Аэродинамика самолета (561545), страница 29
Текст из файла (страница 29)
При полете самолета со скольжением характеробтекания полукрыльев и распределения давления на них изменяется. На опущенном полукрыле условияобтекания лучше, а на поднятом из-за аэродинамического затенения хуже, вследствие чего на опущенномпол у крыле подъемная сила создается большей величины, чем на поднятом (Уоп > Упод).Результирующая подъемная сила У’, как это показано на Рис.
142, сместится в сторону опущенногополукрыла и, действуя на плече а относительно центра тяжести, создаст восстанавливающий момент(МВОСТ), который после прекращения действия внешних сил прекратит свое действие. Таким образом,поперечная устойчивость обеспечивается самим крылом, но не за счет только крена, а и за счетвозникающего при этом скольжения.Величина восстанавливающего момента, степень статической поперечной устойчивости зависят отплощади крыла, угла поперечного V, стреловидности, удлинения крыла, от площади вертикальногооперения и т. д.Рис.
143 . Влияние угла поперечного V на поперечную устойчивость самолетаРассмотрим влияние упомянутых факторов на поперечную устойчивость самолета.Площадь крыла сильно влияет на величину демпфирующего момента. При постоянной скорости ивысоте полета в диапазоне летных углов атаки величина прироста подъемной силы ΔУ зависит только отΔα и площади крыла S.Демпфирующий момент МХдемпф возникает при наличии вращения самолета вокруг оси X, врезультате чего появляется разность в углах атаки полукрыльев. От величины этой разности зависитизменение в подъемных силах правого и левого полукрыльев.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТАΔY = ΔCyρυ 22S.121(9.15)Из формулы следует, что при прочих равных условиях величина изменения подъемной силы накрыле, а, следовательно, и МХдемпф будет зависеть от площади крыла S. Чем больше площадь крыла, темтруднее самолет выходит из состояния равновесия, и наоборот, если самолет имеет глубокое нарушениеравновесия, то демпфирующий момент будет сдерживать быстрое возвращение к исходному положению.Угол поперечного V крыла имеет большое значение для поперечной устойчивости самолета.
Каквидно на Рис. 143, при скольжении крыла, имеющего угол поперечного V, полукрылья обтекаются боковымпотоком воздуха под различными углами атаки. У опущенного полукрыла угол атаки больше, чем уподнятого, соответственно произойдет увеличение подъемной силы на опущенном и уменьшение наподнятом полукрыльях.С увеличением угла поперечного V разница в углах атаки и подъемных силах опущенного иприподнятого крыльев также увеличится. Вследствие этого будет иметь место увеличениевосстанавливающего момента.Таким образом, чем больше угол поперечного V крыла, тем лучше поперечная устойчивостьсамолета. У современных самолетов с прямыми и трапециевидными крыльями угол поперечного Vнаходится в пределах от 0 до +7°.Стреловидность крыла увеличивает поперечную устойчивость самолета.
Чем больше уголстреловидности, тем лучше поперечная устойчивость. Это объясняется неодинаковым характеромобтекания стреловидных полукрыльев при нарушении поперечного равновесия Если нарушено поперечноеравновесие, то самолет совершает полет со скольжением. При наличии прямой стреловидности величинаподъемной силы зависит не от скорости потока V ∞ , а от ее составляющих V1, направленныхперпендикулярно передним кромкам. Так как эффективная скорость V1 у крыла, выдвинутого вперед,больше, а отстающего меньше, то и подъемные силы полукрыльев также будут неодинаковы.Вследствие этого появляется дополнительный восстанавливающий момент за счет стреловидности.Таким образом, прямая стреловидность крыла способствует повышению поперечной устойчивостисамолета. Однако у самолетов с крылом прямой стреловидности поперечная устойчивость может возрастинастолько, что станет излишней. А это ухудшит управляемость и может вызвать так называемуюколебательную неустойчивость.
По этой причине у самолетов со стреловидным крылом угол поперечного Vделают, как правило, отрицательным (до -5°) Этим ухудшают поперечную устойчивость, с тем, чтобыдобиться приемлемых значений управляемости и исключить нежелательные побочные явления в видеколебательной неустойчивости.Удлинение крыла. Чем больше удлинение крыла, тем на большем плече будет действоватьподъемная сила Укр, сместившаяся в направлении опускающегося крыла, и тем больше будетвосстанавливающий момент, а, следовательно, лучше поперечная устойчивость самолета.На поперечную устойчивость оказывают влияние боковые поверхности фюзеляжа, вертикальногооперения, мотогондол.
Если центр давления этих поверхностей окажется выше центра тяжести самолета, томоменты аэродинамических сил, действующих на боковые поверхности фюзеляжа, вертикального оперения,и мотогондол, будут стремиться восстановить нарушенное равновесие. Это положительно отразится напоперечной устойчивости, особенно у самолетов с нижним и средним расположением крыла, и в меньшейстепени у самолетов с верхним расположением.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА122ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИРис.
144 Изменение коэффициента Су при нарушении поперечного равновесия на различных углахатакиС увеличением угла атаки поперечная устойчивость ухудшается и на углах атаки, близких ккритическому, может настолько ухудшиться, что самолет теряет способность самостоятельновосстанавливать нарушенное равновесие. Как видно на Рис. 144, при одинаковом изменении углов атаки уподнимающегося и опускающегося полукрыльев величина изменения подъемной силы ΔY для различныхисходных режимов полета неодинакова. Если самолет летел на сравнительно небольших углах атаки (набольшой скорости), то изменение подъемной силы у обоих крыльев примерно одинаково. При полете же наоколокритических углах атаки подъемная сила опускающегося крыла может быть даже меньше исходной.Это произойдет, если суммарный угол атаки будет больше критического, т.е.
( Δα ИСХ + Δα ) > α КРИТ . . Врезультате демпфирующий момент будет очень мал и самолет будет интенсивно накреняться.Помимо уменьшения демпфирующего момента при полете на околокритических углах атаки принакренении появляется срыв потока на опускающемся крыле, что может привести к сваливанию самолета накрыло. У большинства крыльевых профилей зона начала срыва располагается у задней кромки крыла и сувеличением угла атаки быстро перемещается вперед по хорде и вдоль по размаху.У стреловидных крыльев срыв потока начинается раньше, чем у нестреловидного исосредоточивается на концах крыла.
Поэтому стреловидность крыла ухудшает поперечную устойчивость набольших углах атаки.Для улучшения поперечной устойчивости на больших углах атаки применяются аэродинамическаяи геометрическая крутки крыла, концевые предкрылки, аэродинамические гребни.Аэродинамическая крутка. У аэродинамически закрученных крыльев на концах применяют болеенесущие профили с большим значением Сумакс. Благодаря этому концевой срыв на больших углах атакинаступает позже.Геометрическая крутка крыла выполняется таким образом, что установочные углы уменьшаютсяпо мере приближения к концам крыла. Этим достигается то, что при тех же углах атаки, при которых унезакрученного крыла возникает концевой срыв потока, у закрученного крыла он не возникает.Концевые предкрылки увеличивают критический угол атаки крыла, улучшают картину обтеканияконцевой части крыла, тем самым улучшают поперечную устойчивость на больших углах атаки. Применяютих, как правило, на нескоростных самолетах.Аэродинамические гребни препятствуют перетеканию воздушного потока от фюзеляжа к концевымсечениям крыла, затягивая тем самым начало развития концевого срыва.
Следовательно, аэродинамическиегребни способствуют улучшению поперечной устойчивости самолета на больших углах атаки.ПОПЕРЕЧНАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТАСпособность самолета поворачиваться вокруг своей продольной оси при отклонении элероновназывается поперечной управляемостью.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА123Рис. 145 Накренение самолета при отклонении элероновПринцип действия элеронов аналогичен принципу действия рулей. Особенность работы элероновсостоит в том, что при отклонении ручки управления в сторону самолет может беспрерывно вращатьсявокруг продольной оси, так как возникающий при этом демпфирующий момент оказывает влияние наугловую скорость вращения, но не в состоянии уравновесить самолет на определенном угле крена.Для того чтобы накренить самолет влево, летчик отклоняет ручку влево.
При этом левый элеронподнимется вверх, а правый опустится вниз. При отклонении элеронов изменяется кривизна профиля крылана участке расположения элерона, вследствие чего изменится и действительный угол атаки этой частикрыла (Рис. 145).У полукрыла с опущенным элероном угол атаки увеличится, следовательно, увеличится икоэффициент подъемной силы Су. На крыле с поднятым элероном, наоборот, уменьшится и угол атаки, икоэффициент подъемной силы. В результате будем иметь разные подъемные силы полукрыльев, которыесоздадут кренящий момент МХкрен относительно продольной оси, под действием которого самолет будетвращаться в сторону отклоненной ручки.При полете на малых углах атаки (с большими скоростями) отклонение элеронов, изменяяподъемную силу полукрыльев, коэффициент лобового сопротивления СX увеличивает очень мало.
Поэтомуотклонение элеронов практически не вызывает разворота самолета (Рис. 146).Рис. 146. Возникновение крена и разворот самолета при отклонении элеронов на малых скоростяхполетаПо мере увеличения угла атаки поперечная управляемость самолета ухудшается и приопределенных условиях может наступить полная ее потеря.
Ухудшение управляемости на больших углахатаки (малые скорости полета) объясняется сравнительно малым изменением подъемной силы наполукрыльях, вследствие чего кренящий момент (МХкрен) невелик и самолет будет медленно крениться всторону отклоненной ручки. Кроме того, на больших углах атаки сопротивление у крыла с опущеннымэлероном (ΔQЭЛ.ПОД.) за счет индуктивного сопротивления значительно больше, чем у крыла с поднятымэлероном (ΔQЭЛ.ПОД.) Вследствие этого возникает разворачивающий момент (МУразв) в сторону полукрыла сопущенным элероном.В дальнейшем за счет разворота самолет начинает скользить на полукрыло с поднятым элероном.Вследствие этого возникают дополнительные силы, которые создают момент, направленный в сторону,противоположную основному кренящему моменту, ухудшая тем самым поперечную управляемость. Вслучае равенства моментов, созданных отклонением элеронов и скольжением самолета, наступает потеряуправляемости.
Если момент, вызванный скольжением, окажется больше основного кренящего момента, тоэто приведет к обратной управляемости: при отклонении ручки управления в одну сторону самолеткренится и разворачивается в противоположную сторону. По мере приближения к критическому углу атакипоперечная управляемость еще больше ухудшается. Это объясняется тем, что полукрыло с опущеннымАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА124элероном попадает в область закритических углов атаки и вместо ожидаемого увеличения подъемной силына этом полукрыле происходит ее уменьшение.Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяется ряд средств,предназначенных, с одной стороны, для увеличения эффективности элеронов, с другой - для уменьшенияразворота.Дифференциальное отклонение элеронов состоит в том, что при отклонении ручки опускающийсяэлерон отклоняется на меньший угол, чем поднимающийся.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
