Аэродинамика самолета (561545), страница 26
Текст из файла (страница 26)
Lго.,где знак минус показывает, что момент пикирующий.Величина этого момента зависит главным образом от величины подъемной силы оперения, так какплечо Lг.o. можно считать постоянной величиной. Величина подъемной силы Yг.o. зависит от угла атакигоризонтального оперения (за который принимают угол атаки стабилизатора) и от профиля, которыйАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА111меняется при повороте руля высоты. Следовательно, момент горизонтального оперения зависит от углаатаки стабилизатора и угла отклонения руля высоты.Углом атаки стабилизатора называется угол между хордой стабилизатора и направлениемнабегающего на него потока.
Хорда стабилизатора не параллельна хорде крыла и составляет с ней уголустановки стабилизатора ϕст. Угол между хордой стабилизатора и направлением воздушной скоростисамолета будет равен сумме угла атаки крыла к и угла установки стабилизатора ϕ СТ и равен α + ϕ СТ . Этотугол называется углом атаки стабилизатора.Но это еще не полный угол.
Под действием крыла воздушный поток отклоняется от своего направления вниз на некоторый угол ε , называемый углом скоса потока. Следовательно, угол атакистабилизатора, т. е. горизонтального оперения, получается путем вычитания угла скоса воздушного потокаиз углаα + ϕ СТ .α СТ = α + ϕ СТ − ε .(9.10)Рис.
132 Момент горизонтального оперенияРис. 133 Изменение момента горизонтального оперения в зависимости от угла атаки и углаотклонения руля высотыУчитывая значение полученного угла α СТ , рассмотрим, как изменяется подъемная силагоризонтального оперения и ее момент относительно оси Z в зависимости от угла атаки стабилизатора иугла отклонения руля высотыКогда угол атаки стабилизатора равен нулю, то при нейтральном положении руля высоты (Рис. 133)подъемная сила оперения будет равна нулю и никакого момента не получится.Если летчик отклонит руль высоты вниз (Рис. 133, а) на некоторый угол δ (дельта), то это будетравносильно увеличению угла атаки стабилизатора и вызовет появление подъемной силы, направленнойвверх, и момент ее будет пикирующим.
Если же летчик отклонит руль высоты вверх (Рис. 133, а-2), то этовызовет появление подъемной силы, направленной вниз, и момент ее будет кабрирующим.Когда угол атаки стабилизатора положительный, то при нейтральном положении руля высоты (Рис.133, б) подъемная сила будет направлена вверх и момент ее будет пикирующим. Если летчик отклонит рульвысоты вниз (Рис. 133, 6-1), то это вызовет увеличение подъемной силы и ее пикирующего момента. Еслиже летчик отклонит руль высоты вверх (Рис.
133, 6-2), то это вызовет уменьшение подъемной силы и можетизменить ее направление и направление ее момента на обратное.Рассмотрим отрицательный угол атаки стабилизатора. Когда руль высоты находится в нейтральномположении (Рис. 133, в), подъемная сила будет направлена вниз и момент ее будет кабрирующий. ЕслиАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА112летчик отклонит руль высоты вниз (Рис. 133, в-2), то это вызовет уменьшение подъемной силы и можетизменить направление ее момента на обратное. Если же летчик отклонит руль высоты вверх (Рис. 133, в-2),то это вызовет увеличение отрицательной подъемной силы и ее кабрирующего момента.Угол установки стабилизатора самолета Як-52 равенϕ СТ = 1030', самолета Як-55 ϕ СТ = 00.ВЛИЯНИЕ МОМЕНТА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ НА ПРОДОЛЬНУЮ БАЛАНСИРОВКУРаботающая силовая установка винтового самолета с поршневым и турбореактивным двигателямисоздает продольный момент силы тяги и, кроме того, продольный момент от изменения подъемной силыгоризонтального оперения в результате действия на него струи воздушного потока.
Поэтому, если в полетесамолет находится в продольном равновесии, то при включении двигателя оно будет нарушено вследствиеисчезновения указанных моментов. Если же самолет был в равновесии на планировании, то при включениидвигателя оно будет также нарушено вследствие появления вышеуказанных моментов.Если тяга силовой установки проходит вне центра тяжести самолета, т. е. когда имеетсядецентрация тяги, то будет создаваться продольный момент (Рис. 134, а). Это характерно для самолета Як52. Направление силы тяги у него проходит выше центра тяжести.
Такая децентрация называется верхней.Следовательно, исходя из вышесказанного, можно сделать вывод, что момент будет пикирующим отрицательным.Рис. 134 Влияние силовой установки самолета Як 52 на продольное равновесиеДействие воздушной струи от винта на оперение более сложно. Пусть самолет Як-52 планирует и наего горизонтальное оперение набегает воздушный поток (Рис.
134, б) со скоростью V, под углом атаки α. Врезультате этого оперение развивает подъемную силу Yг.o.. При включении двигателя к скорости Vдобавляется скорость струи воздушного винта V1, причем поток набегает на оперение под меньшим угломатаки α (так как воздушная струя винта увеличивает скос потока у хвостового оперения) Вследствиеувеличения скорости подъемная сила оперения должна возрасти, а вследствие уменьшения угла атакидолжна уменьшиться В итоге величина подъемной силы заметно не изменится, т е.
действие струи воздухаот воздушного винта заметно не нарушит равновесие самолета.Выше рассматривался случай, когда подъемная сила оперения направлена вверх и, следовательно,создает пикирующий момент. Но современные самолеты, как правило, имеют переднюю центровку, а припередней центровке центр тяжести самолета находится впереди центра давления и фокуса самолета.Поэтому крыло создает пикирующий момент, следовательно, горизонтальное оперение должносоздавать кабрирующий момент, т. е.
подъемная сила горизонтального оперения и его угол атаки должныбыть отрицательными (Рис. 134, в) Допустим, что в этом случае самолет планирует со скоростью V. Привключении двигателя воздушная струя от винта увеличит скорость потока воздуха у горизонтальногооперения и скорость станет равной V1. Вследствие увеличения скоса потока угол атаки увеличится α1> α.В результате увеличения скорости и угла атаки подъемная сила Yг.o. возрастает до значения Yг.o. икабрирующий момент горизонтального оперения увеличится.У самолетов Як-52 и Як-55 действие струи от воздушного винта на горизонтальное оперениесоздает кабрирующий момент.Далее рассмотрим действие продольных моментов на балансировку самолета.Так, например, самолет Як-52 имеет верхнюю децентрацию тяги силовой установки, что приводит ксозданию пикирующего момента, который по своему значению больше кабрирующего момента,возникающего от действия струи воздушного винта на горизонтальное оперение.
Поэтому при включениидвигателя самолет будет стремиться уменьшить угол атаки. Для противодействия этому необходимо создатьАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА113рулем высоты добавочный кабрирующий момент, т. е. взять ручку управления на себя и так держать ее вовремя всего полета на данном режиме работы двигателя.При выключении двигателя пикирующий момент от тяги воздушного винта и кабрирующий моментруля высоты исчезают, но добавочный кабрирующий момент руля высоты остается, и под действием егосамолет увеличит угол атаки (если летчик своевременно не отклонит ручку управления от себя). Привнезапном исчезновении силы тяги (отказ двигателя), особенно на подъеме, такая ошибка летчикаможет привести к резкому уменьшению скорости и сваливанию в штопор.УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТАПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТАПродольной устойчивостью самолета называется способность его сохранять заданный режимполета и возвращаться к нему после воздействия на самолет внешних возмущений, нарушающих исходноеравновесие сил и моментов в плоскости симметрии самолета.Аэродинамические силы и моменты в продольном движении самолета определяются углом атаки искоростью самолета при полете.
Поэтому, для суждения об изменении аэродинамических сил и моментовпри нарушении балансировки необходимо знать величину изменения угла атаки и скорости полета.Продольное возмущенное движение самолета можно представить как комбинациюкороткопериодического движения (вращения вокруг поперечной оси) и длиннопериодического движения(изменение угла атаки). Скорость при этом можно считать практически постоянной. Только с течениемвремени она начнет изменяться, при этом в зависимости от колебания скорости угол атаки также можетизменять свою величину, но его изменение будет играть уже подчиненную роль.Свойство самолета быстро изменять угол атаки и сравнительно медленно скорость полетапозволило рассматривать два вида продольной устойчивости самолета: устойчивость по перегрузке,устойчивость по скорости.Устойчивость по перегрузке проявляется в начале возмущенного движения.
Как показываетлетная практика, быстрое восстановление угла атаки и перегрузки обеспечивает безопасность полета исравнительную быстроту управления самолетом. Особенно это характерно для самолетов Як-52 и Як-55,имеющих большие рулевые поверхности.Устойчивость по скорости проявляется медленно и может быть выявлена изменением скорости,если летчик длительное время не вмешивается в управление самолетом.ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПО ПЕРЕГРУЗКЕПродольная статическая устойчивость по перегрузке - это способность самолета создаватьстатические моменты, направленные на восстановление исходного угла атаки (перегрузки).Из определения следует, что устойчивый по перегрузке самолет имеет стремление в первый моментпосле возмущения восстановить угол атаки н прямолинейность полета-движения.Выясним условия, при которых самолет будет устойчив по перегрузке (Рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
