Аэродинамика самолета. Тема 1
 Скачать 3.35 Mb.
|
|
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА В ПЕРЕВЕРНУТОМ ПОЛЕТЕ Аэродинамические характеристики крыла в перевернутом полете будут иметь некоторые отличия от аэродинамических характеристик крыла в нормальном полете. Эти отличия обусловлены различными картинами обтекания профиля крыла и, следовательно, различным распределением давления вдоль хорды профиля. Для удобства рассуждений целесообразно углы атаки и подъемную силу крыла в перевернутом полете обозначать П П У и α , а знак так, как показано на Рис. 198. Соответственно обозначим и коэффициент подъемной силы - С У П АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 180 Если профиль крыла двояковыпуклый, несимметричный, то, как видно на Рис. 199, картины обтекания крыла в нормальном и перевернутом полете будут отличаться одна от другой. Это отличие будет уменьшаться по мере приближения формы профиля к двояковыпуклой, симметричной. Рис. 198 Обозначения углов атаки и подъемной силы в перевернутом полете У строго симметричных профилей картины обтекания в нормальном и перевернутом полетах практически мало отличаются одна от другой. Имеющее место некоторое различие объясняется действием сил тяготения на частицы воздуха в потоке, обтекающем профиль крыла. У несимметричных профилей картины обтекания и распределения давлений по хорде профиля в прямом и перевернутом полете будут иметь существенные различия. В результате этого изменяется и характер зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки в области отрицательных углов атаки. Рис. 199 Картина обтекания профиля крыла в прямом и перевернутом полете Рис. 200 Кривые Су = f (а) профилей: а - несимметричного; б - симметричного У симметричного профиля, как видно из Рис. 200, коэффициент подъемной силы в области положительных и в области отрицательных углов атаки имеет одинаковый характер изменения при изменении угла атаки. Практически одинаковы абсолютные значения критических углов атаки α КРИТ и максимальных величин коэффициента подъемной силы (Су П макс). У несимметричного профиля в области отрицательных углов атаки абсолютная величина коэффициента Cy МАКС значительно меньше величины Сумакс в области положительных углов атаки. Эта разница будет больше у таких профилей, у которых кривизна верхней поверхности больше, чем кривизна нижней, т. е. у профилей, которые имеют большую относительную кривизну f Критические углы атаки у несимметричных профилей по абсолютной величине, как правило, неодинаковы, причем в области отрицательных углов величина П КРИТ α будет меньше критического угла атаки α КРИТ прямого полета. Лобовое сопротивление крыла в летном диапазоне отрицательных углов атаки не будет равно лобовому сопротивлению крыла на положительных углах атаки при полете на одних и тех же значениях Су. Например, при полете на скорости и в нормальном и перевернутом положениях потребная величина коэффициента подъемной силы будет одинакова в том и в другом случае и составит по абсолютной величине АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 181 2 2 υ ρ ⋅ ⋅ = S G Cy (13.1) Однако углы между хордой крыла и направлением набегающего потока при этом будут отличаться из-за наличия угла атаки нулевой подъемной силы 0 α (см. Рис. 200). Рис. 201 Влияние угла установки крыла на угол между продольной осью самолета и горизонтом Можно записать, что при Су = Су П будем иметь 0 1 1 2 α α α = − П . (13.2) Следовательно, в перевернутом полете угол между хордой профиля и направлением набегающего потока при прочих равных условиях больше аналогичного угла прямого полета на величину 2 α 0 . По этой причине в перевернутом полете профильное сопротивление крыла на одинаковых по абсолютному значению Су будет больше, чем в прямом полете. Из этого следует, что при полете на одинаковых скоростях в перевернутом полете лобовое сопротивление крыла будет больше, чем в прямом полете. Самолеты, предназначенные для выполнения длительных полетов в перевернутом положении и пилотажа с отрицательным значением подъемной силы, должны иметь крыло, набранное из профилей по своей форме, близких к симметричным. Лобовое сопротивление самолета в перевернутом полете обычно имеет большую величину, чем лобовое сопротивление в нормальном полете. Это обусловливается особенностями конструкции фюзеляжа, предусматривающей минимальное сопротивление в обычном полете; вредной интерференцией крыла и фюзеляжа, наличием положительного установочного угла крыла. В нормальном полете при угле атаки крыла αуст угол между продольной осью фюзеляжа и направлением набегающего потока меньше угла атаки на величину установочного угла крыла. Тем самым снижается лобовое сопротивление фюзеляжа. В перевернутом положении этот угол, наоборот, будет больше, чем угол атаки, на двойную величину установочного угла крыла. Например, если установочный угол равен +2°, то при полете на угле атаки α = 5° в нормальном полете угол между продольной осью самолета и набегающим потоком будет составлять +3°, а в перевернутом по абсолютной величине он будет равен /7°/, т. е. УСТ П Ф α α α + = Все это вызовет увеличение лобового сопротивления самолета в перевернутом полете по сравнению с полетом в нормальном положении. Поляра крыла самолета показывает зависимость коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления крыла от угла атаки в положительной и отрицательной областях. На поляре (см. Рис. 202) видно, что величина максимального значения коэффициента подъемной силы / П МАКС Су / в области отрицательных углов атаки меньше, чем МАКС Су нормального полета, а КРИТ П КРИТ α α < Рис. 202 Поляра крыла и самолета Поляра самолета в целом строится с учетом дополнительных величин подъемной силы и лобового сопротивления, создаваемых фюзеляжем и другими частями самолета. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 182 Выше было установлено, что при полете при одинаковых значениях коэффициента подъемной силы в прямом и перевернутом полетах у самолетов, имеющих крыло с несимметричным профилем, коэффициенты лобового сопротивления и крыла и фюзеляжа будут большими при полете в перевернутом положении. Из сказанного можно сделать вывод: в перевернутом полете при прочих равных условиях лобовое сопротивление всегда будет больше, чем в нормальном полете. Аэродинамическое качество самолета есть отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления Но так как лобовое сопротивление самолета в перевернутом полете всегда больше лобового сопротивления в нормальном полете, то, следовательно, аэродинамическое качество самолета в перевернутом полете всегда меньше, чем в нормальном полете. КРИВЫЕ ЖУКОВСКОГО ДЛЯ ПЕРЕВЕРНУТОГО ПОЛЕТА Кривые потребных и располагаемых тяг (кривые Жуковского) являются основой для оценки летно- тактических характеристик самолета. Рис. 203. Кривые Жуковского для нормального и перевернутого полета Порядок расчета и построения кривых потребных и располагаемых тяг горизонтального перевернутого полета производится по такой же методике, что и для нормального, прямого полета. Располагаемая тяга силовой установки, как правило, не зависит от положения самолета относительно его продольной оси, поэтому кривые располагаемых тяг будут одни и те же для нормального и перевернутого полетов. В основу расчета кривых потребных тяг берется поляра данного самолета, в которой учтены все особенности, присущие перевернутому полету. На Рис. 203 показаны кривые Жуковского для нормального и для перевернутого полета. Анализ графика показывает: 1. Минимальная скорость П МИН υ в перевернутом полете больше, чем в нормальном. Это объясняется тем, что по абсолютной величине максимальное значение коэффициента подъемной силы в перевернутом положении меньше, чем в нормальном 2. Минимальная потребная тяга в перевернутом полете Рмин больше, чем в нормальном, так как аэродинамическое качество в перевернутом полете всегда меньше, чем в нормальном 3. Максимальная скорость в перевернутом полете υ макс меньше, чем в нормальном, из-за увеличения лобового сопротивления. 4. Избыток тяги в перевернутом полете П Р Δ на всем диапазоне скоростей по своей величине меньше, чем в нормальном полете на той же скорости 5. Диапазон скоростей перевернутого полета П υ Δ меньше, чем в нормальном полете, так как П МИН υ увеличилась, П МАКС υ уменьшилась Из анализа графика следует, что в перевернутом полете все летные данные самолета по сравнению с нормальным полетом ухудшаются. Для того чтобы ослабить нежелательное ухудшение летных характеристик самолета в перевернутом полете, при проектировании пилотажных самолетов следует учитывать особенности аэродинамики перевернутого полета, для чего необходимо: АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 183 - крыло набирать из симметричных профилей или из профилей с минимальной относительной кривизной f ; - уменьшать (по возможности до 0°) установочный угол крыла; - учитывать вредную интерференцию крыла и фюзеляжа в перевернутом полете; - желательно, чтобы отклонения руля высоты вниз и вверх были примерно одинаковы. Кроме аэродинамических особенностей перевернутого полета, имеет место ряд конструктивных и технических требований (как, например, обеспечение длительной работы силовой установки в перевернутом положении, обеспечение необходимой прочности и жесткости конструкции при полете с отрицательными перегрузками), без учета которых пилотирование самолета в перевернутом положении будет затруднено. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА В ПЕРЕВЕРНУТОМ ПОЛЕТЕ Продольной устойчивостью называется способность самолета без вмешательства летчика сохранять заданный угол атаки при случайном его изменении под воздействием внешних сил. Это определение в полной мере относится и к перевернутому полету. Рис. 204 График тz = f (СуП, ) для перевернутого полета На устойчивом в продольном отношении самолете в перевернутом полете должны сохраняться те же условия равновесия, что и в нормальном полете. Положение фокуса профилей крыла современных самолетов в перевернутом полете в летном диапазоне углов атаки практически остается без изменения. Однако фокус самолета в целом у некоторых самолетов в перевернутом полете может быть смещен назад за счет угла установки стабилизатора, рассчитанного на нормальный полет. Кроме того, в перевернутом полете уменьшается величина m Z 0 (момент самолета при Су = 0) вследствие изменения скоса потока в районе горизонтального оперения, наличия угла установки стабилизатора и ряда других факторов. Все это приводит к тому, что в перевернутом полете продольная устойчивость несколько отличается от продольной устойчивости в нормальном полете. На Рис. 204 показан график изменения коэффициента продольного момента самолета тгс в перевернутом полете в зависимости от изменения коэффициента подъемной силы (Су П ) и от положения руля высоты. Поперечная устойчивость - это способность самолета самостоятельно, без вмешательства летчика, устранять возникший крен. У самолетов, имеющих прямое (не стреловидное) крыло, для улучшения поперечной устойчивости в нормальном полете крылу придают положительный угол поперечного V. При полете в перевернутом положении (на спине) поперечная устойчивость у таких самолетов ухудшается. Такое ухудшение поперечной устойчивости наблюдается, например, у самолета Як- 18П, имеющего положительный угол поперечного V крыла, равный +7° 30'. Если самолет летит без скольжения, то при возникновении крена, вследствие увеличения угла атаки у опускающегося крыла и уменьшения у поднимающегося, центр давления сместится в сторону опускающегося крыла. Появляется момент относительно продольной оси, направленный на устранение возникающего крена. Возникновению крена препятствует также момент поперечного демпфирования крыла. Однако при наличии скольжения, которое при образовании крена вызывается составляющей веса Gz, возникает составляющая скорости, направленная вдоль крыла. При наличии положительного поперечного V крыла, которое в перевернутом положении фактически становится отрицательным, угол атаки крыла, на которое происходит скольжение, уменьшается, а у противоположного - увеличивается АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 184 Рис. 205 Скольжение самолета в перевернутом полете (Рис. 205). Это приводит к уменьшению моментов, препятствующих образованию крена и скольжения, т. е. к ухудшению поперечной устойчивости. Очевидно, что у тех самолетов, у которых поперечное V крыла невелико или равно нулю, поперечная устойчивость в перевернутом полете или совсем не будет изменяться или будет увеличиваться, если крыло имеет отрицательный угол поперечного V. Ухудшение поперечной устойчивости в перевернутом полете усложняет пилотирование и требует от летчика повышенного внимания. Путевая устойчивость - способность самолета самостоятельно устранять возникшее скольжение. Путевая устойчивость самолета зависит от площади вертикального оперения, длины фюзеляжа, центровки, формы крыла в плане (угла стреловидности). Все эти параметры, а также условия обтекания практически не изменяются при переходе от нормального к перевернутому полету. Поэтому можно считать, что путевая устойчивость в перевернутом полете практически не отличается от путевой устойчивости того же самолета в нормальном полете. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ В ПЕРЕВЕРНУТОМ ПОЛОЖЕНИИ (ПОЛЕТ НА СПИНЕ) В перевернутом горизонтальном полете на самолет действуют те же основные силы, что и в нормальном горизонтальном полете (Рис. 206), - сила веса G, направленная вниз; - сила тяги силовой установки Р, направленная вперед по продольной оси самолета. Для удобства рассмотрения полагают направление силы Р горизонтальным. Погрешность при этом невелика; - подъемная сила Y п , направленная вверх; - сила лобового сопротивления Q, направленная назад. Рис. 206 Схема сил в горизонтальном перевернутом полете Последние две силы являются составляющими полной аэродинамической силы. Так же, как и в нормальном полете, для упрощения полагают, что силы, действующие на самолет, приложены в его центре тяжести. Условие равномерности и прямолинейности в горизонтальном перевернутом полете: 2 ; G Q P G Y П + = = (13.3) Ранее было установлено, что в перевернутом полете все основные характеристики горизонтального полета ухудшаются: теоретическая минимальная скорость возрастает, а максимальная уменьшается, аэродинамическое качество так же уменьшается. Практически минимальная скорость перевернутого полета, как и нормального полета, соответствует П МАКС П Су Су 85 , 0 = , что превышает теоретически минимальную АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 185 скорость полета на ≈ 15%. Эта скорость в перевернутом; горизонтальном полете является минимально допустимой для обеспечения удовлетворительной устойчивости и управляемости самолета. При этом следует помнить, что абсолютная величина Су П МАКС для самолета с крылом несимметричного профиля бывает обычно меньше, чем в нормальном горизонтальном полете. Вследствие этого величина теоретической минимальной скорости перевернутого полета (а также и практически минимальной) будет больше, чем в нормальном горизонтальном полете. Это должно учитываться летным составом при пилотировании самолета в перевернутом положении. ПОДЪЕМ САМОЛЕТА В ПЕРЕВЕРНУТОМ ПОЛОЖЕНИИ Как и в нормальном полете, установившимся подъемом в перевернутом положении называется подъем самолета по прямолинейной восходящей траектории с постоянной скоростью (Рис. 207) Рис. 207 Схема сил при подъеме в перевернутом полете Так как избыток мощности (следовательно и тяги) в перевернутом полете всегда меньше, чем при нормальном полете на той же скорости, то угол установившегося подъема θ в перевернутом положении всегда меньше угла подъема при нормальном положении. Однако в перевернутом положении у самолетов, имеющих крыло с несимметричными профилями, из-за ухудшения аэродинамики крыла, а также из-за наличия положительного установочного угла крыла, угол между продольной осью самолета и плоскостью горизонта будет всегда больше, чем в нормальном полете на той же скорости. Это повлечет за собой увеличение лобового сопротивления, а угол подъема θ и скороподъемность П У υ будут соответственно уменьшаться. Большая разница между углом подъема и углом между продольной осью самолета и плоскостью горизонта усложняет пилотирование самолета, труднее становится судить об угле подъема по наклону продольной оси самолета к горизонту. Поэтому летчик должен больше уделять внимания указателю скорости, вариометру. Меньше будет и вертикальная скорость из-за уменьшения избытка мощности G Vy П ΔΝ ⋅ = 75 . (13.4) Из вышесказанного можно сделать заключение, что при установившемся подъеме самолета в перевернутом положении все характеристики подъема ухудшаются. ПЛАНИРОВАНИЕ В ПЕРЕВЕРНУТОМ ПОЛОЖЕНИИ Установившимся планированием самолета в перевернутом положении называется прямолинейный полет по нисходящей траектории с постоянной скоростью (Рис. 208). Рис. 208 Схема сил при планировании в перевернутом положении Рис. 209 К определению угла наклона продольной |