Лекции по аэродинамике. Учебное пособие по аэродинамике содержание содержание 2 раздел I. Основы аэродинамики 4 Тема основные понятия и законы аэродинамики 4 Классификация летательных аппаратов 5 атмосфера земли 6

• Название: Учебное пособие по аэродинамике содержание содержание 2 раздел I. Основы аэродинамики 4 Тема основные понятия и законы аэродинамики 4 Классификация летательных аппаратов 5 атмосфера земли 6
• Анкор: Лекции по аэродинамике.doc
• Дата: 28.01.2017
• Размер: 9.65 Mb.
• Имя файла: Лекции по аэродинамике.doc
• Тип: Учебное пособие; #243
• страница: 34 из 40

Путевая устойчивость самолета

Способность самолета без вмешательства летчика восстанавливать первоначальное состояние путевого равновесия называется путевой устойчивостью.

П
редположим, что под действием внешних возмущений самолет повернется относительно вертикальной оси оy₁ на некоторый угол рыскания. При этом будет нарушена симметрия обтекания самолета, возникает боковая обдувка (Рисунок13.10.б).

Рисунок13.10 Восстановление путевого равновесия
В результате воздействия воздушного потока на боковую поверхность фюзеляжа и на вертикальное оперение появятся боковые силы Р, которые создадут момент, направленный на возвращение самолета в исходное положение.

Величина восстанавливающего момента М_восст зависит от:

-площади вертикального оперения;

-носовой и хвостовой части фюзеляжа;

-центровки самолета;

-стреловидности крыла.

Восстанавливающий момент самолета определяется по формуле:


Момент от аэродинамической силы носовой части фюзеляжа Р_нос.ф будет уменьшать восстанавливающий момент, а хвостовой Р_хв.ф – увеличивать.

-Основная доля восстанавливающего момента приходится на вертикальное оперение от боковой силы Р_во. Благодаря вертикальному оперению самолет, подобно флюгеру, стремится стать по потоку и самостоятельно восстановить нарушенное равновесие. Поэтому путевую устойчивость называют флюгерной.

-Большая длина носовой части фюзеляжа современных самолетов ухудшает путевую устойчивость, поэтому вертикальное оперение таких самолетов имеет увеличенные размеры.

-Увеличение длины хвостовой части фюзеляжа улучшает путевую устойчивость, так как увеличивается восстанавливающий момент за счет плеча l_в.о боковой силы вертикального оперения Р_во.

-Смещение центровки самолета вперед равносильно увеличению длины хвостовой части фюзеляжа.

-Стреловидность крыла оказывает положительное влияние на путевую устойчивость самолета. На Рисунок 13.11 видно, что при скольжении стреловидного крыла с углом на вынесенном вперед полукрыле лобовое сопротивление станет больше, чем на другом (Х_Л>Х_ПР). Возникает дополнительный восстанавливающий момент крыла:

М
у _ВОС = Х_ЛЕВ ·α – Х_ПР · b .


Рисунок 13.11 Влияние стреловидности на путевую устойчивость
Выводы:

-Путевая и поперечная устойчивость связаны между собой и объединены в понятие боковой устойчивости;

-Поперечная устойчивость самолета обеспечивается крылом. Путевая устойчивость самолета обеспечивается благодаря удлинению хвостовой части фюзеляжа и наличию вертикального оперения.

-Запас боковой устойчивости зависит от геометрических характеристик крыла и самолета, центровки, а также от величины угла атаки и скорости полета.

Задача 1: Нарисуйте схему действия на самолёт продольного востанавливающего момента.

Задача 2: Необходимо уменьшить продольную устойчивость самолёта. Как для этого нужно изменить площадь крыла, стреловидность крыла, угол поперечного «V» крыла?
Занятие №25

Тема 2.4. УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА

Понятие управляемости
Под управляемостью самолета понимается его способность изменять или восстанавливать равновесие под действием отклонения рулей управления.

Управление самолетом состоит из систем управления рулем высоты, рулем направления и элеронами. С помощью проводки управления рули связаны с рычагами управления, находящимися в кабине пилота (Рисунок14.1).



Рисунок 14.1 Управление самолетом:

а) – рулем высоты; б) – рулем направления; в) – элеронами
Так как равновесие рассматривается относительно связанных осей оx₁,оy₁ и оz₁ и подразделяется на продольное, поперечное и путевое, управляемость также изучается в виде продольной, поперечной и путевой.

Поперечная и путевая управляемость объединяются в понятие боковой управляемости.

Поворот и балансировка самолета относительно поперечной оси оz₁ осуществляются рулями высоты (или управляемым стабилизатором). Командный рычаг управления рулем высоты и элеронами представляет собой штурвальную колонку 1, Рисунок14.1,а.

При отклонении колонки от себя руль высоты отклоняется вниз. Самолет уменьшает угол тангажа. При отклонении колонки на себя самолет поворачивается на увеличение угла тангажа.

Относительно продольной оси оx₁ самолет балансируется и поворачивается с помощью элеронов, отклоняющихся на правом и левом полукрыльях в противоположные стороны. При повороте штурвала 3 вправо правый элерон поднимается, левый – опускается. Самолет кренится вправо.

При повороте штурвала влево происходит поднятие левого элерона и опускание правого. Самолет кренится влево, Рисунок14.1,в.

Относительно оси оy₁ самолет балансируется и поворачивается с помощью руля поворота. Управление рулем направления осуществляется с помощью ножных педалей. Если пилот перемещает правую педаль вперед, то руль направления отклоняется вправо. Самолет поворачивается вправо. Если перемещается левая педаль вперед, то руль направления отклоняется влево. Самолет поворачивается влево, Рисунок14.1,б.

Аэродинамический руль представляет собой отклоняющуюся часть крыла, горизонтального оперения или вертикального оперения.

За счет отклонения руля образуется дополнительная аэродинамическая сила на несущей поверхности крыла, стабилизатора или киля, которая создает момент, необходимый для управления самолетом относительно его центра тяжести.

Принцип действия руля основан на изменении кривизны профиля управляющей поверхности (крыла, хвостового оперения), Рисунок14.2.



Рисунок14.2 Принцип действия аэродинамического руля
Отклонение руля приводит к перераспределению давления на неподвижных несущих поверхностях, снабженных рулем.

Показателем управляемости является степень управляемости самолета.

Степень управляемости характеризуется углом, на который повернется самолет при отклонении соответствующего руля на 1⁰.

Самолеты с малой устойчивостью имеют высокую степень управляемости, так как чтобы вывести самолет из положения равновесия относительно какой либо оси, требуется незначительный момент управления, а, следовательно, очень малое отклонение соответствующего руля. Такими самолетами трудно управлять из-за их повышенной чувствительности к управлению.

И, наоборот, самолеты с большой устойчивостью обладают пониженной степенью управляемости. Для управления таким самолетом значительно возрастают потребные углы отклонения руля, возрастают нагрузки в системе управления. По этой причине возможна потеря управляемости.


Продольная управляемость
Способность самолёта изменять своё положение в полёте относительно поперечной оси оz₁ при отклонении пилотом руля высоты называется продольной управляемостью.

Если, например, отклонить руль высоты вниз на некоторый угол _В (рис 14.2), то за счет увеличения кривизны возникает дополнительное разрежение над стабилизатором и повышение давления под ним. Появится приращение подъемной силы на горизонтальном оперении У_Г.О..

При отклонении руля высоты вверх разрежение появляется уже на нижней поверхности – приращение подъемной силы У_Г.О изменит направление вниз.

Дополнительная подъемная сила У_Г.О. создает момент относительно центра тяжести самолета М_го⁼_{_}Y_гo. L_го (см. Рисунок12.5). Это приведет к нарушению продольного равновесия и вызовет поворот самолета вокруг оси оz₁ и последующее изменение угла атаки.
Поперечная управляемость
Способность самолета поворачиваться вокруг своей продольной оси оx₁ при отклонении элеронов называется поперечной управляемостью.

Принцип действия элеронов аналогичен принципу действия рулей высоты (Рисунок14.3).




Рисунок 14.3 Принцип действия элеронов
Для того чтобы накренить самолет влево, летчик отклоняет ручку влево. При этом левый элерон поднимается вверх, а правый опускается вниз. Изменяется кривизна профиля крыла на участке расположения элерона. Поэтому изменяется и угол атаки этой части крыла.

У полукрыла с опущенным элероном угол атаки увеличится, следовательно, увеличится и коэффициент подъемной силы Су. На крыле с поднятым элероном коэффициент подъемной силы и угол атаки, наоборот, уменьшаются.

Разные подъемные силы полукрыльев создают кренящий момент М_Хкрен относительно продольной оси. Самолет будет вращаться в сторону полукрыла с поднятым элероном, в сторону отклоненной ручки управления.
П
ри отклонении элеронов изменяются также силы лобового сопротивления. На полукрыле с опущенным элероном лобовое сопротивление будет больше, чем на полукрыле с поднятым элероном. Разность лобовых сопротивлений приводит к развороту самолета вокруг вертикальной оси оy₁(Рисунок 14.4)._.

Рисунок 14.4 Возникновение крена и разворота самолета при отклонении элеронов

На малых углах атаки полета (с большими скоростями) отклонение элеронов практически не вызывает разворота самолета.

На больших углах атаки (с малыми скоростями) сопротивление крыла с опущенным элероном значительно возрастает по сравнению с противоположным крылом. Возникает разворачивающий момент М_Уразв в сторону полукрыла с опущенным элероном.

За счет разворота самолет начинает скользить на полукрыло с поднятым элероном. Возникает дополнительная подъемная сила на опущенном полукрыле, которая создает момент, противоположный основному кренящему моменту. Такой обратный момент снижает эффективность элеронов.

По мере приближения к критическому углу атаки поперечная управляемость еще больше ухудшается. Может возникнуть явление обратной реакции по крену, то есть при отклонении ручки управления в одну сторону самолет кренится и разворачивается в противоположную сторону.

Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяется ряд способов для увеличения эффективности элеронов.

- Дифференциальное отклонение элеронов. Состоит в том, что при повороте штурвала опускающийся элерон отклоняется на меньший угол, чем поднимающийся.

Благодаря такому отклонению коэффициент подъемной силы крыла с опущенным элероном возрастает на меньшую величину. Поэтому индуктивное сопротивление полукрыла с опущенным элероном возрастет меньше, следовательно, меньше будет разворачивающий момент.

Поднимающийся элерон отклоняется на больший угол. Поэтому на крыле с поднятым элероном увеличивается профильное сопротивление, так как часть элерона выходит за пределы пограничного слоя.

Таким образом, элероны с дифференциальным отклонением увеличивают кренящий момент и уменьшают разворачивающий момент.

У современных самолетов элероны с дифференциальным отклонением могут отклоняться вверх до 30°, вниз – на 14 – 16°.

-Аэродинамические гребни. Устанавливаются на самолетах со стреловидными крыльями. Они предотвращают преждевременное развитие срыва потока на концевых частях крыла и увеличивают эффективность действия элеронов.

-На современных самолетах, осуществляющих полеты с около – и сверхзвуковыми скоростями, для улучшения управляемости применяют управляемые стабилизаторы, у которых рули высоты отсутствуют. Стабилизатор через систему гидроусилителей связан со штурвалом в кабине. При взятии штурвала на себя стабилизатор уменьшает угол атаки, при даче ручки от себя – увеличивает.

-Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяютинтерцепторы, которые представляют собой пластины, кинематически связанные с элеронами и расположенные вдоль размаха крыла (Рисунок14.5). Интерцепторы могут быть расположены как на верхней поверхности крыла,

Рисунок 14.5 Интерцепторы на крыле самолета

так и на нижней (Рисунок 14.5). Выдвижение интерцептора вызывает срыв потока, вследствие чего происходит резкое снижение подъемной силы крыла.

Интерцепторы применяются как дополнение к элеронам. Увеличение угла отклонения элеронов происходит при выдвинутом интерцепторе. В результате синхронизации отклонения интерцептора и элерона их действия как органов управления суммируются.
Путевая управляемость
Способность самолета изменять свое положение в полете относительно вертикальной оси оy₁ при отклонении летчиком руля направления называется путевой управляемостью.

При отклонении руля направления на угол  возникает аэродинамическая сила Zво, момент которой относительно центра тяжести будет поворачивать самолет относительно вертикальной оси оy₁:

М_yBO = Zво · lво .

Продольная ось самолета составит с направлением движения угол  - угол скольжения (Рисунок 14.6):

Разность между боковой аэродинамической силой фюзеляжа 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).

Под действием этой силы самолет будет разворачиваться в сторону отклонения руля, искривляя траекторию движения.




Рисунок 14.6 Принцип путевой управляемости самолета
Углы отклонения руля направления у современных самолетов в среднем составляют 20 – 25°.

На степень путевой управляемости оказывают влияние следующие факторы: скорость полета; центровка самолета; площадь руля направления; вынос назад вертикального оперения; длина хвостовой части фюзеляжа.
Боковая устойчивость и управляемость самолета
Ранее было установлено, что взаимное влияние поперечного и путевого равновесия на состояние самолета называется боковым равновесием.

Совокупность поперечной и путевой устойчивости называется боковой устойчивостью.

Статистикой установлено, что для нормального поведения самолета в полете должно быть определенное соотношение между кренящими и разворачивающими моментами.

Допустим, что под действием внешнего возмущения самолет начал вращаться вокруг осиоy₁ вправо под действием момента М_у._.. Возрастает угол скольжения β.

Благодаря скольжению на левом полукрыле возникает дополнительная подъемная сила У, создающая кренящий моментМ_z в сторону, обратную скольжению.

Если самолет начал крениться, нарушается равновесие силы веса G и подъемной силы Y. Возникает сила Z, под действием которой самолет начинает скользить на опущенное полукрыло и искривлять траекторию в сторону крена ( Рисунок 14.7).

П
ри скольжении на опущенное полукрыло возникает восстанавливающий момент, который устраняет крен, а момент от сил Z_Ф и z_В.О устраняет скольжение.


Рисунок 14.7 Кренение самолета при скольжении
Для обеспечения нормальной боковой устойчивости нужно, чтобы запасы поперечной и путевой устойчивости находились в определенном соотношении. Преобладание одного вида устойчивости над другим может быть причиной спиральной или колебательной неустойчивости.

Спиральная неустойчивость возникает в том случае, когда самолет имеет чрезмерную путевую устойчивость и слабую поперечную.

Колебательная неустойчивость возникает при излишней поперечной устойчивости и слабой путевой устойчивости.

Для устранения этих видов неустойчивости на самолетах при проектировании подбирают определенную площадь вертикального оперения и угол поперечного «V» крыла.

На самолетах со стреловидным крылом подбирают угол стреловидности, а также отрицательный угол поперечного «V».