Аэродинамика самолета (561545), страница 27
Текст из файла (страница 27)
135). При случайномувеличении угла атаки (например, при воздействии вертикального порыва ветра) возникаетнеуравновешенная подъемная сила ΔY, приложенная в фокусе самолета. Дальнейшее поведение самолетабудет зависеть от взаимного расположения фокуса и центра тяжести.При расположении фокуса позади центра тяжести самолета увеличение угла атаки приводит кпоявлению стабилизирующего момента (пикирующего), под действием которого возникший во времявозмущения дополнительный угол атаки Δα уменьшается и самолет стремится вернуться в исходныйрежим. В этом случае самолет в продольном отношении статически устойчив по перегрузке.
Это характернодля Як-52 и Як-55.При расположении фокуса впереди центра тяжести самолета увеличение угла атаки приводит кпоявлению дестабилизирующего (кабрирующего) момента, под действием которого дополнительный уголатаки Δα возрастает еще больше. Самолет будет увеличивать угол атаки и перегрузку до выхода на режимсваливания. В этом случае самолет в продольном отношении неустойчив по перегрузке.Таким образом, условием продольной статической устойчивости самолета по перегрузке являетсяусловие расположения фокуса самолета позади его центра тяжести.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА114Рис.
135 К объяснению продольной статической устойчивости самолета по перегрузкеКак видно из Рис. 135, величина неуравновешенного стабилизирующего момента пропорциональнарасстоянию между фокусом и центром тяжести самолета:ΔΜ Ζ = ΔΥ ( X F − X T ).(9.11)или в безразмерных коэффициентах:− ΔmΖ = ΔCУ ( X F − X T ).При уменьшении величины(9.12)X F − X T устойчивость самолета по перегрузке уменьшается; приX F − X T = 0, т.
е. когда центр тяжести совпадает с фокусом, самолет становится нейтральным.Центровка, при которой центр тяжести самолета совпадает с фокусом самолета, называетсянейтральной или критической.Разность между нейтральной центровкой (фокусом) и фактической центровкой X F − X Tназывается запасом центровки или запасом продольной статической устойчивости по перегрузке.Если центровка самолета больше нейтральной, то самолет становится неустойчивым по перегрузке,что недопустимо. Поэтому при всех вариантах загрузки центр тяжести самолета должен находиться впередифокуса, т. е. самолет должен иметь некоторый минимальный запас центровки на устойчивость, исходя изкоторого назначается предельно задняя и предельно передняя эксплуатационные центровки.Предельно задняя эксплуатационная центровка выбирается из условия, чтобы запас устойчивостипо перегрузке был достаточным (3...4 % САХ для маневренных самолетов, а для учебных и тяжелыхсамолетов - не менее 10% САХ).У самолета Як-52 предельно допустимая задняя центровка составляет 25 % САХ, а предельнопередняя допустимая центровка-17% САХ.
У самолета Як-55 предельно передняя допустимаяэксплуатационная центровка составляет 27% САХ, предельно задняя-31,5% САХ (в тренировочномварианте) и соответственно 25% САХ и 31,5% САХ в перегоночном варианте.Результатами летных испытаний рассматриваемых самолетов установлено, что продольнаястатическая устойчивость по перегрузке во всем диапазоне скоростей и высот полета, с зажатой и свободнойручкой управления, хорошая.Запас статической устойчивости по перегрузке при зафиксированном управлении составляет дляобоих самолетов в среднем не менее 10 %.При освобожденном управлении (ручка брошена) запас статической устойчивости самолетов Як-52и Як-55 по перегрузке меньше (на 3...5 % САХ), чем при зафиксированном управлении (ручка управлениязажата).Это объясняется тем, что при случайном изменении угла атаки крыла свободный руль управленияустанавливается по потоку и не участвует в создании приращения подъемной силы горизонтальногооперения, величина которого уменьшается.
Поэтому уменьшается сдвиг аэродинамического фокуса назад.При увеличении скорости полета по прибору более 360 км/ч нейтральная центровка (фокус)увеличивается на 2...3 % САХ, что повышает запас продольной статической устойчивости по перегрузке.Это увеличение объясняется следующим. С ростом скорости полета по прибору при случайномвозрастании угла атаки увеличиваются изгибающие деформации фюзеляжа, при этом верхняя его частьукорачивается, а троса управления рулем высоты своей длины не изменяют. Это приводит к отклонениюАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА115руля высоты вниз.
Приращение подъемной силы горизонтального оперения ΔΥГ .О . возрастает, вызывая темсамым сдвиг аэродинамического фокуса назад.Продольнаядинамическаяустойчивостьсамолетаилихарактерпродольногокороткопериодического движения определяется соотношением между статическими и динамическимимоментами.В зависимости от степени деформирования продольное короткопериодическое движение можетиметь апериодический или чаще периодический (колебательный) характер. При слабом деформированииколебания самолета будут затухать медленно и потребуется много времени для восстановления равновесия.Но и при чрезмерно большом демпфировании или недостаточной статической устойчивостисамолета возвращение в состояние равновесия также затягивается, хотя колебаний не будет.Продольная динамическая устойчивость самолета характеризует коэффициент затуханияпродольных колебаний.Рис. 136 .
Характеристики продольной динамической устойчивости самолетов Як-52 и Як-55 сзажатой ручкой управленияРассмотрим характеристики короткопериодического движения самолетов Як-52 и Як-55 вгоризонтальном полете на высоте Н=500 м с зажатой ручкой управления при следующих данных самолетов:Як-52 - G=1290 кгс, центровка 25% САХ;Як-55 - центровка 25% САХ, G=870 кгс (Рис.
136).Из графиков рисунка видно, что в диапазоне скоростей полета от 150 до 360 км/ч затуханиеколебаний на половину уменьшается. Это определяет достаточно хорошую динамическую устойчивостьсамолетов Як-52 и Як-55.Приведенные характеристики короткопериодического движения позволяют сделать вывод о том,что длительный горизонтальный полет на самолетах Як-52 и Як-55 во всем диапазоне скоростей и высот неутомителен.Но вследствие малого веса самолетов в сильную ”болтанку” летчику приходится прикладыватьопределенные усилия для удержания самолета в заданном режиме полета.ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПО СКОРОСТИУстойчивостью по скорости называется способность самолета восстанавливать скорость полета иугол наклона траектории исходного режима.Самолет, обладающий устойчивостью по перегрузке и удовлетворительными демпфирующимисвойствами, при нарушении равновесия сравнительно быстро прекращает короткопериодическоеколебательное движение.
В процессе этого движения самолет восстанавливает угол атаки и перегрузку(прямолинейность движения) исходного режима, но не восстанавливает исходный угол наклона траекториии тангажа. Поэтому дальнейшее протекание возмущенного движения называется большим(длиннопериодическим) движением. Оно связано со значительными отклонениями самолета от траекторииисходного - установившегося полета и сопровождается изменением скорости и высоты.
Совершенно ясно,что интерес представляет начальная тенденция самолета, т. е. как он реагирует на изменение скорости сразупосле устранения возмущений.Тенденция самолета к восстановлению исходных значений скорости и угла наклона траекторииназывается статической устойчивостью по скорости.Всякое изменение скорости полета из-за действия какой-либо случайной причины сопровождаетсяизменением аэродинамических сил и моментов. Если при увеличении скорости полета подъемная силаувеличивается, то появляется неуравновешенный избыток ее ΔY, траектория движения искривляется вверх.Это ведет к уменьшению скорости.Уменьшение скорости у статически устойчивых самолетов Як-52 и Як-55 сопровождаетсяуменьшением подъемной силы и, следовательно, искривлением траектории его полета вниз. При снижениискорость полета увеличивается.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА116Таким образом, условием статической устойчивости самолета по скорости является увеличениеподъемной силы при увеличении скорости, и наоборот, т.
е. критерием устойчивости по скорости можетdYdYdY>0<0быть знак величины отношения dV При dVсамолет устойчив по скорости. При dVсамолетнеустойчив по скорости.Статическая устойчивость самолета по скорости является необходимым, но недостаточнымусловием возвращения самолета к исходной скорости полета, так как она определяет только начальнуютенденцию в движении самолета при нарушении его равновесия.Изменение скорости полета, как правило, сопровождается и изменением угла атаки, поэтому подустойчивостью по скорости фактически подразумевается устойчивость режима полета, т. е.
стремлениесамолета восстановить не только скорость, но и угол атаки исходного режима полета.На устойчивом по скорости самолете увеличение скорости полета сопровождается приростомподъемной силы. Следовательно, если летчик увеличит скорость полета, то для сохранения прямолинейногогоризонтального полета он будет вынужден уменьшить угол атаки отклонением ручки управления от себя,что вызовет увеличение давящего усилия.Таким образом, об устойчивости самолета по скорости летчик может судить по изменению усилийна ручке управления или по отклонению руля высоты с изменением скорости при сохранении режимапрямолинейного полета.Балансировочная диаграмма δ В (V) (Рис. 137) позволяет судить о продольной статической устойчивости самолетафиксированном (зажатом) управлении.Рис.
137 К объяснению продольной статической устойчивости самолетов по скорости призафиксированном управленииРис. 138 К объяснению продольной статической устойчивости по скорости при свободном управленииДопустим, сбалансируем самолет Як-52 на скорости 200 км/ч при работе двигателя на I номинале,при этом δ В = 3 , зафиксируем в этом положении ручку управления. Пусть по какой-либо причинескорость полета увеличивается до скорости V1. При этом пикирующий момент уменьшается. Для его00устранения необходимо отклонить руль высоты вниз на величину δ В1 , но так как руль высотызафиксирован в нейтральном положении, то под действием уменьшения момента самолет перейдет накабрирование, скорость полета будет уменьшаться, стремясь к исходному значению.
При уменьшениискорости до значения V2 для балансировки самолета необходимо было бы отклонить руль высоты вверх на0АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА117величину δ В2 ,, но так как он зафиксирован, то самолет переходит на снижение, скорость полетаувеличивается. Следовательно, и в том и в другом случае, если наклон балансировочной диаграммы по0dδ В>0углам отклонения руля высоты положительный dV, самолет имеет стремление без вмешательствалетчика восстановить заданную скорость, т. е.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
