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

- 70 -

личие динамической устойчивости при хорошем "ховдении за руч­ кой" обеспечивает точность управления.Полет на неуправляемом аппарате невозможен.

Различают продольную и боковую управляемость* хотя они между собой, подобно устойчивости,тесно взаимосвязаны.Приме­

Так, при отклонении элеронов подсасывающая аила опуска­ ющегося крыла возрастает и наклоняет подъемную силу вперед, а у поднимающегося крыла она уменьшается и увеличивает наклон подъемной силы назад. В результатбУне только накреняется, но и разворачивается в сторону поднимающегося крыла. Заметим, что этот разворот нельзя смешивать с разворотом в сторону крена уже после его создания ( см..§§ 30,31) .Благодаря этому

явлению, в 1случае боевого повреждения ножного управления раз­ вороты можно выполнять при помощи элеронов, но угол атаки при этом необходимо выдерживать небольшой.-

Другим примером может быть накренение устойчивого в по­ перечном отношении самолета в сторону отклоненного руля направ ления. У неустойчивого самолета - обратная реакция по крену.

Накренение в сторону отклонения руля направления у устой чивого самолета используется для поперечного.управления на больших углах атаки (например, при посадке), когда эффектив­ ность элеронов недостаточна.и может ослабляться описанным выше вредным заворачиванием.

Более полно взаимосвязь продольного и бокового движений рассматривается в конце главы.

§ гО. ЦЕНТРОВКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Пилотажные свойства летательного аппарата в значительной мере зависят от его центровки.

Ц е н т р о в к о й называют положение ЦТ относительно носка САХ, выраженное в долях или в процентах ее длины (3 .2 );

- 71

X . £

САХ

Под средней аэродинамической хордой - САХ понимают хорду фиктивного прямоугольного в плане крыла равной с рассматрива­ емым площади и с одинаковыми моментными характеристиками.

жести, определяется из равновесия моментов:

откуда:

e , t

. х = G + С,j

(3 .6 )

Изменение центровки, выраженное в про-

-72 -

Если груз снимают, то Соберется с минусом.При добавлении груза впереди ЦТ расстояние -С берется с минусом, так как центровка становится более передней. Если груз, входящий в общий вес С » только перемещают по длине самолета, то в знаменатель формулы надо брать только Q .

Пример. На самолет весом 50 т будет установлен дополни­ тельный груз весом 2 т на удалении 2,6 и сзади ЦТ. Определить новую центровку, если исходная была 25 %, а {,слх =3,4 м.

На многий самолетах необходимая центровка в полОте поддержива­ ется путем перекачки топлива из одних баков в другие.Так,на­ пример, на самолете ТУ-144 на сверхзвуковой скорости перекач­

- 73 -

поновке аппарата, как показана на рисунке, аппарат балансиру­ ется при условии:

£ M = \ - L +Х..В Q+- d -Y.«-Pc = 0

^Z га го Ф

Факторами, нарушающими это условие в процессе полета, могут быть: нарушение центровки (смещение ЦТ вперед создает пикиру­ ющий момент), изменение внешних форм аппарата (например, сброс подвесных баков), изменение скорости полета и режима работы двигателя, турбулентность атмосферы, отдача оружия и др. Равновесие восстанавливают отклонением руля высоты. На

устойчивом аппарате последние две причины парируются самим ап­ паратом.

Величина неуравновешенного продольного момента крылато­ го летательного аппарата в соответствии с формулой. (2 .7 ) может быть выражена в виде:

Если М> I , то ЦД значительно смещается назад и вызывает возникновение пикирующего момента -Mz . Для парирования его руль высоты (стабилизатор) отклоняют хвостиком вверх, чтобы создать отрицательную подъемную силу оперения -Уро . Поэтому балансировка устойчивого аппарата вызывает некото­ рое снижение его несущих свойств при одновременном увеличе­ нии сопротивления. Прирост лобового сопротивления, вызыва­ емый балансировкой, называется б а л а н с и р о в о ч н ы м сопротивлением. Влияние балансировки на аэродинамические характеристики аппарата иногда называют "потерями" на балан­ сировку. Они учитываются, соответствующими аэродинамическими характеристиками с индексами:

- 74 -

Для уменьшения "потерь" можно применять несколько более заднюю центровку. Однако наиболее радикальной мерой является применение компоновки аппарата по схеме "утка" (см .§28).

Величина силы Yro существенно зависит от скоростного на­ пора, характера обтекания и скоса потока. Скос потока после крыла при W>Ci существенно уменьшается. Ввиду этого на

балансировку влияет число Ы и расположение оперения по от­

ношению к скачкам крыла. Из рис.

3.5 видно, что при положении опе­ рения в позиции

I оно подвержено более сильному скосу потока, чем в позиции 2 . Это снижает ста­

билизирующее дей-

ствие горизонтального оперения в позиции I .

На продЬльную балансировку влияет и режим работы двигате­ льной установки, особенно если вектор силы тяги не проходит через ЦТ.

На обычном самолете с ТРД режим работы двигателя влияет на момент тангажа по причине эксцентриситета силы тяги по отноше­ нию к ЦТ,возникновения аэродинамической сйлы во входном уст­ ройстве и из-за изменения распределения давлёния по поверхности аппарата, вызываемого эжекцией реактивной струи. Кроме того, струя, проходящая выше горизонтального оперения, создает пикиру­ ющий, а ниже - кабрирующий момент. Это воздействие струи с

-75 -

увеличением скорости ослабляется, так как аэродинамическая сила на воздухозаборнике уменьшается вследствие уменьшения угла атаки, а.отсасывающее действие струи снижается вслед­ ствие уменьшения разности скоростей в струе и в воздушном токе.

Б о к о в а я б а л а н с и р о в к а есть совокуп­ ность путевой и поперечной балансировок. Поэтому она соблю­ дается тогда, когда обеспечивается симметричность обтекания,

Нарушение

боковой баланси­ ровки может про­ исходить при по­ лете со скольже­ нием, а также вследст­ вие не­ симметрич­ ной тяги двигателей,не- симмет-, ричных порывов

ветра, геометрической и весовой асимметрии крыла и т .п . Неза­ висимо от причины, нарушившей боковую балансировку, это яв­ ление всегда связано со скольжением.

С к о л ь ж е н и е возникает при набегании воздушного потока под углом к Л Л О С K o c i U • Так,например,при набега­ нии потока слова вс.-е- .. „ет левое Скольжение (рис. 3.6 а ).

76 -

При скольжении создается боковая сила Z „ , в образовании ск

которой участвует киль, фюзеляж и крыло. Для уравновешивания ее отклоняют руль направления в сторону, обратную скольжению, а ручку управления - на создание крена в.сторону скольжения.

Необходимость этого вызывается сяедующим.При полете со сколь­ жением крыло, выдвинутое вперед,имеет значительно меньшую эффективную стреловидность, чем отставшее.Кроме того, часть

этими факторами подъемная сила выдвинутого вперед крыла соз­ дает крен в сторону, противоположную скольжению. Для париро­

этом возникает скольжение в сторону двигателя с большей тя­ гой. Для восстановления равновеоия отклоняют руль направле­ ния и ручку управления в сторону двигателя с большей тягой.

\

§ 22. ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ

Крылатым летательным аппаратам свойственна способность на всех режимах, кроме взлета и посадки, очень быстро изме­ нять угол атаки (например, при взятии ручки "на себя") и сравнительно медленно - скорость.Изменение угла атаки влечет изменение перегрузки /7у . В связи с этим продольную устойчи­

вость принято делить на устойчивость " п о п е р е г р у з ­ к е " (скорость при этом принимают за постоянную) и устойчивость " п о с к о р о с т и " (перегрузка при этом

Устойчивым по перегрузке является аппарат, который самостояте'-: льно проявляет стремление сохранить исходную перегрузку. Что­ бы выявить условия, при которых обеспечивается устойчивость, по перегрузке, проанализируем следующий эксперимент.

Два одинаковых профиля.; шарнирно установлены в воздушном

если за шарнир, вокруг котвроги происходит вращение, принять ЦТ : если фокус летательного аппарата размещается сзади цент­ ра тяжести, то такой аппарат устойчив по перегрузке.

Положение ЦТ и фокуса летательного аппарата в полете не­

78 -

постоянно. По этой причине одно простое крыло у самолета обычной схемы не может обеспечить нормальной устойчивости по перегрузке. Для обеспечения устойчивости по перегрузке на основных режимах полета применяют стабилизатор горизонталь­ ного оперения, смещающий фокус летательного аппарата обычной схемы назад,

или запасом продольной статической устойчивости по перегруз­

ке. При ( Хр - Хт ) = 0 летательный аппарат безразличен к нарушению равновесия, то есть он не восстанавливает, но и не

запаса центровки зависит от класса летательного аппарата и регламентируется тактико-техническими требованиями. У манев­ ренных аппаратов запас центровки значительно меньше, чем у яеманевренных. э то обеспечивает первым большую чувствительность к отклонению рулей.

Предельно передняя центровка должна при' полном взятии ручки "на себя" обеспечивать продольную балансировку само­ лета на посадке.

При нарушении равновесия продольно устойчивого аппара-

- 79 -

та возникает дополнительный продольный момент дМ2 = -У(Х^-Хт ), где знак минус означает, что при положительном приросте подъем­ ной силы создается отрицательный момент Мz (пикирующий). Соответствующий ему прирост коэффициента продольного момента

ного крыла или из-за снижения эффективности горяэонтального оперения под влиянием скоса потока после крыла. Этому ре­ жиму полета соответствует так называемая " л о ж к а моментной диаграммы, т .е . участок, где производная Пr-1.zCv меняет свой знак. На рис. 3.8 показано, что рациональным вы­ бором положения ог,••’ренин по высоте (позиция 3) можпо добить­ ся устойчивости во воем диапазоне углов атаки или максималь­ но сгладить неустойчивость.