Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава (Аронин Г.С., 1962 - Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава), страница 64

При отклонении элеронов у самолета наблюдается иногда стремление завернуть в сторону опущенного элерона, т. е. в сторону, противоположную креиению, Причиной является в р а ш е н и е самолета вокруг оси х, которое увеличивает углы атаки у опускающегося крыла (рис. 11.13) и уменьшает у поднимающегося. При дозвуковом обтекании увеличение угла атаки повышает подсасываюшую силу, действуюшую на переднюю часть крыла и направленную вперед, а уменьшение угла атаки понижает эту силу. В итоге создается заворачивающий момент в сторону поднимаюшегося крыла.

Не нужно смешивать это заворачивание п р и н а к р е н е н и и с заворачиванием п о с л е накренения, когда самолет начинает с к о л ь з и т ь на опущенное крыло и за счет путевой устойчивости заворачивает в сторону скольжения. Если полет происходит с небольшими углами атаки, то такое заворачивание можно использовать для разворотов прн отказе ножного управления. 2. Накренение при отклонении руля направления Самолет накреняется в ту же сторону, куда отклонен руль.

Накренение возможно лишь при наличии поперечной устойчивости, так как вызывается моментом крена от с кол ь ж е н и я, создаваемого рулем направления. Это явление используется для поперечного управления на больших углах атаки, когда эффективность элеронов недостаточна н к тому же ослабляется вредным заворачиванием, описанным выше. Если самолет поперечно неустойчив,то при отклонении руля направления получается об рати а я реакция по крену, т, е, накренение в сторону, обратную отклонению руля. Причина такой поперечной неустойчивости, возможной у самолетов со стреловид~ ными крыльями, была рассмотрена в гл. 12, $14.

3. Заворачивание самолета при действии рулем высоты. Откло. пение руля высоты может вызвать поворот самолета вправо илн влево. Причина состоит в гироскопическом эффекте, 340 Л р л 341 связанном с изменением направления оси ротора турбореактивного двигателя при вращении самолета вокруг оси х. Допустим, что на самолете с двигателем левого вращения летчик взял ручку на себя и создал вращение в сторону кабрирования, Выделим в роторе две диаметрально противоположные массы (рис. 13.07). Находясь в вертикальной плоскости (положения А и Б), эти массы приобретают за счет вращения вместе с самолетом скорости 1/„и //в.

верхняя — назад, нижняя — вперед. Переходя за счет вращения ротора в положения А, и Бь массы стремятся по инерции сохранить драп/евпе гплвэти скорости, создавая тем са- б / пела ва ваврирв. мым пару сил (гироскопичед 1 впнпе ский момент), разворачивающую самолет влево. Такое же действие окажут и все остальные массы ротора. Итак, при подъеме носа и е ае врачевав~ цэ евае ваап/евпе т левом вращении ротора воз- ваэарп йвпеаагеникает гироскопический мо- 6 мент, разворачивающий самолет влево. Рис. 13.07. К объяснению гироскоии- ческого эффекта Изменив направления стрелок на обратные, легко увидеть, что опускание носа при левом вращении ротора вызовет заворачиванне вправо. Прн правом вращении двигателя моменты.получаются противоположного направления.

Заворачивание парируется отклонением педалей. 4. Подъем или опускание носа при действии рулем направления. Причиной является тоже гироскопический эффект двигателя: при левом вращении двигателя вращение самолета вокруг оси у влево создает пикирующий момент, дача правой ноги — кабрируюший момент. При правом вращении двигателя моменты получаются противоположного знака.

5. Продольное вращение при накренении самолета элеронами. Такое явление связано с разносом масс вдоль фюзеляжа (рис. !3.08). Если исходное вращение крена происходит вокруг скоростной оси Ох при наличии угла атаки, то массы носовой и хвостовой частей самолета стремятся по инерции удалиться от оси вращения, т. е. вращать самолет в сторону кабрирования. с!тобы противодействовать этому кабрированию, необходимо приложить к самолету некоторый аэродинамический пикирующий момент. Следовательно, на самолет при вращении вокруг оси Ох, не проходящей через линию центров масс вОв (ось инерции), действует продольный центробежный момент: кабрируюший при положительном угле атаки и пикирующий при отрицательном.

Может возникнуть вопрос: не происходит ли на самом деле вращение крена вокруг оси инерции аОа, а не вокруг скоростной оси Ох? Ведь в таком случае центробежный момент не возникал бы. Предположим, что, имея в начале вращения положительный угол атаки в вертикальной плоскости, самолет повернулся вокруг оси аОв на 90'. Тогда угол между осями Ок и вОв станет уже не углом атаки, а углом скольжения, а угол атаки станет равным нулю. Рас. 1а.вя. Воввиквовевке кабрирующего аеатробе~квого момента при вращеаии самолета атаосительво скоростной продольноМ оси Но если самолет имеет очень высокую статяческую устойчивость (продольную и путевую), то он будет стремиться все время сохранять положительный угол атаки без скольжения.

Это означает, что вращение будет происходить вокруг вектора скорости, а ось вОв будет описывать конус. При отсутствии устойчивости вращение происходило бы вокруг оси вОа. В действительности же пря обычной степени устойчивоста вращение происходит не точно вокруг оси скорости, но и не вокруг осн инерции, так что описанный центробежный момент возникает. Допустим, чго перед началом вращения угол атаки был поло.

жительным и самолет находился в продольном равновесии. Тогда с началом вращения угол атаки начнет возрастать и в итоге установится новый угол атаки, при котором центробежный момен~ уравновесится аэродинамическим стабилизирующим моментом. Но прн недостаточной скорости полета нли на большой высоте, а также при малом запасе центровки стабилизирующий момент может оказаться недостаточным для уравновешивания центробежногочомента, особенно при большой угловой скорости крена. В результате самолет может выйти на очень большие углы атаки, что приведет к созданию большой перегрузки и срыву потока с крыла.

Поскольку вращение происходит не точно вокруг скоростной продольной осн, то при поперечном вращении будет возникать и скольжение. Оно будет создавать центробежный путевой момент, стремящийся еще больше увеличить угол скольжения. Этот момент образуется точно так же, как н описанный продольный момент. 342 При недостаточной путевой устойчивости (напрймер, сверхзвуковом полете на больших высотах) зто может привести к большим путевым колебаниям. Кроме того, скольжение при больших углах атаки может вызвать срыв самолета в штопор. Из сказанного можно сделать вывод о том, что на сверхзвуковых самолетах, имеющих большой продольный разнос масс, нельзя допускать резкого накренения при полетах на больших высотах или малых скоростях, если самолет не оборудован соответствующей автоматикой для борьбы с описанным явлением. Г41А НА 14 УСТОИЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА ПРИ ВЗЛЕТЕ И ПОСАДКЕ 5 1.

Продольная устойчивость и управляемость при разбеге При движении самолета по земле на него действуют, кроме аэродинамических сил, еше и силы реакции земли. Они тоже создают моменты относительно центра тяжести и влияют на устойчивость и управляемость самолета. Продольную устойчивость при разбеге есть смысл рассматривать в том случае, когда самолет может соаершать продольные вращения, т. е. после отрыва переднего колеса. Допустим, что самолет, продоль. но уравновешенный летчиком, отклонившим на себя о ручку управления, случайно произвел «клевок»вЂ” уменьшил угол атаки (рис. 14.01), не касаясь, однако, лг земли передним колесом. Рис.

!401. Дополнительные силы, возни. При этом появится отрицакающне прн случайном „клепке" на Раз- тельный прирост подьемной беге с подннчмм пеРедним «лесом силы ду,приложенный вфо. кусе самолета (рис. 11.09, б) и возникнет стабилизируюший (кабрируюший) момент. Но на величину й)Ч, равную АУ, возрастет и вертикальная сила, действующая на самолет со стороны земли, а вместе с ней появится прирост АР«р силы трения. Эти силы, как видим, создают относительно центра тяжести дестабилизирующий момент, стремяшийся усугубить «клевок».

Очевидно, самолет будет продольно устойчивым на разбеге в том случае, когда его фокус не только находится позади ЦТ, но и до. статочно сзади главных колес; тогда стабилизируюшее действие аэродинамической силы ЛУ будет больше дестабилизирующего действия сил Лй и Лг',э. Зля обеспечения должкой динамической устойчивости нужно, чтобы стабилизируюшие моменты не только возникали, но и были достаточно большими, а также чтобы имелось необходимое демпфирование.

Это означает, что отделение переднего колеса не должно быть преждевременным, когда еше недостаточен скоростной напор (впрочем, при очень малой скорости руль высоты не в состоянии создать достаточный продольный момент). Но и пбзднее Рис. И.В2~ Велосипедное шасси отделение переднего колеса (непосредственно перед отрывом) также нежелательно и даже опасно: возможен «заброс» угла атаки, который вызовет преждевременный отрыв самолета и может привести к «раскачке» самолета после отрыва. Поэтому необходимо соблюдать предусмотренную инструкцией скорость отделения переднего колеса.

У самолетов с велосипедным шасси (рис. 14.02) при расположении ЦТ приблизительно посредине между стойками шасси задняя стойка находится позади фокуса самолета и в случае разбега с поднятой передней стойкой самолет был бы продольно неустойчив. К тому же при обычной эффективности руля (управляемого стабилизатора) даже полного взятия ручки «на себя» не хватает для продольной балансировки. Поэтому до конца разбега передняя стойка не отделяется, а для придания самолету угла атаки отрыва используется удлинение передней стойки («вздыбливание») нли укорочение задней («приседание») в конце разбега.

Поскольку отрыв при велосипедном шасси происходит без участия руля высоты ', последний после отрыва может оказаться в случайном положении, не обеспечиваюшем продольного равновесия. Во избежание этого летчик должен знать нужное положение ручки (штурвала) и выдерживать его при разбеге, а после отрыва быстро внести нужную поправку в соответствии с поведением само- ' Сказанное не относится я свмолетзм, у яоторых цт находится знвчя.