Аэродинамика самолета (561545), страница 28
Текст из файла (страница 28)
он статически устойчив по скорости при фиксированномуправлении.Балансировочная диаграмма PВ(V) (Рис. 138) позволяет судить о продольной статическойустойчивости самолета по скорости при освобожденном управлении (ручка управления брошена).Сбалансируем самолет Як-52 триммером на скорости горизонтального полета 200 км/ч при работедвигателя на I номинале.
При этом РВ = 0 при освобожденном управлении. При увеличении скорости полетадо V1 для балансировки самолета необходимо приложить к ручке управления давящее усилие Рак но, таккак ручка освобождена, она будет перемещаться в направлении к летчику - руль высоты отклонится вверх,самолет перейдет на кабрирование, скорость будет уменьшаться, стремясь к заданной.При уменьшении скорости для балансировки самолета необходимо приложить тянущее усилие, нотак как ручка управления освобождена, то она будет перемещаться в направлении от летчика, руль высотыотклонится вниз самолет перейдет на снижение, скорость будет увеличиваться.
Следовательно, извышесказанного можно сделать вывод: если самолет сбалансирован и наклон балансировочной диаграммыdPВ>0по усилиям на ручке управления положительный dV, то считается, что самолет статически устойчивпо скорости при освобожденном управлении.Таким образом, в эксплуатационном диапазоне скоростей полета самолеты Як-52 и Як-55статически устойчивы по скорости и по перегрузке.ПОПЕРЕЧНАЯ БАЛАНСИРОВКА.ВЛИЯНИЕ РЕАКЦИИ ВРАЩЕНИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА НА ПОПЕРЕЧНУЮБАЛАНСИРОВКУПоперечной балансировкой самолета называется такое его состояние, когда действующие насамолет силы не вызывают вращение самолета вокруг продольной оси X. Для поперечной балансировки впрямолинейном полете необходимо равновесие кренящих моментов, т.
е. чтобы сумма моментовотносительно оси Х была равна нулю: У винтовых самолетов Як-52 и Як-55 нет аэродинамическойсимметрии. Происходит это оттого, что в полете под влиянием работы силовой установки возникает правыйкренящий момент, который приходится уравновешивать. Рассмотрим указанное влияние силовойустановки.ΣМ Х = 0(9.13)Рис. 139 Реактивный момент воздушного винта и уравновешивание его методом отклонения элероновВлияние реакции вращения воздушного винта на поперечную балансировку.
Сила тягирассматриваемых самолетов лежит в плоскости симметрии и, следовательно, не нарушает поперечногоравновесия.Но вследствие вращения воздушного винта влево (по направлению полета) самолет находится поддействием правого кренящего момента, направленного в сторону, обратную вращению воздушного винта.Этот момент называется реактивным, или реакцией вращения воздушного винта - МРВ. Привращении воздушного винта его лопасти, оказывая давление на воздушный поток, сами испытывают состороны последнего такое же воздействие, которое можно представить в виде реактивной пары сил.
Так каквоздушный винт конструктивно связан с самолетом, то реактивный момент, передаваясь через двигатель насамолет, заставляет его крениться в сторону, обратную вращению. Следовательно, при левом вращенииАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА118воздушного винта под действием реактивного момента воздушного винта самолет будет иметь стремлениекрениться на правое крыло.Реакцию вращения воздушного винта можно уравновесить путем отклонения элеронов (Рис. 139),опустив правый элерон и подняв левый (ручка управления отклоняется влево).
Этим самым достигаетсяравновесие.На самолетах Як-52 и Як-55 этот момент компенсируется отклонением фиксированных триммеров,установленных на элеронах. Эти триммеры представляют собой небольшие дюралевые пластины, которыеприкреплены к ободу элеронов. Отгибая триммеры в сторону, обратную вращению, тем самым достигаетсяотклонение элеронов на расчетном режиме и снятие нагрузки на ручке управления. Как правило, расчетныйрежим соответствует скорости полета 250 км/ч. Данные триммеры называются компенсирующими,снимающими шарнирный момент.Другой способ уравновешивания реактивного момента воздушного винта состоит в том, что уголустановки того полукрыла, на которое самолет кренится, делают чуть больше. Вследствие этого на всехрежимах полета угол атаки этого полукрыла будет равен α + Δα .
Следовательно, будет больше и егоподъемная сила. За счет разницы в величине подъемных сил полукрыльев образуется момент относительнооси X, который и уравновешивает реакцию вращения воздушного винта. На планировании, когда реакциивращения воздушного винта нет, самолет, естественно, валится на то полукрыло, угол установки которогоменьше, и летчику приходится уравновешивать самолет отклонением элеронов.
Данный способ насамолетах Як-52 и Як-55 не применяется.ПУТЕВАЯ БАЛАНСИРОВКА. ВЛИЯНИЕ ВОЗДУШНОЙ СТРУИ ОТ ВИНТА НАПУТЕВУЮ БАЛАНСИРОВКУПутевой балансировкой самолета называется такое его состояние, когда действующие на самолетсилы не вызывают вращения самолета вокруг оси Y. Для путевой балансировки необходимо равновесиезаворачивающих моментов, т. е.
чтобы сумма моментов относительно оси Y была равна нулю:ΣМ У = 0(9.14)У самолета путевое равновесие само собой не создается. Происходит это оттого, что в полете подвлиянием работы силовой установки возникает заворачивающий момент, который приходитсяуравновешивать путем нарушения аэродинамической симметрии самолета. На планировании нарушеннаясимметрия дает себя знать, и летчику приходится создавать уравновешивающий момент.Влияние струи от воздушного винта на путевую балансировку.
В полете самолет имееттенденцию заворачивать в сторону, обратную вращению воздушного винта (т. е. с воздушным винтомлевого вращения самолеты Як-52 и Як-55 стремятся заворачивать вправо).Причина возникновения заворачивающего момента заключается в том, что воздушная струя,отбрасываемая воздушным винтом и закручиваемая последним в сторону вращения, встречает на своемМZ В .О . (Рис.пути вертикальное оперение и, оказывая на него давление, создает заворачивающий момент140). Так как вертикальное оперение всегда расположено выше оси фюзеляжа, то при воздушном винтелевого вращения воздушная струя вращается влево, давление испытывает правая сторона оперения исамолет стремится завернуть вправо.При воздушном винте правого вращения давление будет на левую сторону оперения и самолетбудет заворачивать влево.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА119Рис.
140 Возникновение заворачивающего момента вследствие действия вращающейся струивоздушного винта на вертикальное оперение самолетов Як-52 и Як-55.Уравновесить указанный заворачивающий момент можно при помощи руля направления, отклоняяего в сторону, обратную той, в которую самолет стремится заворачивать (для самолетов Як-52 и Як-55влево).Вертикальное оперение работает аналогично горизонтальному оперению, поэтому при отклонениируля направления вертикальное оперение окажется под действием аэродинамической силы ZВ.О., моменткоторой будет стремиться повернуть самолет вокруг оси Y в сторону, обратную той, в которую направленмомент от действия струи воздушного винта.
В полете летчик будет испытывать постоянное давление напедаль, что утомляет его. Для снятия усилий на педалях самолета, возникающих от аэродинамической силыZВ.О, на руле направления устанавливают триммер.На самолетах Як-52 и Як-55 установлен фиксированный триммер, представляющий собойнебольшую дюралевую пластину, которая прикреплена к ободу руля направления. Отгибанием ее в сторону,обратную необходимого отклонения руля направления, снимается нагрузка с педалей управлениясамолетом.
Данным фиксированным триммером уравновешивается шарнирный момент руля направления.Поэтому правильно будет называть ее компенсирующей пластиной.ПОПЕРЕЧНАЯ, ПУТЕВАЯ И БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТАСреди факторов, определяющих закономерности бокового движения, наибольшую роль играютхарактеристики поперечной и путевой устойчивости.Поэтому каждому летчику для понимания всех особенностей поведения самолета необходимопредставлять фактическую картину бокового движения и, в частности, сущность конкретного проявленияпоперечной и путевой устойчивости.ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТАСпособность самолета без вмешательства летчика восстанавливать в полете первоначальноесостояние поперечного равновесия называется поперечной устойчивостью.Рассмотрим поведение самолета при случайном нарушении поперечного равновесия.
Например,под воздействием вертикального порыва ветра на одно из полукрыльев самолет начнет вращатьсяотносительно оси X, т. е. крениться.При вращении самолета вокруг продольной оси происходит изменение углов атаки на полукрыльях:на опускающемся крыле углы атаки увеличиваются, а на поднимающемся - уменьшаются (Рис. 141). Врезультате подъемные силы полукрыльев также изменят свои первоначальные величины: наподнимающемся подъемная сила УПОД будет меньше исходной, а на опускающемся больше, т. е.YОП > YПОД . Результирующая подъемных сил Y' сместится в сторону опускающегося полукрыла и,действуя на плечо а, создаст тормозящий (демпфирующий) момент МХ.демпф, препятствующий дальнейшемуувеличению угла крена.
Однако демпфирующий момент действует только при вращении самолетаотносительно оси Х и как только вращение (кренение) прекращается, прекращается и действие этогомомента. Поэтому восстановить исходное поперечное равновесие демпфирующий момент не может.Демпфирующий момент равновесия не восстановит, однако вращение самолета прекратится, и оностанется накрененным на некоторый угол γ (Рис. 142).АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА120Рис.
141. Схема сил, действующих на самолет при его вращении относительно оси ХРис. 142 Восстановление поперечного равновесия при скольжении самолетаНакренившийся самолет начинает скользить на опущенное крыло под воздействием силы ZСК,составляющей силы веса и подъемной силы (см. Рис. 142).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
