Т. Карман - Аэродинамика. Избранные темы в их историческом развитии (1161639), страница 30

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 30)

Точка пересечения М называется метацентром. Если центр тяжести находится выше метацентра, то равновесие неустойчиво, а результирующий момент от отклонения стремится увеличить угол наклона до тех пор,пока корабль ие опрокинется. К устойчивости полета исследователи сначала применили того же рода соображения. В те времена реа;|ьно выполняли расчеты полетов, основываясь только иа азростатикс, например, полетов иа воздушнолл и~яре; таким образом, первые исследователи не осознавали различия между у.стойчивостью равновесия и устойчивостью движения. Например, мы находим, как один из знтузиастов полетов предположил в частично научной статье, что устойчивость летящей птицы зависит от формы ее брюшка, во всяком случае ее центр тяжести расположен ниже геометрического метацентра тела.

Однако другие исследователи при изучонии устойчивости исходили из более разумных принципов; они расслиатривали самолет в установившемся полете как систему, иа которую действуют сила тяжести и подъемная сила. Сила тяжести действует на центр тяжести салюлета. в то время как подъемная сила, созданная плоской поверхпостью крыла, действует вблизи точки, расположеняой на расстоявии четверти хорды иазад от передпой кромки. Устойчивость и оороуиругость 149 Очевидное условие равновесия в установившемся полете состоит в том, что моменты подъемных ск ц действующих на крыло и хвост, взятые вблизи центра тяжести самолета, должны уравяовешиваться, причем ббльшая сила, создаваемая крылом, уравновешена меныпей силой, создаваемой хвостовой частью, которая имеет большее плечо пары сил.

Это является условием равновесного положения. Однако для достижения устойчивости равновесия требуется второе условие, а именно: если равновесие нарушается, то результирующий момеэп от подъемной силы, действующей на крыло и хвост, должен быть такой, что он стремится восстановить самолет в исходном положении. Если зто условно выполняется, то мы говорим, что самолет статически устойчив. Пено первым (1871) осознал значение хвостовой части в обеспечении статической устойчивости [1]. В частности, он установил, что стабилизирующий момент может быть создан, если крыло и хвост образуют так называемый продольный диэдр таким образом, что хвост установлен под углом атаки меньшем, чем угол атаки крыла. Он продемонстрировал свой вывод на примере небольшой модели, снабженной винтом, приводимым в движение резиновыми валиками (рис.

12, стр. 32). Если поверхность крыла не плоская, а кривая, то задача до некоторой степени усложияотся, потому что подъемная сила, как указывалось ранее., имеет две составляющие; одна создается кривизной, другая углом атаки. Если крыло чечевицеобразного профиля, то первая составляющая действует в средней точке хорды, тогда как вторая составляющая действует в точке передней четверти хорды.

Следовательно, точка действия общей подъемной силы, дойствующой на само крыло, перемешается по мере изменения угла атаки; при нулевом угле атаки она находится в центре хорды; по мере увеличения угла атаки она перемещается вперед. Это явление было известно уже первым исследователям. Им нравилось выражать условие устойчивости в виде, знакомом кораблестроителям как обобщение понятия метацентра.

Для поддержания статической устойчивости самолета, хвостовое оперение не является абсолютно необходимым условием. Идея бесхвостого самолета привлекательна, поскольку хвост означает дополнительный вес и сопротивление. Первая конструкция бесхвостого самолета относится к 1910 году, когча в Англии Дж. У. Данн предложил и построил один из таких самолетов. Недавно выдающийся американский конструктор самолетов Джон К. Нортроп заинтересовался созданием больших самолетов с бесхвостой конструкпией, которые он назвал «ле- тающие крыльям Мы с У. Р.

Сирсом помогли ему в изучении аэродинамических требований устойчивости без использования хвостовой части. По-видимому, крылу следует придать зиачительнучо степень стреловидности и скрученности, так чтобы угол атаки на концах был меньше., чем ближе к центру. Концы закрученного крыла более или менее служат заменой хвоста. Это применение стреловидности для обеспечения статической устойчивости крыла совершенно отличается от ее использования для задоржки околозвуковых трудностей, описанных в главе 1У.

Динамическая устойчивость Полная задача обеспечения устойчивости самолета намного сложнее, чем могут свидетельствовать предшествующие замечания, поэтому проблема состоит в обеспечении не только статической устойчивости, но и более сложной динамической устойчивости. Разницу между,чинамической и статической устойчивостью лучше продемонстрировать на примере. Волчок в состоянии покоя в вертикальном положении очевидно статически неустойчив, но есни он вращается, то ему, несомненно, присуще что-то вроде устойчивости.

Еще один пример динамической устойчивости, известный каждому, — велосипед. Как нам следует охарактеризовать этот вид устойчивости'? Допустим, что установившееся двиекение тела, такое, как равномерное вращение или прямолинейное равномерное поступательное движение, несколько нарушено. вйы называем тело динамически устойчивыы, если его последующее движение остается в определенной окрестности исходного невозмущенного движения.

Например, если отклонить ось вращающегося волчка, то гироскопическая си.ча стабилизирует движение, так что верхний конец волчка описывает небольшой круг или систему циклоид в окрестности своего исходного положения. Динамически устойчивое тело не обязательно возвращается в свое исходное состояние движения. Но отклонение от первопачв.чьного движения обязательно остается малым при условии, что исходное возмущение было малым. Очевидно, без вращения волчок упал бы таким образом, что его верхний конец непрерывно и быстро удалялся бы от своего первоначального положения. Математическую теорию динамической устойчивости впервые сформулировал английский математик Эдвард Дж. Раус в книге., опубликованной в 1877 году ~21 К устойчивости самолетов зту теорию впер- 151 Устой ~ивогэпь и оэроувуугооэнь Рис.

61. Общепринятые обозначения лля обсуждения устойчивости самолеоа. вые применили Брайан и Уильямс в 1904 году [3]. В том же году генерал Крепко, тогда молодой лейтенант, опубликовал статью ]4] по устойчивости дирижаблей. В этой статье он пришел к важному выводу о том, что горизонтальный полет дирижабля может быть динамически устойчив, если корабль статически неустойчив. Другими словами, возможно, что модель дирюкабля, помещенная в аэродинамическую трубу, можот показать неуслойчивый момент, стремяшийся увеличить исходное угловое отклонение, и что, тем не менее, если учесть все аэродинамические силы, возникающие в полете, дирижабль может быль динамически устойчив.

Практическое значение этого вывода заключается в том, что размер хвостовых поверхностей, необходимых для устойчивого полета, значительно меньше, чем этого требует статическая устойчивость. Вернемся к общей задаче устойчивости самолета. Мы рассматриваем самолет как твердое тело с шестью степенями свободы: три составляющих линейного перемещения и три составляюших углового смещения. В последней части этой главы мы рассмотрим самолет как упругую систему, учитывая деформацию ого крыльев и поверхностей управления, но здесь представим его твердым телом, Мы используем систему координат, начало которой совпадает с центром тяжести самолета (рпс. 61).

Оси т и в лежат в симметричной плоскости, а ось у перпендикулярна 152 Глава»' ей. Ось т находится в направлении полета; высокие авторитеты иногда решают использовать ось е для измерения положительного направления вниз, хотя я предпочел бы положительным считать направление вверх. Составляющие скорости центра тяжести в направлениях осей координат обозначены и. о и ш. Яы называем о боков»а««скольаюением, а ш сниокением, хотя последнее может и не быть общепринятым выражением.

Составляк)щие углового смепкепия относительно осой координат обозначены ео, о и 6; они назьгваются креном, тангаоюем и рысканием, соответственно. Положительное направление любого углового смещения определяется правилом; опо происходит по часовой стрелке, осли смотреть в положительном направлении осей вращения. Соответствующими угловыми скоростями являются: угловая скорость крена р; угловая скорость тангажа у; угловая скорость рыскания г. Пусть Л, ЛХ и Г»» линейные силы, действующие в направлениях осой координат, они соответственно называются моженятми крема, танеаоюа и рыскания. Элементы (поверхности) управления, используемые для создания этих моментов, это элероны для крена, рули высоты для тангажа и рули направления для рыскания.

В первых самолетах вместо элеронов применялось искривление' поверхностей крыла. Лнтерцентор, обычно нечто вроде закрьшка, установленного на верхней поверхности крыла или выходящего из паза в крыле, «портит» циркуляцию и, следоватжльно, подъемную силу. Интерцепторы, попеременно применяемые к двум полукрыльям (консолям крыла~, могут заменить элероны. Иногда элероны и рули высоты соединены между собой, особенно в бесхвостых самолетах. Их соединение называется злевоном, термин созданный в корпорации Мог»11гор А1гстауе 1пс. Элевоны функционируют как руль высоты при движении в одном направлении и как элероны при движении в противоположном направлении. Теперь вопрос заключается в том, как обращаться с этими выделенными движениями. Сложности возникают потому, что зти шесть степеней свободы не являются независимыми; некоторые движения связаны. Предположим, например, что движение снижения первоначально задается самолету в установившемся горизонтальном полете.

Тогда скорость воздуха относительно самолета становится наклонной, т.о. угол атаки изменяется. Изменение угла атаки создает момент тапгажа, который устанавливает движение тангажа, При этом между снн- 'От франц. дааеЬ«лет«оп - Пране. нерее. 153 Устойчивость и аэрвуируеоеть жением и тапгажем имеется взаилгодействие. Мы называем движение, в котором каждая точка самолета двигается в плоскости, параллельной плоскости симметрии, продольным движением, а соответствующую устойчивость — ггродольной устойчивостью. продольное движение объединяет движение центра тяжести в плоскости симметрии с изменением угла таигажа самолета вокруг центра тяжести.

Характеристики

Список файлов книги