Аэродинамика самолета (561545), страница 24
Текст из файла (страница 24)
Продольный момент или момент тангажа Mz стремящийся повернуть самолет вокруг оси Z1.Продольный момент может быть кабрирующим, стремящимся увеличить угол тангажа, илипикирующим, стремящимся уменьшить угол тангажа.2. Поперечный момент или момент крена Мх, стремящийся повернуть самолет вокруг оси Х13. Путевой момент или момент рысканья My, стремящийся повернуть самолет вокруг оси У1 т.
е.изменить курс самолета.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА102Рис. 117 Оси вращения самолетаПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ РУЛЕЙДля балансировки самолета относительно его центра тяжести в установившемся полете, а также дляуправления самолетом применяются различные аэродинамические рули. На самолетах с обычной схемойуправления поворот и балансировка его относительно поперечной оси Z осуществляются рулями высоты(или управляемым стабилизатором). Относительно продольной оси Х самолет балансируется иповорачивается с помощью элеронов, расположенных в задних частях консолей крыла и отклоняющихся направом и левом крыле в противоположные стороны.
В помощь элеронам на скоростных самолетахприменяются интерцепторы, которые как бы увеличивают эффективность элеронов.Относительно оси У самолет балансируется и поворачивается с помощью руля поворота (илиповоротным килем).За положительное направление принимается такое отклонение рулей, которое создаетотрицательный момент относительно соответствующих осей самолета (руль высоты - вниз, руль поворота влево, левый элерон - вверх).Аэродинамический руль представляет собой отклоняющуюся заднюю часть крыла,горизонтального оперения (стабилизатора), вертикального оперения (киля).
За счет отклонения руляобразуется дополнительная аэродинамическая сила (положительная или отрицательная) на участке несущейповерхности крыла, стабилизатора или киля, которая расположена на соответствующем расстоянии доцентра тяжести самолета и создает момент, необходимый для балансировки и управления самолетомотносительно его центра тяжести.Рис. 118 Действие руля высотыДействие рулей на дозвуковых скоростях полета объясняется тем, что возмущения, вызванныеотклонением рулей, распространяются во всех направлениях: по потоку и навстречу потоку. Вследствиеэтого происходит перераспределение давления по всей длине хорды профиля, в том числе и нанеподвижных несущих поверхностях, снабженных рулем.
Если, например, отклонить руль высоты вниз нанекоторый угол δВ (Рис. 118), то это вызовет дополнительное разрежение сверху стабилизатора иповышение давления внизу, что и приведет к созданию дополнительной подъемной силы на горизонтальномоперении в целом (подвижной и неподвижной его частей). Дополнительная подъемная сила ΔУГ.О. наАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА103горизонтальном оперении создает дополнительный момент относительно центра тяжести, которыйпретворит в практическое действие замысел летчика.ЦЕНТР ТЯЖЕСТИ САМОЛЕТАВес самолета складывается из веса пустого самолета (планер, двигатели, несъемное оборудование),веса топлива, боеприпасов (на военных самолетах), грузов, экипажа и т. д. Если найти равнодействующуюсил веса всех частей самолета, то она пройдет через некоторую точку внутри самолета, называемуюцентром тяжести.Рис.
119 Определение центра тяжести самолета методом взвешиванияПоложение центра тяжести (ц. т.) на самолете обычно определяется методом двойноговзвешивания. Самолет устанавливается на весы в двух положениях, как показано на Рис. 119. При каждомвзвешивании замеряют показания передних и задних весов. Зная расстояние между весами и показанияпередних и задних весов в обоих случаях, по правилам механики определяют для каждого из этихположений самолета величину равнодействующей силы и линию ее действия. Точка пересечения линиидействия равнодействующих 1-1 и 2-2 будет центром тяжести самолета.В процессе полета по мере выработки топлива сброса грузов (парашютистов) положение центратяжести может меняться, что нежелательно с точки зрения балансировки самолета в полете.
Поэтомуконструкторы стремятся так разместить грузы в самолете, чтобы изменение их веса не отражалось наположении ц. тЦЕНТРОВКА САМОЛЕТАРасстояние от центра тяжести до начала САХ, выраженное в процентах ее длины, называетсяцентровкой самолета (Рис. 120).Рис. 120 Положение центра тяжести самолетаРис. 121 Расчет центровки при изменении веса самолетахТ % =хТ⋅100,bСАХгде ХТ - расстояние центра тяжести от носка САХ;(9.2)АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА104bСАХ - длина САХ.При изменении вариантов загрузки самолета или при изменении полетного веса самолета врезультате выгорания топлива, сброса грузов меняется положение центра тяжести, следовательно, меняетсяи центровка самолета.
Перемещение грузов внутри самолета в полете также сказывается на положениицентра тяжести. При размещении грузов в носовой части самолета центровка становится более передней, инаоборот, размещение грузов в хвостовой части смещает центровку назад, т. е. она становится более задней.Центровка является весьма важной характеристикой самолета, связанной с его балансировкой,устойчивостью и управляемостью.
Поэтому летчик обязан точно знать разрешенный диапазон центровоксамолета с тем, чтобы не выйти за его пределы.В случае изменения размещения грузов, экипажа и т. д. необходимо производить расчет измененияцентровки, который можно выполнить следующим образом.Если на самолете весом G с центровкой Хт добавлен груз весом G1 и помещен позади центратяжести на расстоянии l, то точка приложения равнодействующей G1 и G и есть новое положение центратяжести (Рис.
121).Сумма моментов относительно точки О должна быть равна нулю, поэтомуG ⋅ Δx = G1 (l − Δx),отсюдаΔx =G1 ⋅ l,G + G1(9.3)где Δх - смещение центра тяжести.Линейное смещение центра тяжести Δх можно выразить в процентах САХ:Δx =G1 ⋅ l⋅100.(G + G1 ) bСАХ(9.4)Если с самолета снимается груз позади ц. т. или добавляется груз впереди ц. т., то формула приметвидΔx =G1 ⋅ l⋅100.(G − G1 ) bСАХДобавив полученную величину изменения центровкизначение центровкихТ НОВ = хТ ± Δх.(9.5)Δх; к прежней центровке, получим новое(9.6)Нужно следить, чтобы новая центровка не выходила из диапазона эксплуатационных центровок,предусмотренных инструкцией по эксплуатации.ПРЕДЕЛЬНО ПЕРЕДНЯЯ И ПРЕДЕЛЬНО ЗАДНЯЯ ЦЕНТРОВКИ САМОЛЕТАРанее было выяснено, что продольная статическая устойчивость самолета определяетсяположением его центра тяжести относительно фокуса.
Чем ближе к носку крыла сдвинут центр тяжести, темболее продольно устойчив самолет.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА105Рис. 122 К определению предельно передней центровкиОтклонение руля высоты на определенный угол соответствует вполне определенному значениюкоэффициента подъемной силы Су (или соответствующему ему углу атаки самолета α).Установим, из каких условий необходимо ограничить наиболее переднее положение центратяжести.Из Рис.
122 следует, что если при некотором положении центра тяжести (ХТ3.) самолет отклонениемруля выведен на максимальный угол атаки (Сумакс), то у руля высоты еще имеется неиспользованный запасотклонения, а при центровке, соответствующей положению центра тяжести ХТ1 (центр тяжести сильносдвинут вперед), отклонения руля высоты недостаточно для того, чтобы вывести самолет на посадочныеуглы атаки.
Поэтому подбирают такое сочетание отклонения руля высоты и переднего положения центратяжести самолета, чтобы при взятии ручки управления на себя на 75-80% полного ее хода самолету былосоздано посадочное положение, т. е. самолет был выведен на посадочные углы атаки. Максимальноеотклонение руля высоты вверх примерно соответствует выходу самолета на Сумакс (критический уголатаки).Предельно передней центровкой называется центровка, при которой самолет еще может выйти наСупос с данным отклонением руля высоты.У современных самолетов предельно передняя центровка обычно лежит в пределах 10-20% САХ.Средством, позволяющим применять более переднюю центровку (из соображений устойчивости)при данном Супос, может служить управляемый в полете стабилизатор.Предельно задняя центровка определяется из соображений устойчивости самолета.
Пределом этомуслужит положение фокуса самолета.Центр тяжести должен располагаться впереди фокуса. В том случае, если центр тяжести и фокуснаходятся на одном удалении от начала САХ, то центровка будет называться задней критической.На практике для любого самолета предусмотрено, чтобы в процессе эксплуатации центр тяжести немог сместиться далее фокуса. С этой целью предельно заднее положение центра тяжести находится нанекотором удалении от фокуса. Фокус самолета должен быть известен экипажу самолета с тем, чтобыслучайно не мог быть перейден. У современных самолетов предельно-задняя центровка изменяется вшироких пределах: от 0,25 САХ - у самолетов с прямыми и трапециевидными крыльями до 0,5 САХ - усамолетов со стреловидными и треугольными крыльями.
Разность между предельно задней и предельнопередней центровками называется диапазоном центровок. Разность между задней критической центровкой(положением фокуса самолета) и предельно задней называется запасом центровки.ФОКУС КРЫЛА САМОЛЕТАФокусом крыла называется точка, относительно которой момент аэродинамических сил не зависитот угла атаки (Рис. 123).Аэродинамический фокус принято обозначать буквой F, а его координатуотносительно носика профиля крыла буквой ХF.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА106Рис. 123 К определению аэродинамического фокуса крылаРис. 124 Безразличное положение крыла: а - симметричный профиль крыла самолета Як-55; б плосковыпуклый профиль крыла самолета Як-52Фокус крыла - постоянная точка для самолетов Як-52 и Як-55 и у крыльев этих самолетовнаходится приблизительно на 1/4 длины хорды от передней кромки (22...25% САХ, там же, где и центрдавления).Для объяснения возьмем крыло самолета Як-55 с симметричным профилем.
Как известно, центрдавления является почти постоянной точкой и находится от передней кромки приблизительно на l/4расстояния хорды крыла, т. е. на 25% САХ (Рис. 124). Поместим крыло на ось вращения, совмещенную сцентром давления (25% САХ) (Рис. 124, а).Сбалансируем крыло так, чтобы ЦТ также находился там же где и ЦД. Тогда момент подъемнойсилы и момент силы веса будут равны нулю и крыло будет в равновесии.А так как у симметричного профиля крыла ЦД почти не изменяет своего положения, то под какимбы углом атаки ни ставили крыло, оно все равно будет в равновесии (сбалансировано), т.
е. равновесиебудет безразличное.Возьмем крыло плосковыпуклое (профиль крыла самолета Як-52), также поместим ось вращения на25% САХ от передней кромки (Рис. 124, б). Сбалансируем его, чтобы ЦТ находился на оси вращения. Приобтекании крыла воздушным потоком с постоянной скоростью V подъемная сила Y растет с увеличениемугла атаки, и при этом центр давления перемещается по хорде вперед, приближаясь к 1/4 хорде крыла.Рис.
125 К определению фокуса самолетаМомент подъемной силы здесь не равен нулю, а стремится повернуть крыло вокруг оси вращения(уменьшить угол атаки). На всех углах атаки (если скорость постоянна) этот момент одинаковY1a1=Y2a2=Y3a3=...,(9.7)АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА107где a1, a2 и т. д. - расстояния ЦД от ЦТ.Если уравновесить крыло на одном угле атаки, то крыло будет в равновесии и на других углахатаки, т. е. в безразличном равновесии.В аэродинамике введено понятие фокуса как точки приложения приращения подъемной силы крылапри изменении угла атаки. С изменением угла атаки подъемная сила изменяется, а ее момент относительнофокуса остается постоянным. Это возможно лишь при условии, что дополнительная подъемная сила,возникающая при изменении угла атаки, приложена в аэродинамическом фокусе.Положение фокуса крыла относительно САХ может существенно отличаться от положения центрадавления.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
