Добавил:

ivanov666 Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Башкирский Государственный Аграрный Университет

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

книги из ГПНТБ / Павловский К.М. Практическая аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов учебное пособие

.pdf

Скачиваний:

Добавлен:

30.10.2023

Размер:

13.41 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 7 8 9 1011 / 3111 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 > Следующая >>>

100 -

чивание с одного крыла на другое, при котором изменение углов скольжения и крена, а также угловых скоростей Шк и и)у сдвину то по фазе на 80 ♦ 90?

Для затухания колебаний требуется обеспечить условие

М * \ та*~ ик 2,5»			Это достигается соответствующим		соотношением
i W у ) max					определенным
между путевой и поперечной устойчивостью, а также
распределением			масс относительно осей Х^ и
Если		поперечная устойчивость очень		велика по Сравнению с
путевой, т .е .			0)у , то возникает	к о л е б	а	т	е л ь
н а я	неустойчивость.Аппарат быстро раскачивается					с	крыла
на крыло,		что	сильно ватрудняет управление. При очень большой
путевой устойчивости к малой поперечной возникает					с п и р а
л ь н а я		неустойчивость, при которой		аппарат стремится.

войти в спираль. Но она проявляется медленно и легко париру ется рулями.

Усовременных сверхзвуковых, аппаратов с увеличением числа

Ми угла атаки снижается путевая и усиливается поперечная устойчивость. Вследствие этого потеря путевой устойчивости на ступает на сверхзвуковом режиме при больших углах атаки, а поперечной - при малых» По этой причине при одном к том же скольжении самолет может проявлять как прямую, так и обрат ную реакцию по крену на отклонение руля направления.Это зави сит от исходного угла атаки»

Наряду с этим разнос грузов по оси увеличивает момент инерции относительно оси^,а малые удлинения крыла и их малая относительная толщина уменьшает момент инерции относительно


оси Х^. В результате этого		з	а м е т н о		у х у д ш а ю т
с я	х а р а к т е р и с т и		к и	б о к о в о й		у с т о й
ч и в о с т и .Особенно на		больших высотах,			где	слабое демп
фирование.

101

§ 32. БОКОВАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ И ЕЕ СВЯЗЬ С УСТОЙЧИВОСТЬЮ

Наиболее общими показателями боковой управляемости явля ются балансировочные кривые отклонений элеронов и руля напраВ' ления, а также усилий, прикладываемых к ручке управления и педалям при плоских разворотах и при прямолинейном полете со сисольженион.

Летчику удобнее оценивать величину угла крена, необходи

мого для уравновешивания боковой силы при скольжении, чем
самого угла скольжения. Поэтому		ч а с т н ы м и		п о к а
з а т е л я м и	п у т е в о й	у п р а в л я е м о с т и
обычно считают	градиенты: —dP H	__ р Р	с/ён	Л Г	на*
			~ Ж — \

зываемые "расходом усилий на ведали по крену" и "расходом ру ля направления по крену!1 соответственно.Они показывают необ - ходимое изменение усилия прикладываемого к педалям Рн (откло

нение руля	направления			) для создания крена в один гра
дус при прямолинейном			скольжении.
					При увеличении				числа М		до
					41*0,9		путевое		управление
					облегчается (рис.3 .22), так
					как	с	ростом		скорости		одному
					и тому		же	балансировочному
					углу крена			при	прямолинейном
					полете со скольжением соот
					ветствует все меньший и мень
	Рис. 3.22				ший угол скольжения.
Основными ч а с т н ы м и					п о к а з а т е л я м и
п о п е р е ч н о й			у п р а в л я е м о с т и							являются
градиенты:	dP3	_ n t .			d b i	„ S:^ н		<АРэ		- п
	d f	Ч	’		с(Ф% ~ °э			c k i\ Ч			•
называемые	соответственно			"расходом усилий по углу						крена",

"расходом элеронов на единицу угловой скорости" и "расходом усилий на единицу угловой скорости".

Градиент ^ показывает,какое необходимо дополнительное

102

усилие на ручке для балансировки, если при координированном скольжении крен увеличивают на один градус.

При полете со скольжением, но .без вращения относительно оси 1 1 , равно как и при необходимости выполнить полет с вра щением, необходимо отклонять элероны. Однако в первом случае это необходимо для преодоления стремления устойчивого самоле та устранять крен, а во втором - преодолеть демпфирующий мо мент или еще и создать угловое ускорение. В этом случае вазь»


ныли показателями управляемости	являются градиенты			и Рэ^
		Градиент & х,		являю
		щийся показателем
	м	эффективности		элеронов,
		зависит от числа М.и
		высоты полета (рис.
		3 .2 3 ).При М<		МКр
		он обратно пропорцио
		нален	первой степени
		скорости.Как известно,
		на околозвуковых и
		сверхзвуковых		скорос
		тях Су снижается,
что ухудшает демпфирование.Но ври этом эффективность элеро
нов убывает еще быстрее» Поэтому ^		хуменьшается(плавно) и до
		стигает минимума в		начале
		волнового	кризиса.Затем
		градиент	возрастает		и
		при так называемой "кри
		тической	скорости	реверса
		элеронов"	он стремится
		к бесконечности -		полная
		потеря эффективности			эле
		ронов,Расход усилий Рэ *
		при жестком крыле, прямом
		управлении и М< МКр
		пропорционален скорости
Рис, 3.24-		полета. С	увеличением		вы-

ю з

соты он уменьшается пропорционально. р (рис. 3.24) потому, что так изменяется шарнирный момент.Деформации крыла и сни жение эффективности элеронов приМ>МКр увеличивают не только расход элеронов, но и расход усилий.

§ 33. ВЛИЯНИЕ УПРУГИХ ДЕФОРМАЦИЙ КОНСТРУКЦИИ НА ПИЛОТАЖНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Между аэродинамическими нагрузками и деформациями кон

струкции	существует прямая и обратная связь. Явления, сопут
ствующие этой взаимосвязи, получили название		а э р о у п р у
г о с т и .	Из всего комплекса этих явлений	мы рассмотрим лишь
влияние	статических деформаций конструкции	на устойчивость
и управляемость.
Влияние деформаций может проявляться в		двух направлениях:

с одной стороны, деформации элементов управления могут нару шать его показатели и работу, а с другой - деформации основных частей летательного аппарата могут нарушать характеристики устойчивости.

Примером влияния деформации элементов управления может быть "всплытие" или " просадка" элеронов вследствие недоста точной жесткости проводки управления.Это влечет непроизволь

ное	кабрирование или пикирование летательного аппарата.
		Влияние деформации		основных частей конструкции рассмот
рим		более	подробно.
		П р о д о л ь н а я		у с т о й ч и в о с т ь	по пере
грузке, как			уже было показано, зависит от запаса устойчивости
&	-	Хт ) .	Но при полете о большими скоростными напорами и
				при больших числах М
				деформации крыла и опере
				ния вызывают	смещение

фокуса аппарата вперед (рис. 3 .25). Это умень шает устойчивость по перегрузке. На рисунке показаны предельные центровки ( Хтпи Хтз )

-104 -

а положение фокуса на двух высотах для стреловидного крыла


с учетом его жесткости в зависимости		от	числа М. Из	него
видно, что на малых высотах при М> 1 ,т .е .			при больших	скоро
стных напорах,фокус занимает более переднее положение,				чем
на больших, где скоростные напоры малы. Следовательно,				на
малых высотах влияние деформаций более сильное.
Б о к о в а я	у с т о й ч и в о с т ь		и управляе
мость тоже может	быть.значительно нарушена		вследствие	дефор

маций крыла, влияющих, в первую очередь, на поперечную устой чивость и управляемость. При некотором числе М может на ступать полная потеря эффективности элеронов и даже реверс управления.Причина этого явления заключается в закрутке крыла при больших скоростных напорах (см. § 32).

Кроме этого, существенное нарушение устойчивости может


быть при	г е о м е т р и ч е с к о й				или ж е с т к о -
с т н о й	а о и м ч е т р и . и			аппарата и проявляется
оно в	с а м о п р	о и з в о	л ь н о м		к р е н е н и и ,
получившем название		я в а л е	ж к и 5

Валежка у различных самолетов и на разных высотах прояв ляется неодинаково. Так,например, попытка уменьшить скорость увеличением перегрузки при появлении самокренения на малых высотах сопровождается усилением затягивания в пикирование, а на больших - ослаблением.

Первопричинами валежки как на малых, так и на больших высотах являются геометрическая или жесткостная несимметрия самолета. Но непосредственные факторы, вызывающий валежку; различны: на малых высотах - несимметричные деформации кон струкции под действием большого скоростного напора, а на больших - несимметричное развитие волнового кризиса. Снижение эффективности элеронов при определенном числе М усиливает про явление валежки, так как для ее парирования может не хватить элеронов. Это особенно надо учитывать при маневрировании со скоростями, близкими к скорости валежки, поскольку при нали чии перегрузки скорость валежки снижается. Так,например,вывод самолета из пикирования на скоростях, близких к валежке,за~

105 -

трудняется, так как при этом может возникнуть валежка, а для парирования ее может нфсватитъ элеронов из-за снижения юс эффективности.

§ЗА. СВАЛИВАНИЕ САМОЛЕТА НА КРЫЛО

Вначале главы уже отмечалась взаимосвязь яродольного и бокового движений. Особенно сильш"кпроявляется при полете

на так называемых	к р и т и ч е с к и х	р е ж и м а х
п о л е т а ,т .е .	на таких больших углах	атаки, при которых

их дальнейшее увеличение приводит к сваливанию на крыло и входу в штопор.

Одна группа причин, приводящих к выходу на опасные режи мы полета, связана с различными ошибками в технике пилотиро

вания. Так,например,			при	энергичном маневрировании в процес
се воздушного боя		летчик		может допустить выход самолета
на большие	углы атаки,		так как основное внимание при этом
он уделяет	слежению	за	противником,

Другая группа причин охватывает различные,нередко случай ные, внешние факторы.Например: отказы в системе управления, воздействие ударной волны атомного взрыва, попадание самоле та в спутную струю впереди летящего самолета, попадание в мощный вертикальный порыв ветра и др.

При большом разнообразии возможных случаев выхода на критические режимы полета, наиболее характерными первопричина ми являются: "потеря скорости", превышение располагаемой (предельной по Су ) высоты горизонтального полета или распо лагаемой (предельно допустимой) перегрузки /7ур , нестандар тность температуры на данной высоте, увеличение веса или цен

тровки при дозаправке в полете и мощные восходящие		потоки
воздуха.
Из формулы	(2 .3 ) видно, что потребное для горизонтального
полета значение	коэффициента подъемной силы Су гп	зависит
от числа М : чем меньше число М, тем требуется больший

угол атаки, чтобы.обеспечить необходимое значение коэффициен та Су гп (ряс. 3 .26). На каждой высоте есть свое число

		106 -
М и МТр „при котором		возникает	тряска, сигнализирующая о нача
ле срывного	обтекания	на крыле.	Коэффициент Су,соответствующий
этому числу	М„обозначается СуТр.

I _______ _______ л ------------------ 1-					—
0,25 Mi 0,5	0,75	10	Ш	1,5	M
	Рис.	3.26

Если еще уменьшить число М, то наступает кренение и сваливание самолета на крыло; Это происходит при коэффициенте подъемной силы Сусв и соответствующей ему приборной скорости\fm e $

Выходить на эту скорость в эксплуатации ЗАПРЕЩАЕТСЯ .На рис. 3.26 штриховкой отмечена область тряски, зависящая от высоты и числа М полета. Диапазон углов атаки, при которцх наблюдается предупредительная тряска,зависит от формы крыла

в плане, удлинения и сужения.	У прямого крыла он всего I *1,5®
у стреловидного - 3 *5°, а у	треугольного - 10° и более.

Для каждого летательного аппарата на основе летных испыта ний устанавливается предельно допустимая минимальная скорость Уттдоп 4 соптве51;ствУЮ1ЗДя располагаемому (предельно допустимом^

значению коэффициента подъемной			силы Сур (ри с.3 .2 7 ),	ограничен
ному либо тряской	(Суа,р ),	либо	управляемостью (Суу	),
Разность Сур - Сугп	= дбу	называют запасом по Су .У		самолетов

со стреловидным крылом сваливанию может предшествовать тенденция.к кабрированию, вызываемая срывом потока с концов полукрыла. В тех случаях, когда запас по Су мал, сваливание мо-

то

Рис. 3.27

угол атаки при маневре связан с углом крена (см .гл .6 ), летчик может контролировать подход к Щр по углу крена. Располагаемая перегрузка зависит от V, Н ,G , t ° и в боль шинстве случаев сигнализируется предупредительной тряской,

но может достигаться и без нее (например, на самолете с высоко расположенным горизонтальным оперением при М= 0,97+ I ) .

У в е л и ч е н и е в е с а и изменение центровки может повлечь сваливание потому, что при большем весе (например, после дозаправки в полете) летчику приходится уве-

М 1

а поэтому превышение ее влечет сваливание» Особенно энергично сваливание происхо дит в случае превы

шения перегрузки

в процессе маневрировэдия.Поскольку

107 -

*ет быть и без предупредительной тряски. Так,например, само лет типа ТУ-104 на высоте 5-6 км при достижении скорости срыва энергично сваливается на крыло и через 4-5 секунд оказывается перевернутым на спину.-Это сваливание происходит из режима, горизонтального полета, т .е . при /1у = I , а поэтому такое сваливание принято квалифицировать как "потерю скорости".

П о т е р я с к о р о с т и может произойти при от казе двигателя и стремлении летчика продолжать выдерживать угол тангажа, при наборе высота,® процессе маневрирования и в дру гих случаях, когда падение скорости летчик компенсирует уве личением угла атаки вплоть до опасных значений.

Р а с п о л а г а е м а я в ы с о т а горизонтально го полета достигается при Сур .Превышение ее влечет свалива ние на крыло, так как исчезает запас по Су,

Р а с п о л а г а - е ' м а я п е р е г р у з к а дости

гается при C^=CV ,

у Ур

108 -

дичиватъ Су гп , что снижает запас по Су . Изменение центровки влияет на устойчивость и, чем устойчивость меньше, тем легче происходит сваливание.

П о в ы ш е н и е		т е м п е р а т у р ы ,	против стан
дартной, при полете "по потолкам" (см .гл. 8) влечет снижение
тяги и падение скорости. Попытка выдержать высоту увеличе
нием угла атаки	является	г . р у б е й ш е й	о ш и б к о й
т е х н и к и	п и л о т и р о в а н и я ,так		как	влечет сни
жение скорости	(числа М), что может вывести самолет			на вто

рой дозвуковой режим полета и вызвать сваливание.Летчик в подобном случае обязан повысить режим двигателей или снизить высоту полета.

В случае же понижения температуры,против стандартной, тяга двигателей растет и самолет будет увеличивать высоту. Запас по Су будет уменьшатся. Для безопасности полета надо

понизить режим двигателя		и выдерживать	профиль полета		соглас
но инженерно-штурманскому графику.
М о щ н ы й	в е р т и к а л ь н ы й			п о р ы в	возду
ха может вывести самолет		на критический	угол	атаки.
		поскольку		прирост угла
Г		атаки	д«£	при порыве	не
		велик, пользуясь схемой
		рис.3 .28,		можно записать
			Уо	, откуда	и на
Рис.	3,28	основании		рис. 2 .10:
Рис.	3,28

Пользуясь этой формулой, можно для каждого типа самолета определить допустимую скорость вертикального порыва для раз личных высот и построить график (рис.3 .2 9 ). Из рисунка видно, что с увеличением высоты уменьшается мощность вертикального порыва, способного вывести самолет на критический угол атаки и режим сваливания. При попадании в зону сильной болтанки летчик обязан установить оптимальный режим по скорости из условия максимального запаса вертикального потока и плавно

- 109 -

перевести самолет в снижение до выхода из зоны интенсивной турбулентности.

При случайной встрече с сильным восходящим потоком надо плавно и немного ОТДАТЬ ШТУРВАЛ "ОТ СЕБЯ" ДО ПРЕКРАЩЕНИЯ НА БОРА ВЫСОТЫ. В противном случае самолет выйдет на режим неустойчивости по перегрузке (режим "подхвата”), на котором будет стремиться к дальнейшему самопроизвольному увеличению угла атаки вплоть до сваливания.

Если все же по какой-либо причине самолет попал в ре жим сваливания, то летчик, как правило, обязан немедлен но и энергично отдать ручку "от себя" и удерживать ее в этом положении до прекра

щения тряски. Элероны и руль направления при тряске и при выводе из сваливания сохра нять в нейтральном похоженик. Отклонение элеронов против крена способствует увеличе нию накренения и переходу са молета в штопор.

У некоторых самолетов откло нение ручки в сторону свала-

валин улучшает характеристики гхода из опасного режима.

Если сваливание было в результате "потери скорости", то вивод аз,крена начинают после достижения определенной сяорогсм»

Процесс сваливания, как правило, начинается с покачива ния самолета с крыла на крыло, за которым следует или энер гичное задирание носа ( "подхват" самолета) с последующим кренением,или сразу же после покачивания с крыла на крыло следует опускание носа.

Поскольку непреднамеренное сваливание скоротечно, то лет-

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 7 8 9 1011 / 3111 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 > Следующая >>>

Соседние файлы в папке книги из ГПНТБ