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: 35 из 40

Аэродинамическая компенсация

Аэродинамическая сила, возникающая на руле при его отклонении, создает относительно оси вращения руля шарнирный момент, который стремится вернуть руль в нейтральное положение. Для удержания руля в отклоненном положении шарнирный момент уравновешивается моментом, приложенным к ручке управления (штурвалу) или педалям.

Величина шарнирного момента возрастает при увеличении угла отклонения руля, его размеров и скоростного напора. При больших скоростях полета для преодоления шарнирных моментов могут потребоваться недопустимо большие усилия.

Уменьшение усилий на ручке управления и педалях достигается применением роговой и осевой аэродинамической компенсации (14.8).





Рисунок 14.8 Виды аэродинамических компенсаций:

а - роговая; б – осевая
Принцип действия роговой и осевой аэродинамической компенсации основан на приближении центра давления руля к оси его вращения (Рисунок14.9).



Рисунок 14.9 Принцип действия роговой аэродинамической компенсации
Роговой компенсацией руля называется часть его площади в виде “рога”, расположенного впереди оси вращения. ”Рог” создает относительно оси вращения момент, направленный в сторону, противоположную шарнирному моменту (Рисунок 14.9).

Момент, создаваемый роговой компенсацией Y_К · ℓ, уменьшает шарнирный момент, а следовательно, и усилие, действующее на ручку управления (педали).

Осевой аэродинамической компенсацией руля называется часть его площади, расположенной впереди оси вращения (Рисунок 14.10).





Рисунок 14.10 Принцип действия осевой аэродинамической

компенсации
Принцип действия осевой аэродинамической компенсации подобен принципу действия роговой компенсации. Этот вид компенсации имеет наибольшее распространение на самолетах.

При подобранной аэродинамической компенсации рулей шарнирный момент рулей не становится равным нулю, а только уменьшается.

Однако в длительном полете даже небольшое усилие, прикладываемое к ручке управления, утомляет летчика. Поэтому дополнительно на самолете установлен аэродинамический триммер, который позволяет регулировать усилие на ручке управления или полностью снимать его.




Рисунок 14.11 Принцип действия триммера

Аэродинамический триммер представляет собой небольшую часть руля, шарнирно укрепленную около его задней кромки (Рисунок14.11). Триммер имеет независимое управление. При его отклонении возникает аэродинамический момент, противоположный шарнирному моменту руля.

Летчик по своему желанию может уменьшить или полностью снять усилие на ручке управления.

Управление триммером механическое (тросовое). В отклоненном положении триммер фиксируется с помощью механизма перестановки.
Выводы:

-Устойчивость и управляемость являются важными показателями динамики полета. От них зависит маневренность самолета, то есть его способность изменять за определенный промежуток времени скорость, высоту и направление полета;

-Устойчивость и управляемость взаимосвязаны. Если самолет достаточно устойчив, упрощается и процесс пилотирования такого самолета: снижаются нагрузки на рычагах управления, уменьшаются потребные углы отклонения рулей;

-Органами устойчивости на самолете являются крыло, стабилизатор, киль;

-Органами управления на самолете являются аэродинамические рули: элероны, рули высоты, рули направления;

-Основными факторами, влияющими на запасы устойчивости и степень управляемости самолета, являются: геометрические характеристики крыла, оперения, центровка самолета, величина угла атаки и скорость полета.


Занятие №15

Тема 2.5. РЕЖИМ ПОДЪЕМА САМОЛЕТА

Установившийся подъем - это прямолинейный полет самолета с набором высоты с постоянной скоростью.

Режим подъема характеризуется следующими параметрами:

- скоростью подъема V;

- углом подъема;

- вертикальной скоростью V_у.

П
ри подъеме на самолет действуют следующие силы, см. Рисунок7.1:

Рисунок7.1 Схема сил при подъеме
- сила тяги Р - в направлении движения;

-сила лобового сопротивления X - в направлении, обратном движению;

- составляющая сила весаG₂ в направлении, обратном направлению движения;

- в направлении, перпендикулярном к траектории полета, действуют подъемная сила Y и составляющая силы веса G₁.

Для выполнения равномерности и прямолинейности подъема все силы должны быть взаимно уравновешены:



P = X+G₂=X+G ∙ sin.

У=G cos - условие прямолинейности движения;

P= X =G sin- условие равномерности движения.
При нарушении этих равенств движение не будет прямолинейным и равномерным.

Из анализа уравнений можно сделать следующие выводы:

- подъемная сила при подъеме уравновешивает только часть веса самолета;

- потребная сила тяги при подъеме больше, чем в горизонтальном полете. С увеличением угла подъема составляющая веса G₂ увеличивается, что требует увеличения тяги силовой установки. Увеличение силы тяги возможно только при наличии избытка тяги.
Характеристики самолета при подъеме
Скорость, потребная для подъема. Скоростью, потребной для подъема самолета V_под называется скорость, необходимая для создания подъемной силы, уравновешивающей составляющую веса, перпендикулярную траектории подъема на данном угле атаки.

Определяется из следующего уравнения: У=Gcos= C_y V²_под/2 S. Отсюда:

V_под ==V_гп.

Здесь V_гп – скоростьгоризонтального полета.
При одинаковых углах атаки скорость при подъеме несколько больше, чем в горизонтальном полете, так как cosθ< 1.

При подъеме с углом , не превышающим 20 – 25°, можно считать, что скорость, потребная для подъема, равна скорости, потребной для горизонтального полета.

Тяга, потребная для подъема. Тяга, необходимая при подъеме самолета на данном угле атаки, называется потребной тягой для подъема.

Из условия равномерности движения :



Если выполнять подъем самолета на тех же углах атаки, что и горизонтальный полет, уравнение можно записать так:



Из формулы следует, что для выполнения подъема требуется большая тяга, чем для горизонтального полета.

Избыток тяги Р при подъеме используется для уравновешивания составляющей силы весаG₂. Поэтому:



Этот вывод подтверждают кривые Жуковского (Рисунок6.2).

Если избыток тяги равен нулю (например, на максимальной скорости), то установившийся подъем самолета невозможен.
Мощность, потребная для подъема. Мощность, необходимая для обеспечения подъема самолета на данном угле атаки, называется потребной мощностью подъема.



Избыток мощности N представляет собой разность между располагаемой и потребной мощностями, определяется на графике потребных и располагаемых мощностей (см. Рисунок 6.3).

Из анализа кривых Жуковского следует, что при одинаковой скорости полета потребная мощность для набора высоты больше, чем для горизонтального полета на величину избытка мощности ΔN.
Угол и вертикальная скорость подъема
Являются важными характеристиками подъема самолета. Они определяют маневренные свойства самолета при наборе высоты.

Угол подъема – это угол, образованный вектором скорости движения ЛА и линией горизонта. Это – угол наклона траектории полета (Рисунок7.2) .


Рисунок 7.2 Треугольник скоростей при наборе высоты

Из уравнения Р= G ∙ sin следует_, что угол подъема равен:

sin=Р/G.

Из формулы следует, что угол подъема зависит от избытка тяги и силы тяжести самолета.

Из кривых Жуковского для тяг ( Рисунок6.2) видно, что максимальный избыток тяги Р_max создается на экономическом угле атаки _эк и экономической скорости V_эк.
Вертикальная скорость подъема – это высота, набираемая самолетом за единицу времени.

Из треугольника скоростей ( Рисунок7.2 ) и формулы Р= G ∙ sin определим sin и составим систему уравнений:

sin=V_y / V; sin=Р/G.

Решив ее относительно V_y, получаем:

V_y=N / G.

Таким образом, вертикальная скорость создается за счет избытка мощности.

На рисунке 7.3 показана графическая зависимость вертикальной скорости от высоты полета.

При увеличении высоты полета избыток мощности уменьшается и поэтому уменьшается вертикальная скоростьV_y.



Рисунок7.3 Зависимость вертикальной скорости от высоты
Самолеты ГА могут выполнять набор высоты с вертикальными скоростями от 7 – 25 м/с (на малых высотах), до 3 – 10 м/с (на больших высотах).
Задача. Подъём самолёта осуществляется за счёт избытка тяги ΔР=5000кгс. Угол подъёма составляет θпод=30°. Определить, какому весу самолёта он соответствует.

Барограмма подъема и потолок самолета
Барограмма подъема представляет собой график, показывающий время, затрачиваемое на набор высоты на режиме максимальной вертикальной скорости подъема.

Барограмму подъема можно получить с помощью барографа или путем записи показаний высотомера через определенные промежутки времени.

Для построения барограммы подъема расчетным путем всю набираемую высоту (до теоретического потолка) разделяют на ряд участков.

По графику V_Y= f{H} находят значения вертикальной скорости. Полученные данные заносятся в таблицу:




Для каждого участка высоты находят V_Уср - среднюю скорость вертикального подъема. Вычисляют продолжительность подъема на каждом участке по формуле:

.

Складывая величины tдля всех участков, получают время набора высоты потолка: t = ΣΔt (Рисунок 7.4 ).

Из графика следует, что кривая Н = f(t) асимптотически приближается к теоретическому потолку самолета, но для его достижения требуется бесконечно большое время

Чем ближе к потолку, тем больше времени требуется для набора одинаковой высоты.




Рисунок 7.4 Барограмма подъема
С подъемом на высоту избыток тяги уменьшается и на определенной высоте становится равным нулю – это значит, что и вертикальная скорость подъема тоже уменьшается до нуля. На этой высоте и выше самолет не имеет возможности совершать подъем.

Теоретический потолок самолета. Высота полета, на которой вертикальная скорость установившегося подъема равна нулю, называется теоретическим потолком самолета.

На теоретическом потолке возможен только горизонтальный полет. Диапазон скоростей при этом равен нулю.

При установившемся подъеме самолет практически не может достигнуть теоретического потолка, так как избыток тяги становится мал. Для набора оставшейся высоты потребуется затратить слишком много времени и топлива.

Кроме понятия теоретического потолка введено понятие так называемого практического потолка. Это высота, на которой максимальная вертикальная скорость подъема равна 0,5 м/с.

Практический потолок современных пассажирских самолетов составляет 8000 – 13000м, а время его набора 20 – 60 мин.

Поляра скоростей подъема самолета
З
ависимость между скоростью, вертикальной скоростью подъема и углом подъема можно представить в виде графика, который носит название поляры скоростей подъема (Рисунок7.5).

Рисунок7.5 Поляра скоростей подъема

Каждая точка поляры скоростей подъема соответствует скорости подъема на данном угле атаки.

Поляра скоростей подъема позволяет определить характерные режимы подъема и соответствующие им максимальный угол подъема_max и максимальную вертикальную скорость подъема V_Ymax.

Режим наиболее быстрого подъема определяется проведением касательной к поляре скоростей подъема параллельно оси скорости.

Этот режим подъема применяется в случае необходимости быстро набрать заданную высоту и выполняется на αнв, на Vнв.

Режим наиболее крутого подъема определяется проведением касательной к поляре скоростей из начала координат.

Этот режим подъема применяется, когда необходимо «перетянуть» самолет через близко расположенное препятствие. Выполняется на экономическом угле атаки αэк, на V_ЭК.

На поляре скоростей подъема также можно найти режим максимальной теоретической скорости подъема на α_min, на V_max .

Границей первых и вторых режимов подъема является экономическая скорость.

Первые режимы подъема имеют место в диапазоне скоростей от V_эк до V_max.

Для вторых режимов характерно так называемое обратное действие руля высоты. При взятии ручки управления на себя угол атаки увеличивается. Скорость, а значит, и подъемная сила начинают уменьшаться. Следовательно, угол подъема уменьшается, (см Рисунок7.5),. а траектория полета будет отклоняться вниз.

На первых режимах подъема взятие ручки управления самолетом на себя сопровождается увеличением угла подъема, так как уменьшение скорости вызывает увеличение избытка тяги: ₂>₁ (см.Рисунок7.5). Поэтому исправление ошибок пилотирования в случае преодоления препятствий будет более безопасное, самолет имеет достаточные запасы по углам атаки и по скорости.

По этой причине полеты на вторых режимах выполняются только на этапах взлета.
Влияние ветра на подъем самолета .При выполнении наборавысоты часто движение самолета осуществляется при наличии ветра и представляет собой сложное движение, состоящее из относительного движения самолета с некоторой воздушной скоростью V и переносного движения самолета вместе с массой воздуха со скоростью ветра W (Error: Reference source not found7.6):




Рисунок7.6 Влияние ветра на подъем самолета

Скорость самолета относительно земли, так называемая путевая скорость, равна геометрической сумме двух скоростей – воздушной и скорости ветра. Если самолет летит в безветрие, то V_пут=V, если против ветра, то V_пут=VW, при попутном ветре V_пут=V +W.

В связи с этим изменяется угол набора высоты (см. Рисунок7.6). Величина вертикальной скорости подъема при этом остается неизменной.

При подъеме со встречным ветром угол подъема больше, а проходимый путь меньше, чем при безветрии. Подъем при попутном ветре будет проходить с меньшим углом подъема, т. е. более полого, и самолет будет проходить большее расстояние.

Поэтому подъем при встречном ветре считается более безопасным, чем при штилевых условиях. Это учитывается при выполнении взлета самолета.
Выводы: Набор высоты определяется в первую очередь скороподъемностью, то есть временем набора заданной высоты.

На величину вертикальной скорости, «потолка» искороподъемности самолета большое влияние оказывают масса самолета, режим двигателей, аэродинамическое качество и метеорологические условия полета (давление и температура). Изменение этих параметров влияет на работу двигателей и аэродинамические силы.

Уменьшение тяговооруженности происходит чаще всего из- за нарушения режима работы двигателей. Уменьшение аэродинамического качества может происходить вследствие небрежного технического обслуживания, плохого ухода за обшивкой и остеклением или из – за обледенения самолета.

Занятие №16