Полетная конфигурация самолета

В установившемся горизонтальном полете подъемная сила Y уравновешивает силу тяжести G и сумма моментов всех сил (ΣM = 0) относительно центра масс (ц. м.) равна нулю. Однако с изменением скорости полета меняется положение центра давления (ц. д.) крыла, в котором приложена подъемная сила . Выгорание топлива в процессе полета, перемещение пассажиров в кабине приводят к смещению ц. м. При положении ц. д. позади ц. м (рис. 7.11) относительно ц. м. (оси самолета 0Z) создается пикирующий момент (M_z), момент на пикирование (от франц. piquer(une tкte) - падать вниз головой).

Рис. 7.11. К образованию пикирующего момента	Рис. 7.12. К образованию кабрирующего момента

В случае, показанном на рис. 7.12, создается кабрирующий момент (M_z > 0), момент на кабрирование (франц. cabrage, от cabrer, букв. - поднять на дыбы). Для моментов сил относительно оси самолета 0Z принято правило знаков: положительный момент +Mz стремится поднять нос самолета вверх, отрицательный момент -Mz - опустить нос самолета.

Рис. 7.13. Горизонтальное оперение	Рис. 7.14. Цельноповоротное горизонтальное оперение

Обеспечить продольную балансировку (балансировку по тангажу) самолета (M_z = 0) можно за счет горизонтального оперения (г.о.) - дополнительных горизонтально расположенных несущих поверхностей, разместив их на определенном расстоянии от ц. м. На г.о. создается сила, парирующая момент M_z, возникающий при взаимном смещении ц. м. и ц. д. или при изменении значений сил Y_кр и G. Конструктивно горизонтальное оперение (рис. 7.13) может быть выполнено в виде неподвижно закрепленного на фюзеляже 1 стабилизатора 2, концевую часть которого -руль высоты 3 летчик может поворачивать относительно оси 4, меняя таким образом силу на горизонтальном оперении Y_г.о. за счет изменения кривизны его профиля.
Другой возможной конструктивной реализацией г.о. (рис. 7.14) является цельноповоротное горизонтальное оперение (ц.п.г.о.) - несущая поверхность 2, которая может поворачиваться относительно фюзеляжа 3 вокруг оси 1.
В этом случае изменяется за счет изменения угла атаки г.о.

7.2.1. Аэродинамические схемы. Продольная балансировка,
устойчивость и управляемость самолета

Аэродинамическая схема самолета, у которого продольная балансировка обеспечивается г.о., расположенным за крылом, называется нормальной или "классической" схемой (рис. 7.15).
Пикирующий момент крыла (-M_zкр) парируется кабрирующим моментом (+M_zг.о ), создаваемым подъемной силой горизонтального оперения Y_г.о.

Рис. 7.15. Балансировка самолета нормальной схемы	Рис. 7.16. Балансировка самолета схемы "Утка"

"Утка" (рис. 7.16) - схема самолета, у которого продольная балансировка обеспечивается г.о., расположенным перед крылом.
Возможна также продольная балансировка самолета по схеме "бесхвостка"(рис. 7.17) без горизонтального оперения за счет отклонения элевонов, расположенных на крыле.
Схема сил при балансировке "бесхвостки" за счет подъемной силы элевонов _эл представлена на рис. 7.18.

Рис. 7.17. Элевоны на самолете схемы "бесхвостка"	Рис. 7.18. Балансировка самолетов схемы "бесхвостка"

Все первые самолеты, созданные в России и Советском Союзе, начиная с самолета И.И. Сикорского "Илья Муромец", были построены по "нормальной" схеме; самолет братьев Райт был построен по схеме "утка". Впервые в нашей стране самолет по схеме "бесхвостка" создал Б.И. Черановский (БИЧ-3). Фюзеляж этого самолета практически вписывался в крыло толстого профиля.
Схема "бесхвостка", не имеющая явно выраженного фюзеляжа, называется"летающим крылом".

Классификация самолетов по различным аэродинамическим схемам (по способу обеспечения продольной балансировки) представлена на рис. 7.19.

Рис. 7.19. Классификация самолетов по аэродинамическим схемам

Здесь и далее на рисунках вопросительный знак означает, что представленные примеры не исчерпывают весь спектр возможных технических решений, которые уже найдены или будут найдены проектировщиками.
Выбор схемы - один из сложнейших вопросов при проектировании. Самолет Ту-144 в крейсерском полете (см. рис. 7.8) - "бесхвостка", на режимах взлета и посадки (см. рис. 20.35) - "утка", самолет "Ш-Тандем" ("Тандем-МАИ") (см. рис. 19.27) имел два крыла, расположенные тандемом. Таким образом, при проектировании самолета в зависимости от стоящих перед ним задач могут комбинироваться известные и появляться новые схемы, обеспечивающие необходимую устойчивость и управляемость самолета в полете.
Устойчивость - способность самолета противостоять внешним силам, стремящимся отклонить его от заданного (установившегося) режима полета.
Устойчивый самолет самостоятельно, без участия летчика, сохраняет заданный (установившийся) режим полета и за конечный промежуток времени возвращается к исходному режиму после непроизвольного отклонения от него под действием кратковременных малых внешних возмущений (например, порыва ветра, восходящего потока воздуха, случайного перебоя в работе двигателя или отклонения рулевой поверхности и т. п.).
При изменении полетных углов атаки (так же, как и при изменении скорости полета) происходит значительное изменение положения центра давления крыла и горизонтального оперения.
Следовательно, изменяются моменты аэродинамических сил, действующих на самолет.
При оценке дополнительных моментов относительно оси 0Z, возникающих на самолете при изменении угла атаки, в методическом плане более удобным, чем понятие "центр давления", является понятие "аэродинамический фокус самолета" (или крыла, если рассматривается изолированное крыло).
Можно считать, что при изменении угла атаки Δα положение ц. д. не изменяется, а приращение подъемной силы Δ приложено в некоторой точке, выбранной таким образом, что получающееся за счет смещения ц. д. изменение момента самолета ΔM_z соответствует реально происходящему.
Точка приложения приращения подъемной силы при изменении угла атаки называется аэродинамическим фокусом.
Положение аэродинамического фокуса относительно носка средней аэродинамической хорды крыла можно записать в виде относительной величины (в долях CAX) _F = x_F/b_А.
Положение центра масс самолета (совпадающее с положением центра _т приложения силы тяжести) относительно носка CAX крыла в относительных величинах называется центровкой самолета _ц.м. = _т = x_ц.м/b_А. Центровку, как и положение фокуса, часто выражают в процентах CAX. Так, выражение "центровка самолета 20%" означает, что расстояние от центра масс самолета до носка САХ составляет 20% длины САХ.
Продольная устойчивость (устойчивость по тангажу) обеспечивается определенным положением фокуса самолета относительно центра масс.

Рис. 7.20. К объяснению продольной устойчивости самолета

Если фокус самолета расположен за центром масс, то, например, при увеличении угла атаки +Δα за счет вертикального порыва ветра возникает приращение подъемной силы +Δ (рис. 7.20,а), которое создаст относительно ц. м. самолета пикирующий момент M_z, под действием которого самолет, вращаясь относительно ц. м. с угловой скоростью ω_z, возвратится к исходному режиму полета.
Схема сил при случайном уменьшении угла атаки приведена на рис. 7.20,б.
При таком взаимном расположении ц. м. и фокуса самолет устойчив по тангажу.
Нетрудно видеть, что если ц. м. находится за фокусом, при действии внешних возмущений самолет не возвращается к исходному положению (самолет неустойчив). Пилотирование неустойчивого самолета возможно только с применением средств автоматического управления.
Таким образом, взаимное положение центра масс ( _ц.м. = _T ) и фокуса ( _F ) определяет знак и величину момента M_z, возникающего при действии возмущений и, следовательно, степень устойчивости самолета.
В инженерных расчетах принято выражать аэродинамический момент, действующий на самолет, формулой

M = mqSb_A,

где	q	-	скоростной напор (q=ρV²/2) ;
	S	-	площадь крыла;
	bA	-	длина САХ крыла;
	m	-	безразмерный коэффициент момента, зависящий от компоновки, геометрических параметров и числа M полета самолета.

Продольная устойчивость самолета оценивается производной коэффициента продольного (относительно оси 0Z) момента m_z по коэффициенту подъемной силы.
Если для самолета, сбалансированного на угле атаки α_б (M_z = 0; m_z = 0), случайное увеличение угла атаки Δa и, соответственно, коэффициента подъемной силы ΔC_Y вызовет появление момента на пикирование (Δm_z < 0), то такой самолет устойчив в продольном отношении. На рис. 7.21 такой самолет характеризует кривая 1 зависимости

m_z = ƒ(C_Y), для которой <0.
Кривая 3 характеризует неустойчивый в продольном отношении самолет, для которого положительное приращение ΔC_Y (увеличение угла атаки α) вызывает появление кабрирующего момента (Δm_z > 0 и, соответственно, > 0).Кривая 2 характеризует нейтральный (безразличный) в области балансировочного угла атаки α_б самолет

( = 0), для которого случайное малое изменение угла атаки не вызывает нарушения балансировки.

Рис. 7.21. Изменение коэффициента продольного момента mz самолета в зависимости от CY (или α )

Таким образом, коэффициент характеризует степень нарастания восстанавливающего (или дестабилизирующего для неустойчивого самолета) аэродинамического момента самолета по мере отклонения его от исходного угла атаки в горизонтальном полете с постоянной скоростью при случайном изменении угла атаки (например, при мгновенном воздействии на самолет вертикального порыва).
Можно показать, что коэффициент , называемыйстепенью(или запасом)продольной устойчивости, численно равен разности относительных координат ц. м. и фокуса самолета:

= _ц.м. - _F.

Выражение "степень продольной устойчивости минус 8%" означает, что ц. м. находится впереди фокуса по полету; расстояние от ц. м. до фокуса составляет 8% длины CAX; = _ц.м. - _F = -0,08; самолет устойчив. Выражение "запас продольной устойчивости равен нулю" означает, что положение фокуса совпадает с положением ц. м. и самолет нейтрален в продольном отношении. Положение фокуса определяется аэродинамической компоновкой самолета (взаимным расположением и геометрическими параметрами несущих и ненесущих частей) и при заданной, например, крейсерской скорости полета остается практически неизменным. Положение ц. м. (центровка), таким образом, является основным фактором, определяющим устойчивость самолета. Если ц. м. смещается назад, то расстояние между ним и фокусом уменьшается, уменьшается и степень продольной устойчивости самолета.
"Предельно задняя центровка" определяет минимально допустимый запас устойчивости , при котором возможные возмущающие воздействия на самолет не приводят к недопустимо большим изменениям угла атаки и перегрузки, при которых возможна "раскачка" самолета. Обычно _min = -0,05 ¸ -0,10, т. е. ц. м. находится перед фокусом на расстоянии 5-10% CAX.
"Предельно передняя центровка" характеризует максимальную устойчивость самолета и определяется возможностью сбалансировать самолет на необходимых значениях C_Y при предельно возможных отклонениях руля высоты.
"Разбег центровок" (эксплуатационный диапазон центровок) - разность между предельно задней и предельно передней центровками.
Устойчивость самолета проявляется в динамике движения, т. е. в характере протекания возмущенного движения самолета, обусловленного как воздействием на него внешних факторов (например, турбулентной атмосферы), так и действиями летчика, управляющего самолетом.
На это движение оказывают влияние не только аэродинамические моменты устойчивости, т. е. моменты, обусловленные взаимным положением ц. м. и фокуса, но и моменты, обусловленные вращением самолета относительно ц. м. в процессе возмущенного движения. Это, прежде всего,инерционные моменты, т. е. моменты, обусловленные силами инерции, действующими на каждый агрегат самолета при его вращении относительно ц. м., зависящие от распределения масс агрегатов и грузов по длине самолета.
Это также демпфирующие (от нем.dampfen - заглушать) моменты, обусловленные аэродинамическими силами, возникающими при вращении самолета относительно ц. м. в плотной воздушной среде и препятствующими этому вращению.

Рис. 7.22. Возмущенное движение самолета

Характер протекания по времени t возмущенного движения самолета (например, изменения угла атаки α), выведенного случайным воздействием из исходного равновесного положения А (состояния балансировки) в положение Б в зависимости от степени устойчивости проиллюстрирован рис. 7.22.

Устойчивый самолет (рис. 7.22,а) в процессе затухающего апериодического 1 или затухающего колебательного 2 движения со временем возвращается к исходному состоянию балансировки.
Неустойчивому самолету свойственно (рис. 7.22,б) апериодическое 1 нарастающее отклонение от исходного равновесного положения или незатухающие колебания 2 с возрастающей амплитудой, не обеспечивающие возврат самолета к исходному состоянию балансировки.
Нейтральный самолет (рис. 7.22,в) в возмущенном движении будет совершать незатухающие колебательные движения постоянной амплитуды относительно исходного равновесного положения.
Естественно, что характеристики устойчивости самолета определяют его управляемость.
Управляемость - способность самолета в ответ на действия летчика выполнять любой маневр, предусмотренный условиями летной эксплуатации. Разумеется, надо стремиться к тому, чтобы это происходило наиболее просто, с наименьшими затратами энергии и времени летчика. Управление движением самолета в вертикальной плоскости летчик осуществляет, отклоняя руль высоты (ц.п.г.о.) или элевоны (у "бесхвостки") на определенный угол Δδ. При отклонении руля на угол Δδ на г.о. возникает дополнительная сила , создающая момент ΔM_z относительно ц. м.; самолет, вращаясь относительно ц. м. с угловой скоростью Δω_z, изменит угол атаки на величину Δα, что приведет к изменению Δ _сам = Δ _кр + Δ _г.о. , возникнет приращение перегрузки и самолет начнет двигаться по криволинейной траектории в вертикальной плоскости. Таким образом, процесс управления может быть записан алгоритмом:

Δδ Δ _г.о. ΔM_z Δω_z Δα Δ _сам Δ _y.

Следовательно, рули высоты и элевоны (в самолете-"бесхвостке") являются не только органами балансировки, но и органами управления самолетом при движении его в вертикальной плоскости.
Естественно, что чем более устойчив самолет, тем труднее вывести его из состояния балансировки, тем, следовательно, хуже его управляемость. И при проектировании самолета необходимо отыскать рациональный компромисс между его устойчивостью и управляемостью.

Для самолетов, спроектированных для полета на малых дозвуковых скоростях, запас устойчивости , выбранный в процессе проектирования, изменяется весьма незначительно, только в пределах, обусловленных эксплуатационным разбегом центровок, поскольку положение фокуса самолета остается практически неизменным в достаточно широком спектре дозвуковых скоростей полета. В связи с этим незначительно изменяются углы отклонения рулей высоты (ц.п.г.о. или элевонов), необходимые для балансировки самолета на всех режимах полета, и, как следствие, незначительны потери аэродинамического качества самолета на балансировку, которые определяются как уменьшение (по сравнению с максимально возможным) качества самолета за счет увеличения лобового сопротивления, вызванного

Рис. 7.23. Изменение запаса продольной устойчивости самолета по скорости полета

необходимостью балансировки на неоптимальных углах атаки.
Для самолетов, спроектированных для полета на больших дозвуковых скоростях (M = 0,80¸0,85) обеспечить хорошие характеристики устойчивости и управляемости на всех эксплуатационных режимах полета одними аэродинамическими средствами практически невозможно.
При переходе к сверхзвуковым скоростям полета за счет перераспределения давлений по несущим поверхностям фокус самолета (рис. 7.23) значительно смещается назад, что, с одной стороны, резко увеличивает потери на балансировку, а с другой стороны, приводит к существенному возрастанию степени продольной устойчивости и, как следствие, к заметному ухудшению продольной управляемости при сверхзвуковых скоростях.
Тщательная отработка традиционных схем самолетов, поиск новых, нетрадиционных конфигураций, широкое применение автоматики в системах управления позволяют создавать высокоэффективные самолеты для решения различных сложных задач.

<27282930313233>

---

Дата добавления: 2019-02-08; просмотров: 1430;

---