УСТОЙЧИВОСТЬ и УПРАВЛЯЕМОСТЬ

ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА

Вес самолета складывается из веса пустого самолета (планер, двигатели, несъемное оборудование), веса топлива,грузов, экипажа.Если найти равнодействующую сил веса всех частей самолета, то она пройдет через некоторую точку внутри самолета, называемую центром тяжести.

ПОЛЕЗНЫЙ СОВЕТ Пересчет кг. в фунты и наоборот.
Килограммы умножаем на 2, прибавляем 1/10 результата и получаем
вес в фунтах.
Фунты делим на 2, отнимаем 1/10 результата и получаем килограммы

Положение центра тяжести (ц. т.) на самолете обычно определяется методом двойного взвешивания.

 

 

 

 

Компоновка самолета, когда с одним пилотом центровка предельно передняя, а с двумя пилотами - предельно задняя, порочна в принципе. Самолеты с таким расположением мест в кабине должны компоноваться так, что бы места в кабине пассажиров располагалась в центре тяжести снаряженного самолета. В этом случае, их наличие или их отсутствие серьезного влияния на центровку не оказывает.

 

 

 

 

 

 

 

 

Аэродинамическим фокусом крыла называется точка на хорде, момент относительно которой остается постоянным при небольших изменениях угла атаки.

Аэродинамический фокус – это точка приложения приращения подъемной силы, вызванного изменением угла атаки.

 

Потери на продольную балансировку

 

 

 

 

 

Продольная устойчивость зависит от центровки самолета

 

 

 


 

 

 

 

 

 

 

 

 

φZвоZфюзMz фюз Mвоβ

 

 

 

 

 

Руль высоты с аэродинамической и весовой компенсацией

 

 

 

 

Триммерная пластина

 

 

 

 

 

 

 

 

 

ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ

 

 

 

 

Восстанавливающий момент при скольжении: затенение консоли крыла+влияние поперечного «V»

 

 

Влияние углов атаки на поперечную устойчивость (снижение устойчивости на больших углах атаки)

 

Механизм влияния поперечного V крыла на устойчивость самолета по крену.

Допустим самолет с положительным V крыла в прямом полете получил небольшой крен на одну из консолей. Поскольку изначально крыло находилось под некоторым углом атаки к горизонту, то углы атаки консолей накрененного крыла с положительным V уже не будут равны. Приподнятое крыло будет иметь меньший угол атаки, чем слегка опущенное. За счет разности углов атаки консолей различается и соответствующая их подъемная сила. Эта разность образует момент, стремящийся убрать крен.

 

 

Кроме того, при накрененном крыле силы, действующие на каждую консоль, будут выглядеть так:

Горизонтальная сила F 4 вызывает скольжение самолета на левую консоль, - самолет начинает лететь немного боком. Условия обтекания левой консоли почти не меняются, а вот угол атаки правой, приподнятой консоли, уменьшается. В результате F 2 становится меньше F1, что еще добавляет момент, устраняющий появившийся крен. Эта компонента появляется не сразу после получения крена, а только спустя некоторое время, необходимое для развития скольжения самолета влево, зато она значительно больше по величине, чем первая. Зачастую говорят только об одной из этих компонент, тогда как в действительности они работают вместе. Обе компоненты связаны с косым обтеканием крыла в крене. Только первая возникает сразу, а вторая – с задержкой.

От чего зависит величина необходимого угла V крыла?

Прежде всего, - от назначения самолета. Для пилотажного самолета, который должен вести себя одинаково в прямом и перевернутом полете применение V крыла исключено.

Для обычных самолетов необходим угол V крыла для устойчивого полета. Но слишком большое V снижает аэродинамическое качество крыла. Почему?

Посмотрим на крыло в полете без крена:

Из рисунка легко увидеть, что подъемная сила крыла с углом излома в (cos ) раз меньше прямого плоского крыла из тех же консолей. Соответственно, в (cos ) раз уменьшается и аэродинамическое качество.

Помимо прямого проигрыша в качестве из-за V крыла, есть еще один, добавочный источник потерь. Наклон к концу консоли вызывает также поперечный скос потока, аналогичный описанному в главе про стреловидность. Этот скос также способствует концевому вихреобразованию, что дополнительно снижает качество крыла.

 

Поскольку мы заговорили о поперечной устойчивости (по крену), нельзя не упомянуть о ее взаимосвязи с путевой устойчивостью (по курсу) самолета. Эта взаимосвязь выражается в том, что не любое сочетание путевой и поперечной устойчивости обеспечивает нормальный полет самолета.

Остановимся на этом подробнее.

В первом приближении путевая устойчивость самолета определяется величиной киля, - вертикальной части оперения. Чем площадь и удлинение киля больше, - тем больше путевая устойчивость. Поперечная же устойчивость самолета определяется V – крыла, и обеспечивается в большей степени в процессе бокового скольжения на опустившуюся консоль крыла. В ходе развития скольжения киль обеспечивает его демпфирование. Если путевая устойчивость (грубо – площадь киля) слишком мала, то демпфирование процесса скольжения недостаточно. В этом случае, даже после выправления первоначально полученного крена, самолет еще некоторое время продолжает скольжение в том же направлении. Оно порождает новый крен самолета, но уже на другую консоль. Вместо того, чтобы вернуться к нормальному полету, самолет начинает раскачиваться как маятник с возрастающей амплитудой. Таким образом, при чрезмерной поперечной устойчивости и недостаточной путевой, имеет место колебательная (маятниковая) неустойчивость полета самолета.

Если же путевая устойчивость для данной поперечной слишком велика, то возникает другая проблема. Когда самолет введен в установившейся вираж, характер обтекания консолей крыла существенно различается. Внешняя консоль движется по большему радиусу, чем внутренняя. Соответственно, линейная скорость обтекания воздухом внешней консоли больше, чем внутренней. Значит, подъемная сила внешней консоли больше, чем внутренней, что создает момент, стремящийся увеличить крен самолета внутрь виража. Если пилот не вмешивается, то самолет затягивает во все более узкий вираж, переходящий в воронкообразную спираль. У грамотно спроектированного самолета, когда его киль не слишком велик, доворачивающий момент компенсируется в установившемся вираже скольжением самолета на внутреннюю консоль. То есть, продольная ось самолета не совпадает с касательной к его траектории на вираже. Нос самолета слегка развернут наружу виража. Такое скольжение создает момент, компенсирующий описанный выше доворачивающий момент. В этом случае самолет самостоятельно, без участия пилота способен выполнять установившейся вираж.

Итак, если V крыла слишком велико, а киль мал, - можно получить колебательную (маятниковую) неустойчивость полета. Если же V крыла мало, а киль велик, - можно получить спирально неустойчивый полет. Диапазон допустимых соотношений сильно зависит от степени аэродинамического совершенства самолета. При большом миделе фюзеляжа самолет сильно демпфирован, и указанные неустойчивости могут не появиться ни при каком соотношении поперечной и путевой устойчивости.

У самолета с большими элеронами процессы неустойчивого полета всегда может выправить пилот. Но когда самолет летит только «на ручке», - это утомляет пилота и снижает удовольствие от пилотирования.

Заключение

В двух статьях о несущем крыле, даны лишь основные тезисы классической теории крыла. Совершенно не упомянуты процессы на крыльях очень малых удлинений, нетиповой конфигурации, к примеру, кольцевое крыло. Опущены также тезисы современной теории вихревого обтекания безмоментных крыльев и роль корневых наплывов крыла у самолетов интегральной компоновки.

 


 

 






Дата добавления: 2016-12-27; просмотров: 5938; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ


Поиск по сайту:

Воспользовавшись поиском можно найти нужную информацию на сайте.

Поделитесь с друзьями:

Считаете данную информацию полезной, тогда расскажите друзьям в соц. сетях.
Poznayka.org - Познайка.Орг - 2016-2022 год. Материал предоставляется для ознакомительных и учебных целей.
Генерация страницы за: 0.044 сек.