Аэродинамика самолета (561545), страница 45
Текст из файла (страница 45)
197).В перевернутом полете на самолет действуют такие же силы и моменты, что и в нормальномполете, однако величина и направление этих сил и моментов могут существенно отличаться от условийнормального полета.Рис. 197 Полет самолета на спинеПеревернутый полет имеет ряд существенных особенностей.1. Изменение направления действующих на летчика сил и перегрузок. Вследствие этого меняетсяфизиологическое воздействие на организм летчика.
Переносимость отрицательных перегрузок (таз - голова)значительно ниже, чем положительных (голова - таз). Ухудшается работоспособность организма.2. Ухудшаются летные характеристики самолета вследствие уменьшения его аэродинамическогокачества.3. Необычное положение летчика и обратные движения ручкой и педалями при управлениисамолетом требуют от летчика повышенного внимания, особенно в начале освоения перевернутого полета.Так, для увеличения угла атаки в перевернутом полете (отрицательного угла) необходимо ручку управленияотклонить от себя, а для уменьшения - на себя.
Для накренения самолета влево летчик должен отклонитьручку управления вправо, и наоборот, отклонение педали вправо вызывает левый разворот, а отклонениелевой педали - правый разворот.4. В перевернутом полете существенно изменяется работа отдельных элементов конструкциисамолета. Возникает необходимость специальной компоновки кабины летчика. Предусматриваетсярегулировка сиденья, педалей, изменяется система привязных ремней, обеспечивается крепление ноглетчика к педалям ножного управления и т.
п.5. На самолетах, предназначенных для перевернутых полетов, должны предусматриватьсяспециальные конструкции топливопитания, смазки и суфлирования двигателя для обеспечения егонормальной работы в условиях длительного полета на спине или выполнения пилотажа с отрицательнымиперегрузками.6. У самолетов, имеющих положительное поперечное V крыла, в перевернутом положенииухудшается поперечная устойчивость. Руль высоты вниз отклоняется, как правило, на меньший угол, чтоможет отразиться на продольной управляемости самолета на больших отрицательных углах атаки.Поэтому для обеспечения устойчивости и управляемости самолета в перевернутом полетенеобходимо подобрать такие углы установки крыла и стабилизатора, углы отклонения рулей, чтобыустойчивость и управляемость не имела резких отличий от нормального, прямого полета.АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА В ПЕРЕВЕРНУТОМ ПОЛЕТЕАэродинамические характеристики крыла в перевернутом полете будут иметь некоторые отличияот аэродинамических характеристик крыла в нормальном полете.
Эти отличия обусловлены различнымикартинами обтекания профиля крыла и, следовательно, различным распределением давления вдоль хордыпрофиля. Для удобства рассуждений целесообразно углы атаки и подъемную силу крыла в перевернутоми У , а знак так, как показано на Рис. 198. Соответственно обозначим иполете обозначать αкоэффициент подъемной силы - СУП.ППАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА180Если профиль крыла двояковыпуклый, несимметричный, то, как видно на Рис. 199, картиныобтекания крыла в нормальном и перевернутом полете будут отличаться одна от другой.
Это отличие будетуменьшаться по мере приближения формы профиля к двояковыпуклой, симметричной.Рис. 198 Обозначения углов атаки и подъемной силы в перевернутом полетеУ строго симметричных профилей картины обтекания в нормальном и перевернутом полетахпрактически мало отличаются одна от другой. Имеющее место некоторое различие объясняется действиемсил тяготения на частицы воздуха в потоке, обтекающем профиль крыла.У несимметричных профилей картины обтекания и распределения давлений по хорде профиля впрямом и перевернутом полете будут иметь существенные различия. В результате этого изменяется ихарактер зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки в области отрицательных углов атаки.Рис.
199 Картина обтекания профиля крыла в прямом и перевернутом полетеРис. 200 Кривые Су = f (а) профилей: а - несимметричного; б - симметричногоУ симметричного профиля, как видно из Рис. 200, коэффициент подъемной силы в областиположительных и в области отрицательных углов атаки имеет одинаковый характер изменения приизменении угла атаки. Практически одинаковы абсолютные значения критических углов атаки α КРИТ имаксимальных величин коэффициента подъемной силы (СуПмакс).У несимметричного профиля в области отрицательных углов атаки абсолютная величинакоэффициента CyМАКС значительно меньше величины Сумакс в области положительных углов атаки.
Этаразница будет больше у таких профилей, у которых кривизна верхней поверхности больше, чем кривизнанижней, т. е. у профилей, которые имеют большую относительную кривизну fКритические углы атаки у несимметричных профилей по абсолютной величине, как правило,неодинаковы, причем в области отрицательных углов величина α КРИТ будет меньше критического углаатаки α КРИТ прямого полета.Лобовое сопротивление крыла в летном диапазоне отрицательных углов атаки не будет равнолобовому сопротивлению крыла на положительных углах атаки при полете на одних и тех же значениях Су.Например, при полете на скорости и в нормальном и перевернутом положениях потребная величинакоэффициента подъемной силы будет одинакова в том и в другом случае и составит по абсолютнойвеличинеПАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТАCy =1812Gρ ⋅ S ⋅υ 2 (13.1)Однако углы между хордой крыла и направлением набегающего потока при этом будут отличатьсяиз-за наличия угла атаки нулевой подъемной силыα0(см.
Рис. 200).Рис. 201 Влияние угла установки крыла на угол между продольной осью самолета и горизонтомМожно записать, что при Су = СуП будем иметьα 1П − α 1 = 2α 0 .(13.2)Следовательно, в перевернутом полете угол между хордой профиля и направлением набегающегопотока при прочих равных условиях больше аналогичного угла прямого полета на величину 2 α 0. По этойпричине в перевернутом полете профильное сопротивление крыла на одинаковых по абсолютномузначению Су будет больше, чем в прямом полете. Из этого следует, что при полете на одинаковых скоростяхв перевернутом полете лобовое сопротивление крыла будет больше, чем в прямом полете.Самолеты, предназначенные для выполнения длительных полетов в перевернутом положении ипилотажа с отрицательным значением подъемной силы, должны иметь крыло, набранное из профилей посвоей форме, близких к симметричным.Лобовое сопротивление самолета в перевернутом полете обычно имеет большую величину, чемлобовое сопротивление в нормальном полете.
Это обусловливается особенностями конструкции фюзеляжа,предусматривающей минимальное сопротивление в обычном полете;вредной интерференцией крыла и фюзеляжа, наличием положительного установочного угла крыла.В нормальном полете при угле атаки крыла αуст угол между продольной осью фюзеляжа инаправлением набегающего потока меньше угла атаки на величину установочного угла крыла. Тем самымснижается лобовое сопротивление фюзеляжа.
В перевернутом положении этот угол, наоборот, будетбольше, чем угол атаки, на двойную величину установочного угла крыла. Например, если установочныйугол равен +2°, то при полете на угле атаки α = 5° в нормальном полете угол между продольной осьюсамолета и набегающим потоком будет составлять +3°, а в перевернутом по абсолютной величине он будетравен /7°/, т. е. α Ф = α + α УСТ .Все это вызовет увеличение лобового сопротивления самолета в перевернутом полете по сравнениюс полетом в нормальном положении. Поляра крыла самолета показывает зависимость коэффициентовподъемной силы и лобового сопротивления крыла от угла атаки в положительной и отрицательной областях.На поляре (см.
Рис. 202) видно, что величина максимального значения коэффициента подъемной силыПП/ Су МАКС / в области отрицательных углов атаки меньше, чемαПКРИТСу МАКС нормального полета, а< α КРИТ .Рис. 202 Поляра крыла и самолетаПоляра самолета в целом строится с учетом дополнительных величин подъемной силы и лобовогосопротивления, создаваемых фюзеляжем и другими частями самолета.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА182Выше было установлено, что при полете при одинаковых значениях коэффициента подъемной силыв прямом и перевернутом полетах у самолетов, имеющих крыло с несимметричным профилем,коэффициенты лобового сопротивления и крыла и фюзеляжа будут большими при полете в перевернутомположении.Из сказанного можно сделать вывод: в перевернутом полете при прочих равных условиях лобовоесопротивление всегда будет больше, чем в нормальном полете.Аэродинамическое качество самолета есть отношение коэффициента подъемной силы ккоэффициенту лобового сопротивленияНо так как лобовое сопротивление самолета в перевернутом полете всегда больше лобовогосопротивления в нормальном полете, то, следовательно, аэродинамическое качество самолета вперевернутом полете всегда меньше, чем в нормальном полете.КРИВЫЕ ЖУКОВСКОГО ДЛЯ ПЕРЕВЕРНУТОГО ПОЛЕТАКривые потребных и располагаемых тяг (кривые Жуковского) являются основой для оценки летнотактических характеристик самолета.Рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
