Аэродинамика самолета. Тема 1
 Скачать 3.35 Mb.
|
|
Рис. 174 Действие центробежной силы инерции на летчика а - при резком увеличении угла атаки, б - при резком уменьшении угла атаки В криволинейном полете, когда подъемная сила становится больше веса самолета, перегрузка будет больше единицы. При движении самолета по криволинейной траектории центростремительной силой является, как уже говорилось, подъемная сила, т. е. давление воздуха на крылья. При этом величине центростремительной силы всегда сопутствует равная, но противоположная по направлению центробежная сила инерции, которая выражается силой давления крыльев на воздух. Причем центробежная сила действует подобно весу (массе), а так как она всегда равна центростремительной силе, то при увеличении последней возрастает во столько же раз. Таким образом, аэродинамическая перегрузка подобна увеличению веса самолета (летчика). При появлении перегрузки летчику кажется, что его тело стало тяжелее. Нормальная перегрузка делится на положительную и отрицательную. Когда перегрузка прижимает летчика к сиденью, то эта перегрузка положительная, если же отделяет его от сиденья и удерживает на привязных ремнях - отрицательная(Рис. 174). В первом случае кровь будет отливать от головы к ногам, во втором случае - приливать к голове. Как уже говорилось, увеличение подъемной силы в криволинейном движении равносильно увеличению веса самолета на ту же величину, тогда , 2 2 S V Cy G ny Y ГП P P P ρ = = (11.6) откуда АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 144 , ГП P ГП P P УP Cy Су Y Y G Y n = = = (11.7) где n ур - располагаемая перегрузка. Из формулы (11.7) видно, что величина располагаемой перегрузки определяется запасом коэффициентов подъемной силы (запасов углов атаки) от потребного для горизонтального полета до его безопасного значения (Су ТР или Су КР ). Максимально возможная нормальная перегрузка может быть получена тогда, когда в полете на данной скорости и высоте полета будут полностью использованы возможности самолета по созданию подъемной силы. Эту перегрузку можно получить в том случае, когда самолет резко (без заметного уменьшения скорости полета) выводится на С у =С у макс : 2 2 G S V Cy G Y n МАКС МАКС y ⋅ = = ρ (11.8) Однако до такой перегрузки нежелательно доводить самолет, так как произойдет потеря устойчивости и срыв в штопор или штопорное вращение. По этой причине не рекомендуется на больших скоростях полета, особенно при выходе из пикирования, отклонять резко ручку управления на себя. Поэтому максимально возможную или располагаемую перегрузку принимают меньшей по величине, чтобы предупредить выход самолета на режим тряски. Формула определения этой перегрузки имеет вид ) 85 , 0 8 , 0 ( макс y P y n n + = (11.9) Для самолетов Як-52 и Як-55 графические зависимости располагаемых перегрузок от скорости полета показаны на Рис. 175, Рис. 176. При выполнении полетов на самолетах Як-52 и Як-55 располагаемая нормальная перегрузка в основном ограничена по прочностным характеристикам самолета. Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка для самолета Як-52: с колесным шасси: положительная +7; отрицательная -5; с лыжным шасси: положительная +5; отрицательная -3. Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка для самолета Як-55: в тренировочном варианте: положительная +9; отрицательная -6; в перегоночном варианте: положительная +5; отрицательная -3. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 145 Рис. 175 Располагаемые перегрузки самолета Як- 52 при Н=1000 м Рис. 176 Располагаемые перегрузки самолета Як- 55 при Н=1000 м Превышение в полете этих перегрузок запрещается, так как могут появиться остаточные деформации в конструкции самолета. При выполнении установившихся криволинейных маневров перегрузка зависит от запаса тяги силовой установки. Запас тяги определяется из условия сохранения заданной скорости в течение всего маневра. Предельной перегрузкой по располагаемой тяге n у ПРЕД называется наибольшая перегрузка, при которой тяга силовой установки еще уравновешивает лобовое сопротивление. Она определяется по формуле K G P Cx G C p ny P У p ПРЕД = ⋅ = (11.10) Предельная по располагаемой тяге перегрузка зависит от скорости и высоты полета, так как вышеуказанные факторы влияют на располагаемую тягу Рр и от скорости аэродинамическое качество К. Для расчета зависимости n у ПРЕД V необходимо иметь кривые Рр (V)для различных высот и сетку поляр. Для каждого значения скорости с кривой Рр (V) снимают значения располагаемой тяги, определяют , gS P Cx P = с поляры для соответствующей скорости V снимают величину коэффициента Су и рассчитывают по формуле (11.10). При маневрировании в горизонтальной плоскости с перегрузкой меньше располагаемой, но более предельной по тяге самолет будет терять скорость или высоту полета. ВЛИЯНИЕ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА НА ВЕЛИЧИНУ РАСПОЛАГАЕМОЙ НОРМАЛЬНОЙ ПЕРЕГРУЗКИ. С изменением высоты полета изменяется плотность воздуха, следовательно, изменяется и потребный коэффициент подъемной силы Су, поэтому, как следствие, изменяется и располагаемая нормальная перегрузка. Располагаемая перегрузка у земли при полете со скоростью V ГП равна 2 2 0 0 G S V Cy ny ГП ТР PH ρ = = (11.11) При полете на другой высоте при той же скорости горизонтального полета располагаемая перегрузка n УР будет равна АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 146 2 2 0 G S V Cy ny ГП ТР H ρ = (11.12) Величина располагаемого коэффициента подъемной силы от высоты полета не зависит, следовательно, при том же полетном весе из формул (11.11) и (11.12) можно найти располагаемую перегрузку на высоте полета Н: 0 0 ρ ρ Н У У РН РН n n = = (11.13) Из формулы (11.13) видно, что с поднятием на высоту располагаемая перегрузка уменьшается и на практическом потолке возможен только горизонтальный полет, при котором n у=1. Для измерения перегрузки на самолете устанавливают прибор, получивший название акселерометр. Летчик, руководствуясь показаниями этого прибора, может своевременно уменьшить перегрузку, когда она становится опасной для прочности самолета. На самолетах Як-52 и Як-55 установлен акселерометр АМ-9С. Ограничение перегрузки n у по прочности самолета. Предельно допустимые для конструкции самолета перегрузки зависят от его назначения. Наибольшую эксплуатационную перегрузку имеют маневренные самолеты, такие как пилотажные, спортивные и самолеты-истребители. Существуют официальные государственные нормы прочности, устанавливающие предельно допустимые (эксплуатационные) перегрузки для каждого класса самолетов. Физиологические ограничения перегрузок связаны с воздействием перегрузок на человеческий организм. Под воздействием перегрузок в человеческом организме происходит утяжеление всех его органов, деформация скелета, отлив крови от одних органов и прилив ее к другим. Величина перегрузки, которую может перенести человек, зависит от направления перегрузки, от времени ее воздействия и темпа нарастания, а также от общей и физической подготовки. На переносимость перегрузки влияют следующие факторы: удобство расположения сиденья; температура; давление воздуха в кабине; степень утомляемости; субъективные особенности летчика. Легче переносятся перегрузки в направлении «спина - грудь» и «грудь - спина» и труднее - «таз - голова» (особенно при отрицательных перегрузках). При отрицательных перегрузках прилив крови к голове резко сказывается на работоспособности летчика. Поэтому для успешного овладения акробатическим пилотажем на самолете Як-55 необходимо заниматься физической подготовкой. ВИРАЖ САМОЛЕТА Вираж самолета - это криволинейный полет самолета в горизонтальной плоскости с разворотом на 360°. Часть виража, имеющая цель изменение направления движения на угол, меньший 360°, называется разворотом. Вираж с постоянной скоростью и углом крена называется установившимся. Установившийся вираж без скольжения называется правильным (Рис. 177, а). Рис. 177 Схемы виражей: а - правильный вираж; б - вираж с внутренним скольжением; в - вираж с внешним скольжением АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 147 Рис. 178 Схема сил, действующих на самолет на вираже (вид спереди) Вираж может быть неустановившимся, при котором будет меняться скорость и радиус, вираж со скольжением, вираж с набором или потерей высоты. Если самолет имеет скольжение во внутреннюю сторону виража или во внешнюю, то направление скорости не совпадает с плоскостью симметрии и составляет с ней некоторый угол β (Рис. 177, б, в). В первом случае скольжение называется внутренним, во втором - внешним. ПРАВИЛЬНЫЙ ВИРАЖ. СХЕМА СИЛ И УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ На вираже на самолет действует подъемная сила Y и лобовое сопротивлениеX, вес самолета G и тяга силовой установки Р. Для осуществления виража необходима неуравновешенная сила, направленная горизонтально к центру виража - центростремительная сила. Для получения этой силы необходимо накренить самолет элеронами в сторону виража на угол γ, который называется углом крена (Схема сил, действующих на самолет на вираже (Рис. 178). В результате этого на тот же угол наклонится и вектор подъемной силы крыла Y. Разложив эту силу по вертикали и горизонтали, получим две силы - Ycos γ и Ysin γ . Из них сила Ycos γ должна уравновешивать силу веса самолета G, а сила Y sin γ служит центростремительной силой. Значит, для осуществления правильного виража подъемная сила должна увеличиться с таким расчетом, чтобы ее вертикальная составляющая Ycos γ могла уравновесить вес самолета G. Это достигается двумя способами: увеличением угла атаки или увеличением скорости полета. Если не выполнить эти условия, то вертикальная составляющая Ycos 7 будет меньше веса самолета и под действием разности сил (G-Ycos 7) самолет будет снижаться на вираже, т. е. получится неправильный вираж - со скольжением. Уравнения движения на правильном вираже будут иметь вид: условие постоянства скорости Р-Х=0; (11.14) условие постоянства высоты Ycos γ -G=0; (11.15) условие искривления траектории ; sin 2 В r mV Y = γ (11.16) где r в - радиус виража. ПОТРЕБНАЯ ПЕРЕГРУЗКА НА ВИРАЖЕ Для выполнения виража подъемная сила должна быть увеличена, и тем больше, чем больше крен. Следовательно, на вираже создается перегрузка, причем она будет расти с увеличением крена. На правильном вираже вес уравновешивается вертикальной составляющей подъемной силы. Выполняется условие G=Ycos γ , откуда нормальная перегрузка на вираже равна cos 1 γ = = G Y ny (11.17) Таким образом, на правильном вираже величина потребной перегрузки определяется только углом крена. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 148 Зависимость потребной перегрузки n у от углов крена на вираже показаны на графике Рис. 179. Рис. 179 Зависимость перегрузки на вираже от крена Следовательно, чем больше перегрузка, тем больше угол крена. При крене более 85° потребная перегрузка превышает эксплуатационную самолета Як-55 (+9), а при крене более 75°-эксплуатационную самолета Як-52 (+7).. Величина предельного угла крена на вираже ограничивается теми же факторами, что и величина располагаемой и предельной по тяге перегрузки. С подъемом на высоту величина предельного угла крена в соответствии с уменьшением предельной перегрузки будет понижаться, вызывая при этом увеличение радиуса и времени виража. Следовательно, следует помнить, что при выполнении виража на предельном угле крена по тряске даже незначительное увеличение угла крена может привести к срыву, так как запас по перегрузке от тряски до срыва невелик. СКОРОСТЬ, ПОТРЕБНАЯ ДЛЯ ПРАВИЛЬНОГО ВИРАЖА Для выполнения виража необходимо увеличить подъемную силу по сравнению с горизонтальным полетом. Этого увеличения можно достичь увеличением скорости полета при сохранении угла атаки либо увеличением угла атаки при сохранении скорости горизонтального полета. Если , , Су Cy Cу const ГП B = = = α то из уравнения γ ρ γ cos 2 cos 2 S V Cy Y G В = = получим cos 1 2 У ГП В n V S Cy G V = ⋅ = γ ρ (11.18) Скорость, потребная на вираже, в У n раз больше, чем в горизонтальном полете. Так как перегрузка на вираже всегда больше единицы, то и потребная скорость всегда больше скорости горизонтального полета при том же угле атаки. Но это не значит, что для выполнения виража необходимо увеличить скорость. Если до выполнения виража полет выполнялся на малом угле атаки, т. е. на большой скорости, то для увеличения подъемной силы на вираже можно увеличить угол атаки. Если же до выполнения виража полет выполнялся на больших углах атаки, т. е. на малой скорости, то увеличить угол атаки нецелесообразно, так как возможен срыв в штопор или штопорное вращение, поэтому необходимо в этом случае увеличить скорость. В последнем случае летчик нередко допускает ошибку, которая приводит к срыву в штопор. Из полученной зависимости (11 18) следует, что на вираже скорость срыва, а также скорость, соответствующая наивыгоднейшему углу атаки, будут большими, чем в горизонтальном полете, так как , cos 1 2 2 У ГП В n Cy S V G Cy = ⋅ = γ ρ (11.19) при условии, что V B =V ГП =V. ВЛИЯНИЕ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА НА ПОТРЕБНУЮ СКОРОСТЬ НА ВИРАЖЕ С увеличением высоты полета скорость, потребная для виража, увеличивается. При этом нужно помнить, что на высоте скорость по прибору УС-450К остается неизменной. Поэтому, выполняя вираж на АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 149 высоте, необходимо выдерживать ту же скорость по прибору, которая необходима для выполнения виража у земли (при одинаковом полетном весе самолета). Влияние веса самолета. С увеличением веса потребная скорость возрастает (смотри горизонтальный полет). Соответственно возрастает и потребная скорость для виража. Влияние веса на скорость виража легко проследить, сопоставив характеристики виража самолетов Як-52 и Як-55. ТЯГА И МОЩНОСТЬ, ПОТРЕБНЫЕ ДЛЯ ВИРАЖА Потребной тягой и мощностью для виража называется необходимая тяга или мощность, уравновешивающая лобовое сопротивление самолета на правильном вираже при данных значениях угла атаки и угла крена. Увеличение потребной скорости на вираже при неизменном угле атаки или увеличение угла атаки при неизменной скорости сопровождается увеличением лобового сопротивления по сравнению с его величиной в горизонтальном полете. Поэтому потребные для виража тяга и мощность должны быть больше, чем для горизонтального полета. Рис. 180 Увеличение потребной для виража мощности в зависимости от угла крена Как и в горизонтальном полете, тяга на вираже равна лобовому сопротивлению , 2 2 S V С X P В X В В ρ = = но минимально допустимая скорость на вираже равна , У ГП В n V Р = следовательно, при этой скорости , 2 2 S n V С P У В X В ρ = откуда У ГП В n Р Р = (11.20) Из формулы (11.20) следует, что с увеличением крена (перегрузки) потребная тяга на вираже возрастает Увеличение тяги на вираже возможно только за счет избытка тяги силовой установки Δ Р. Потребная мощность равна произведению потребной тяги на скорость , 75 75 У ГП У ГП В В В n V n Р V Р N = = откуда 3 У ГП B n N N = (11.21) Из формулы (11.21) следует, что с увеличением крена (перегрузки) потребная мощность на вираже возрастает пропорционально корню квадратному из куба перегрузки. Следовательно, с увеличением крена АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 150 потребная мощность увеличивается сначала медленно, а потом все более резко (Рис. 180). На графике рисунка изображена зависимость потребной мощности для виража, ⎟⎟ ⎠ ⎞ ⎜⎜ ⎝ ⎛ ГП B N N отношение от угла крена. Например, при крене 20° потребная для виража мощность больше потребной для горизонтального полета на малую величину; при крене, равном 50°,- в два раза больше; при крене, равном 60°,- в три раза больше, а при крене, равном 70°,- в пять раз больше. Таким образом, для выполнения виража необходимо иметь избыток мощности. |