. Это достигается отклонением ручки управления от себя. Но вывод из штопора только отклонением ручки управления от себя практически невозможен, так как момент от руля высоты недостаточен для преодоления центробежного кабрирующего момента. Поэтому необходимо предварительно отклонением руля направления против штопора создать внутреннее скольжение, тем самым уменьшая величину центробежного кабрирующего момента. При выводе из плоского штопора отклонением ручки управления АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 139 (по элеронам) в сторону вращения устраняется скольжение на внешнее полукрыло, которое возникает в результате действия момента, создаваемого разностью лобовых сопротивлений левого и правого полукрыльев. Рис. 168 Поле зрения и направление взгляда летчика при правом штопоре ФИГУРЫ ПРОСТОГО ПИЛОТАЖА КРИВОЛИНЕЙНОЕ ДВИЖЕНИЕ Овладение фигурами простого, сложного и высшего пилотажа (прямого и обратного) для летчика имеет большое значение, так как пилотаж вырабатывает у него способность быстро и правильно определять положение самолета в пространстве, воспитывает смелость, уверенность в своих действиях. Пилотажем называется маневрирование самолета с целью выполнения определенных фигур в воздушном пространстве. Пилотажные свойства самолета оцениваются способностью его в кратчайшее время изменить положение в пространстве, величину и направление скорости полета. Изменение величины и направления скорости полета достигается увеличением или уменьшением тяги двигателя, силы лобового сопротивления самолета, а также изменением угла атаки. При выполнении пилотажа происходит искривление траектории полета в горизонтальной и вертикальной плоскостях. По степени сложности пилотаж подразделяется на простой, сложный и высший (прямой и обратный). К фигурам простого пилотажа относятся: вираж, горизонтальная восьмерка, спираль, пикирование, горка с углами до 45°, боевой разворот. К фигурам сложного пилотажа относятся: переворот, петля, полупетля, пикирование и горка с углами до 60°, горизонтальная управляемая и штопорная бочка, переворот на горке, управляемые и штопорные вращения на углах до 60° вверх и вниз. К фигурам высшего прямого и обратного пилотажа относятся все остальные фигуры пли их комбинации, включенные в каталог фигур. В каталог фигур включено около 15 тысяч фигур и их комбинаций. Из этих фигур составляются обязательная, произвольная и темная программы соревнований всех рангов по высшему пилотажу на поршневых самолетах. На самолете Як-52 согласно КУЛП-САО-С-86 предусмотрено выполнение на малых и средних высотах простого, сложного и частично высшего пилотажа, а также элементов обратного пилотажа. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 140 На самолете Як-55 согласно КУЛП-САО-С-86 предусмотрено выполнение на малых и средних высотах простого, сложного и высшего (прямого и обратного) пилотажа. Вертикальные маневры на самолетах Як-52 и Як-55 выполняются в основном за счет запаса скорости, а также и за счет силовой установки. При выполнении пилотажа следует помнить, что каждой скорости полета соответствует определенная нагрузка, при которой происходит сваливание (срыв) самолета. При перетягивании ручки управления срыв происходит без предупредительной тряски с энергичным накренением и опусканием капота самолета. В процессе пилотажа необходимо выдерживать рекомендуемые скорости. Это особенно важно при выполнении учебных полетов курсантами и спортсменами первого и второго годов обучения, у которых опыт выполнения пилотажа еще мал. Для самолета Як-52 установлена минимальная скорость выполнения пилотажа, которая равна 140 км/ч. Для ускорения ввода в фигуры пилотажа разгон самолета следует производить не в режиме горизонтального полета, а на снижении, чтобы быстрее набрать скорость для выполнения очередной восходящей фигуры пилотажа и на нисходящей части предыдущей фигуры не допускать снижения оборотов двигателя менее 82%. Увеличение оборотов на пикировании (снижении) необходимо начинать при угле 35...45° с таким расчетом, чтобы ввод в очередную фигуру начинался с горизонтального полета по достижении заданной скорости и при максимальных оборотах двигателя. При выполнении фигур пилотажа особо важное значение имеет осмотрительность, обеспечивающая высокое качество выполнения фигур, а также безопасность полетов. Маневренные качества самолетов определяются величиной силы тяги двигателя, аэродинамическим качеством, эффективностью рулей и величиной допустимых перегрузок, которые вместе взятые зависят от скорости и высоты полета. Следовательно, маневренные качества самолета изменяются при изменении высоты и скорости полета. ОБЩЕЕ ПОНЯТИЕ О КРИВОЛИНЕЙНОМ ПОЛЕТЕ Рассмотренные ранее горизонтальный полет, подъем и снижение относятся к установившимся прямолинейным видам полета, так как действующие аэродинамические силы находятся в равновесии. Эти виды движения являются частными случаями, так как в реальных условиях самолет меняет направление как в горизонтальной, так и в вертикальной плоскостях. Для выполнения криволинейного движения необходима центростремительная сила F цс , которая является нормальной составляющей к траектории движения и направленной к центру кривизны. От величины этой силы зависит кривизна траектории полета (Рис. 169). Центростремительная сила F ц.с вызывает нормальное ускорение JH, определяемое по формуле: r V jH 2 = (11.1) где V - скорость полета по траектории; r - радиус кривизны. Рис. 169 Искривление траектории центростремительной силой Fц с В динамике полета самолета для расчета траектории движения используют траекторную систему координат, в которой начало координат находится в центре тяжести самолета, ось Х направлена по вектору скорости, ось Y перпендикулярна к оси Х и находится в вертикальной плоскости, проведенной через вектор скорости, ось Z перпендикулярна вертикальной плоскости и всегда занимает горизонтальное положение и образует с осями Х и Y прямоугольную систему координат. Следовательно, для определения основных параметров траектории криволинейного движения самолета в траекторией прямоугольной системе координат необходимо знать значения ускорений jx, jy, jz, где jx - ускорение, направленное по касательной к траектории движения и называемое продольным ускорением. Оно характеризует изменение скорости (разгон, торможение); jy-нормальное ускорение, АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 141 характеризующее изменение траектории полета в горизонтальной плоскости; jz- боковое ускорение, характеризующее изменение траектории в вертикальной плоскости. Так, например, в установившемся горизонтальном полете, подъеме и снижении ускорения равны нулю (jx=0, jy=0, jz=0). ДЕЙСТВИЕ РУЛЕЙ УПРАВЛЕНИЯ В КРИВОЛИНЕЙНОМ ПОЛЕТЕ Оно в основном не меняется, но управление самолетом имеет некоторые особенности. Руль высоты в криволинейном полете служит для изменения угла атаки и тем самым - для создания кривизны траектории в плоскости симметрии самолета (Рис. 170). При работе рулем высоты в криволинейном полете (так как самолет, двигаясь по кривой, одновременно поворачивается вокруг поперечной оси, а это приводит к увеличению угла атаки горизонтального оперения) возникает противодействующий момент горизонтального оперения криволинейному полету (демпфирующий момент), вследствие чего для увеличения угла атаки самолета необходимо отклонить руль управления на большую величину. Рис. 170 Противодействие горизонтального оперения криволинейному полету в плоскости симметрии самолета Рис. 171 Противодействие вертикального оперения криволинейному полету в горизонтальной плоскости Руль направления в криволинейном полете, как и в прямолинейном, управляет скольжением самолета. Руль направления так же, как и руль высоты, при выполнении криволинейного полета создает демпфирующий момент (Рис. 171), что, в свою очередь, требует большего его отклонения во внутреннюю сторону криволинейного движения. ВЛИЯНИЕ ГИРОСКОПИЧЕСКОГО МОМЕНТА ВОЗДУШНОГО ВИНТА Допустим, что масса воздушного винта левого вращения самолетов Як-52 и Як-55 сосредоточена в двух грузах 1 и 2 (Рис. 172). В момент, когда воздушный винт находился в вертикальном положении, летчик отклонил ручку управления на себя, что привело к поднятию относительно горизонта капота самолета. Поднятие капота самолета приведет к возникновению скорости грузов и относительно поперечной оси Z, дополнительно к имеющейся уже окружной скорости относительно продольной оси X. Когда грузы займут горизонтальное положение, то по инерции они будут стремиться сохранить приобретенную скорость и при поднятии капота относительно горизонта. В результате действия этих скоростей грузов (направленных в противоположные стороны-груза 1' назад, груза 2' вперед) возникает момент, называемый гироскопическим моментом воздушного винта М у.гир , под действием его самолет начинает разворачиваться влево (при воздушном винте левого вращения). АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 142 Рис. 172 К объяснению гироскопического действия воздушного винта левого вращения на самолетах Як-52 и Як-55 Рис. 173 Гироскопическое действие воздушного винта левого вращения на самолетах Як-52 и Як-55 Реакция самолета, возникающая при отклонении рулей из-за действия гироскопического момента воздушного винта, зависит от направления перемещения капота самолета (Рис. 173). Таким образом, направление перемещения капота самолета относительно горизонта при действии гироскопического момента воздушного винта находится путем перемещения его на 90° вокруг оси воздушного винта в сторону вращения. Влияние гироскопического момента воздушного винта в полете компенсируется отклонением элеронов и руля направления (чаще руля направления) в соответствующую сторону, создавая момент, противоположный гироскопическому. Например, на самолетах Як-52 и Як-55 при взятии ручки управления на себя возникающий момент парируется отклонением руля направления вправо (нажатием на правую педаль). АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПЕРЕГРУЗКИ Перегрузкой называется отношение равнодействующей всех сил (кроме веса), действующих на самолет, к весу самолета. В связанной системе координат определены перегрузки: n х - продольная перегрузка; n у - нормальная перегрузка; n z - боковая перегрузка. Полная перегрузка определяется по формуле 2 2 2 Z У X n n n n + + = (11.2) Продольная перегрузка n х возникает при изменении тяги двигателя и лобового сопротивления. Если тяга двигателя больше лобового сопротивления, то перегрузка положительная. Если же величина лобового сопротивления больше силы тяги двигателя, то перегрузка отрицательная. Продольная перегрузка определяется по формуле G X P n X − = (11.3) АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 143 Боковая перегрузка n z возникает при полете самолета со скольжением. Но по величине боковая аэродинамическая сила Z очень мала. Поэтому в расчетах боковую перегрузку принимают равной нулю. Боковая перегрузка определяется по формуле G Z n Z = (11.4) Выполнение фигур пилотажа в основном сопровождается возникновением больших нормальных перегрузок. Нормальной перегрузкой n у называется отношение подъемной силы к весу самолета и определяется по формуле G Y n У = (11.5) Нормальная перегрузка, как видно из формулы (11.5), создается подъемной силой. В горизонтальном полете при спокойной атмосфере подъемная сила равна весу самолета, следовательно, перегрузка будет равна единице: , 2 2 ГП ГП ГП V Cy G Y ρ = = откуда 1 = = G Y n ГП У ГП |