Аэродинамика самолета (561545), страница 30
Текст из файла (страница 30)
Благодаря такому отклонению коэффициентподъемной силы крыла с опущенным элероном возрастает на меньшую величину, чем у простых элеронов.Поэтому индуктивное сопротивление полукрыла с опущенным элероном возрастет меньше, следовательно,меньше будет и разворачивающий момент.На крыле с поднятым элероном увеличивается профильное сопротивление, так как часть элеронавыходит за пределы пограничного слоя, нарушает безотрывное обтекание.Таким образом, элероны с дифференциальным отклонением увеличивают кренящий момент всторону крыла с поднятым элероном и уменьшают разворачивающий момент в сторону крыла с опущеннымэлероном.У современных самолетов элероны с дифференциальным отклонением могут отклоняться вверх до30°, вниз на - 14-16°.Аэродинамические гребни на самолетах со стреловидными крыльями препятствуют перетеканиюпограничного слоя к концам крыла, тем самым предотвращают раннее развитие срыва потока на концевыхчастях крыла и увеличивают эффективность действия элеронов.ОСОБЕННОСТИ ПОПЕРЕЧНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ НАБОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТАПри достижении современными самолетами больших скоростей полета появились ранеенеизвестные явления, усложняющие пилотирование самолета: «валежка», реверс элеронов, обратнаяреакция на дачу ног, снижение эффективности элеронов и рулей.«Валежка» обусловливается нарушением аэродинамической симметрии, потому что невозможнопостроить самолет с идеально одинаковыми (симметричными) по жесткости, геометрической форме правыми левым полу крыльями.
Предположим, что в результате геометрической несимметрии угол атаки одногополукрыла оказался чуть больше, чем другого. Из-за отсутствия симметрии в углах атаки появитсякренящий момент, для устранения которого летчик должен отклонить элероны в противоположнуюсторону. На больших скоростях полета, даже при незначительной разности углов атаки, кренящий моментдостигает большой величины и для его парирования нужно или отклонять элероны на большой угол, илиуменьшать скорость полета. Если самолет имеет неодинаковую жесткость полукрыльев, то при полете набольшой приборной скорости менее жесткое крыло будет иметь большую деформацию.
Если этостреловидное крыло, то деформация в виде изгиба вызывает уменьшение углов атаки, особенно ближе кконцу крыла (Рис. 147).При различной жесткости на изгиб и кручение углы атаки правого и левого полукрыльев будутизменяться на разные величины. Это в свою очередь приводит к тому, что подъемные силы крыльев будутнеодинаковы. При больших приборных скоростях разница в подъемных силах становится настолькобольшой, что вызывает кренение самолета в сторону менее жесткого крыла.Попытка бороться с возникшей «валежкой» - отклонением элеронов - обычно не только не даетположительных результатов, а, наоборот, усугубляет ее. Такая реакция самолета связана с так называемымреверсом элеронов.Реверс элеронов. Под действием аэродинамических сил крыло в полете изгибается и закручивается.Кручение крыла объясняется тем, что внешняя нагрузка, действующая по линии центров давления крыла, несовпадает с так называемой осью жесткости (Рис.
148). Линия центров давления, как правило, расположенапозади линии жесткости крыла, поэтому крыло закручивается на уменьшение углов атаки. У прямыхкрыльев это явление выражено слабее, чем у стреловидного крыла, у которого аэродинамические силывызывают кручение и изгиб, причем последний также закручивает крыло.Отклонение элеронов смещает центр давления назад, чем еще больше закручивается стреловидноекрыло. Кручение крыла за счет отклонения элеронов может достигнуть такого изменения фактических угловатаки полукрыла, что подъемная сила, создаваемая элеронами ΔУэл, будет меньше изменения подъемнойсилы, вызванного кручением крыла В результате самолет будет крениться не в ту сторону, куда отклоненаручка управления, а в противоположную. Наступает так называемый реверс элеронов. Реверсом элероновназывается обратное их действие, наступающее на больших скоростях полета вследствие закручиваниякрыла.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА125Рис.
147 Влияние изгиба стреловидного крыла на фактические углы атаки профилейРис. 148 Кручение крыла от внешних нагрузок и при отклонении элероновСкорость полета, при которой самолет теряет поперечную управляемость, называется скоростьюреверса. Для предотвращения реверса элеронов необходимо, чтобы максимальная скорость полета быламеньше скорости реверса. Понятно, что для увеличения скорости реверса необходимо увеличить жесткостькрыла на кручение.Обратная реакция на дачу ноги возникает у самолетов со стреловидными крыльями при полете соскоростью, превышающей критическую скорость по числу М.
Суть этого явления состоит в том, что приотклонении руля направления в одну сторону, например вправо, самолет начинает крениться влево. Этообъясняется тем, что при отклонении руля вправо фактическая стреловидность полукрыльев изменяется (см.Рис. 149).Рис. 149 Изменение Су в зависимости от числа М. полета и стреловидности крылаАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА126При превышении некоторой скорости, соответствующей Мобр, изменение стреловидности такимобразом изменяет подъемную силу, что у полукрыла с меньшей фактической стреловидностью подъемнаясила уменьшается, а у полукрыла, действительная стреловидность которого увеличивается, произойдет ростподъемной силы.
В результате то полукрыло, в сторону которого была отклонена педаль, начнетподниматься, т. е самолет начнет вращаться в сторону, противоположную отклонению педали.Снижение эффективности рулей появляется при полете на закритических скоростях полета.При полете на докритических скоростях отклонение руля (элерона) вызывает перераспределениедавлений по всему профилю оперения или крыла, в результате чего возникает дополнительнаяаэродинамическая сила ΔУГ.О.Если полет совершается на закритических скоростях, при которых на оперении возникают скачкиуплотнения, то эффективность рулей резко снижается в результате того, что перераспределение давленийвдоль хорды профиля при отклонении руля распространяется вперед только до скачка уплотнения.Объясняется это тем, что возмущения, вызванные отклонением руля и распространяющиеся соскоростью звука, не могут распространиться на ту часть оперения, где скорость потока больше скоростизвука.
Поэтому при отклонении руля (элеронов) при закритических числах М полета изменяется характеробтекания только той части оперения, которая расположена позади скачка уплотнения (Рис. 150).Рис. 150 Распределение давления вдоль хорды профиля при отклонении рулей приМ < М КРИТ и М > М КРИТТаким образом, в создании дополнительной аэродинамической силы, вызванной отклонением руля,принимает участие только часть площади оперения, в результате чего величина подъемной силы ΔУг.о.также будет уменьшена. Для повышения эффективности рулей на закритических скоростях полетастабилизатор и киль набираются из профилей с меньшей, чем у крыла, относительной толщиной с,увеличивается стреловидность χ ОП хвостового оперения.При полете на сверхзвуковых скоростях эффективность рулей почти полностью восстанавливается.Это объясняется тем, что при отклонении руля, например, вниз, над ним увеличивается разрежение из-заувеличения скорости потока, а под ним скорость потока уменьшается из-за его торможения.
Вследствиеэтого разность давлений под рулем и над рулем увеличивается, что приводит к увеличению эффективностирулей.На современных самолетах, осуществляющих полеты со сверхзвуковыми скоростями, дляулучшения управляемости применяют управляемые стабилизаторы, у которых рули высоты отсутствуют.Стабилизатор при этом через систему гидроусилителей связан непосредственно с ручкой управления вкабине, и летчик, управляя самолетом, так же как и через руль высоты, оттеняет ручку управления в нужномнаправлении.
При взятии ручки на себя стабилизатор уменьшает угол атаки, при даче ручки от себя увеличивает.Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяют так называемыеинтерцепторы, которые представляют собой пластины, кинематически связанные с элеронами ирасположенные вдоль размаха крыла. В зависимости от конструкции самолета интерцепторы могут бытьрасположены как на верхней поверхности крыла, так и на нижней (Рис. 151). При верхнем расположенииинтерцептора он выдвигается при отклонении элерона вверх. Выдвижение интерцептора вызываетинтенсивный срыв потока, вследствие чего происходит резкое снижение подъемной силы крыла. Принижнем расположении интерцептор выдвигается в поток на том крыле, на котором элерон отклоняется вниз.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА127В этом случае пластина интерцептора тормозит поток, давление под крылом повышается и крыло получаетдополнительный прирост подъемной силыРис. 151 Интерцепторы на крыле самолета.
а - верхнее расположение; б - нижнее расположениеКак самостоятельный орган поперечного управления интерцепторы не получили применениявследствие значительного запаздывания в своем действии, поэтому применяются как дополнение кэлеронам. При нейтральном положении элеронов интерцепторы убраны заподлицо с обшивкой ивыдвигаются лишь при отклонении элеронов на некоторый угол. Дальнейшее увеличение угла отклоненияэлеронов происходит при выдвинутом интерцепторе.
В результате синхронизации отклонения интерцептораи элерона их действия как органов управления суммируются.ПУТЕВОЕ РАВНОВЕСИЕ САМОЛЕТАПутевым равновесием называется такое состояние самолета в полете, при котором он не изменяетсвоего положения относительно вертикальной оси (оси Y).Условием путевого равновесия является равенство моментов рыскания.Му ПР = Му ЛЕВ(9.16)Рис. 152 Схема сил и моментов, действующих на самолет относительно оси YИз Рис.
152 видно, что моменты, вращающие самолет вокруг оси Y, создаются в основном силамилобового сопротивления полукрыльев и силами тяги двигателей. Для сохранения путевого равновесиянеобходимо, чтобы сумма всех моментов относительно оси Y равнялась нулю.ΣМу = 0.(9.17)Наличие геометрической, аэродинамической и весовой симметрии является необходимым условиемпутевого равновесия. При нарушении аэродинамической или геометрической симметрии самолета силылобового сопротивления правого и левого полукрыльев станут отличаться по величине и равновесиенарушится. Для самолетов с несколькими двигателями, расположенными вдоль оси Z (на крыле или вфюзеляже), нарушение путевого равновесия может происходить из-за неодинакового режима работыдвигателей.
Отказ в работе одного из двигателей резко нарушит путевое равновесие. Путевое равновесиеможет быть нарушено также неравномерной выработкой топлива из крыльевых (или подвесных) топливныхбаков, что приведет к изменению величины сил лобового сопротивления полукрыльев. Восстановлениепутевого равновесия осуществляется путем отклонения руля на правления в соответствующую сторону.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА128ПУТЕВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТАСпособность самолета без вмешательства летчика восстанавливать первоначальное состояниепутевого равновесия называется путевой устойчивостью.При нарушении путевого равновесия самолет начнет разворачиваться вокруг оси Y, нарушив темсамым симметрию обтекания.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
