Влияние различных частей самолёта на продольную устойчивость.

⇐ ПредыдущаяСтр 7 из 28Следующая ⇒

Общий момент тангажа относительно поперечной оси складывается из составляющих момента от каждой части самолёта. Изучая вклад каждого компонента, можно понять, как он влияет на продольную устойчивость. Напомним, что коэффициент момента тангажа определяется по формуле: m_z = M_z / q S b_a_.

То есть, коэффициент момента тангажа от любой части самолёта определяется путём деления момента на скоростной напор, площадь и среднюю аэродинамическую хорду крыла.

Рассмотрим влияние фюзеляжа, гондол двигателей, горизонтального оперения, тяги двигателей и крыла самолёта.

Крыло. Степень кривизны профиля крыла не влияет на продольную устойчивость. Подъёмная сила крыла всегда создаёт пикирующий момент относительно аэродинамического фокуса крыла, независимо от угла атаки. Влияние крыла определяется взаимным расположением аэродинамического фокуса крыла и центра тяжести самолёта.

Аэродинамический фокус крыла, это точка на средней аэродинамической хорде (САХ), относительно которой момент подъёмной силы крыла, при изменении угла атаки, не меняется. Поэтому вектор изменения подъёмной силы крыла приложен к аэродинамическому фокусу крыла. Поскольку фокус крыла находится впереди центра тяжести, то крыло даёт дестабилизирующий момент на самолёт.

Поскольку крыло является главной аэродинамической поверхностью самолёта, то любое изменение в его вкладе в общий момент тангажа может оказать существенное влияние на устойчивость самолёта.

Фюзеляж и гондолы двигателей.

В большинстве случаев, влияние фюзеляжа и гондол двигателей дестабилизирующее. При обтекании симметричного тела с углом атаки возникает дестабилизирующий момент стремящийся увеличить угол атаки. При этом создания подъёмной силы практически не происходит. На рисунке показано распределение давления по поверхности тела, приводящее к появлению дестабилизирующего момента.

Горизонтальное оперение.

Стабилизатор, среди всех остальных частей самолёта, даёт наибольший стабилизирующий момент. Как показано на рисунке, при увеличении угла атаки самолёта (из-за восходящего потока воздуха или отклонения руля высоты), прирост подъёмной силы стабилизатора возникнет в его аэродинамическом фокусе. Это даст пикирующий (стабилизирующий) момент относительно центра тяжести самолёта. Моменты от крыла и стабилизатора будут действовать в противоположные стороны. При этом величина момента крыла определяется расположением центра тяжести (плечо х), а величина момента стабилизатора зависит не только от центра тяжести (плеча у), но и эффективности стабилизатора. На эффективность стабилизатора влияет:

- скос потока от крыла;

- скоростной напор в районе стабилизатора;

- угол установки стабилизатора (при неподвижном стабилизаторе).

Рассмотрим влияние угла установки стабилизатора (разница в углах установки крыла и стабилизатора называется деградацией оперения longitudinal dihedral).

Для продольной устойчивости угол установки стабилизатора делают меньше, чем угол установки крыла.

Как показано на рисунке, это позволяет, при воздействии одного и того же порыва, создавать на стабилизаторе больший прирост подъёмной силы (в процентах), чем на крыле. Таким образом, обеспечивают, чтобы положительный вклад стабилизатора в продольную устойчивость превышал сумму дестабилизирующих моментов от других частей самолёта.

Скос потока за крылом. Следует принять во внимание, что поток, обтекающий стабилизатор, имеет другое направление и другой скоростной напор, по сравнению с невозмущённым потоком. Из-за спутного следа за крылом, пограничного слоя, обтекающего фюзеляж, и влияния силовой установки, скоростной напор на стабилизаторе может существенно отличаться от скоростного напора невозмущённого потока. В большинстве случаев скоростной напор на стабилизаторе меньше, чем на крыле и это уменьшает эффективность стабилизатора.

Когда самолёт меняет угол атаки крыла, угол атаки стабилизатора может меняться на меньшую величину.

Увеличение подъёмной силы приводит к увеличению скоса потока за крылом. Например, угол атаки крыла вырос на 10°, что привело к увеличению скоса потока на 4°, угол атаки стабилизатора, в этом случае, увеличится только на 6°. Это уменьшает вклад стабилизатора в устойчивость самолёта.

Любые факторы, влияющие на скос потока в районе стабилизатора (выпуск закрылков, силовая обдувка пропеллера), прямым образом влияют на устойчивость самолёта. Увеличение скоса потока уменьшает продольную устойчивость.

Устойчивость самолёта без учёта тяги двигателей.

Когда рассматривают аэродинамическую устойчивость определённой компоновки самолёта, то рассматривают влияние всех частей самолёта без учета влияния тяги двигателей.

На рисунке представлена типичная композиция влияния составных частей самолёта на продольную устойчивость. Данная композиция составлена при положении центра тяжести 30% САХ. Фокус крыла впереди центра тяжести, поэтому крыло вносит дестабилизирующий вклад. Это видно по положительному углу наклона зависимости m_z = f(C_y). Комбинация крыло + фюзеляж усиливают неустойчивость. Вклад стабилизатора – сильный стабилизирующий, что видно по большому отрицательному углу наклона графика. Вклад стабилизатора должен обеспечивать устойчивость всего самолёта во всём диапазоне расчетных центровок.

Влияние центровки самолёта.

Изменение положения центра тяжести самолёта может вызвать большие изменения в продольной статической устойчивости. Для самолётов классической схемы это происходит из-за большого изменения вклада крыла в устойчивость самолёта.

На рисунке показано влияние положения центра тяжести на устойчивость при фиксированном положении всех поверхностей самолёта. При смещении центра тяжести назад устойчивость уменьшается и при определённой центровке самолёт становится статически нейтральным. Данная центровка называется «нейтральной». Эту точку можно рассматривать как аэродинамический фокус самолёта, как единого целого. Поскольку, если центр тяжести находится в этой точке, то при изменении угла атаки самолёта не возникает никакого момента тангажа. То есть, изменение подъёмной силы всего самолёта в целом происходит в точке нейтральной центровки.

Точка нейтральной центровки самолёта определяет наиболее заднее положение центра тяжести без возникновения продольной неустойчивости самолёта.

Влияние тяги двигателей.

Влияние тяги двигателей может выразиться в существенном изменении балансировочного положения руля высоты по углу атаки и изменении степени устойчивости самолёта. Наибольшее влияние двигателей происходит при большой тяге и малой приборной скорости: при взлёте, посадке и уходе на второй круг.

Влияние двигателей можно разделить на две категории. Первая – прямое влияние силы тяги на продольную балансировку. Вторая – косвенное влияние спутной струи двигателя (пропеллера) на силы и моменты, возникающие на аэродинамических поверхностях.

Прямое влияние показано на рисунке. Если вектор тяги не проходит через центр тяжести, то тяга двигателя оказывает прямое влияние на продольную устойчивость. При расположении двигателей ниже центра тяжести, тяга двигателей, при её увеличении, будет давать кабрирующий момент и её эффект будет дестабилизирующим.

Пропеллер, расположенный впереди центра тяжести, также даёт дестабилизирующий эффект.

На рисунке показано, как пропеллер меняет направление движения набегающего потока. Изменение количества движения (импульса) потока приводит к возникновению нормальной силы на пропеллере. При увеличении угла атаки эта сила также увеличивается, создавая дестабилизирующий кабрирующий момент. Величина этого момента зависит от расстояния между пропеллером и центром тяжести. Наибольший дестабилизирующий эффект будет на режиме большой тяги и малой приборной скорости.

Косвенное влияние спутной струи силовой установки в большей степени касается винтовых самолётов, чем реактивных. Как показано на рисунке, винты создают силовую обдувку крыла, мотогондол, стабилизатора, обтекание которых существенно отличается от обтекания невозмущённым потоком. Обычно влияние на устойчивость фюзеляжа и гондол, обтекаемых спутной струёй винтов, изменяется мало. Силовая обдувка крыла приводит к созданию дополнительной подъёмной силы, что требует уменьшения угла атаки, для сохранения траектории движения. Поскольку при этом уменьшается и угол атаки стабилизатора, то его роль в устойчивости самолёта уменьшается. Но, при этом, стабилизатор также может находиться в зоне силовой обдувки, что повысит его эффективность. Степень влияния обдувки стабилизатора на устойчивость зависит от положения центра тяжести и балансировочного С_у.

Как показано на рисунке, отклонение спутной струи винта усиливает скос потока на стабилизаторе, чем уменьшает его вклад в устойчивость.

Такой же дестабилизирующий эффект оказывает струя выходящих газов двигателей, проходящая под стабилизатором. За счёт подсасывающего эффекта она увеличивает скос потока. Обычно этот эффект незначителен.

Прямое и косвенное влияние тяги двигателей уменьшает статическую продольную устойчивость. Её влияние усиливается на малых скоростях полёта (больших С_у) и высоких режимах работы двигателей. Винтовые самолёты подвержены влиянию тяги двигателей в большей степени, чем реактивные.

Механизация крыла.

Выпуск механизации крыла может влиять на устойчивость самолёта. При выпуске закрылков увеличивается скос потока и уменьшается скоростной напор в районе стабилизатора, что оказывает дестабилизирующее влияние. Вместе с тем, выпуск механизации может предотвратить появление дестабилизирущего вклада крыла на больших С_у.

В целом влияние механизации дестабилизирующее. Исходя из этого, самолёт может иметь наиболее переднее значение нейтральной центровки (аэродинамического фокуса самолёта) при заходе на посадку с использованием большой тяги двигателей или уходе на второй круг. В этих условиях продольная устойчивость самолёта обычно минимальна и требуется повышенное внимание пилотов к точному управлению самолётом.

При определении предельно-допустимой задней центровки самолёта используется положение нейтральной центровки (аэродинамического фокуса самолёта) при максимальной тяге двигателей.

Усилия на штурвале (ручке управления).

Статическая устойчивость самолёта определяется, как тенденция самолёта к возвращению в равновесное (стриммированное) состояние. Другими словами, устойчивый самолёт сопротивляется отклонению от равновесия. Усилия на штурвале (ручке управления) должны отражать устойчивость самолёта и обеспечивать обратную связь для точного управления самолётом.

На рисунке показано влияние отклонения руля высоты на момент тангажа. Если руль высоты удерживается в положении 0°, то соответствующая линия графика m_z = f(C_y) показывает устойчивость самолёта и балансировочное значение C_y. Если руль высоты удерживается в положении 10° вверх (самолёт стриммирован на меньшую скорость), то устойчивость самолёта (угол наклона графика) не меняется, но увеличивается балансировочный C_y. При различных положениях руля высоты равновесие (стриммированное состояние) наступает на разных значениях C_y.

На рисунке показана зависимость балансировочного C_y от угла отклонения руля высоты (балансировочная диаграмма) для различных положений центра тяжести самолёта. При заданной центровке каждому положению руля соответствует определённый C_y. При смещении центровки назад угол наклона графика уменьшается, что свидетельствует об уменьшении устойчивости, поскольку при одинаковом отклонении руля увеличивается разница в балансировочных C_y.

Уменьшение устойчивости увеличивает управляемость, и наоборот, увеличение устойчивости уменьшает управляемость.

Если при смещении центровки назад угол наклона графика стал равен нулю - достигнута точка нейтральной центровки.

Отклонения руля высоты не влияют на устойчивость самолёта (на вклад стабилизатора в устойчивость).

Поскольку каждому значению C_y соответствует определённое значение скоростного напора, требуемого для поддержания самолёта в горизонтальном полёте, то можно рассмотреть зависимость балансировочной приборной скорости от отклонения руля высоты.

Если центр тяжести будет впереди нейтральной центровки (фокуса самолёта) и отклонение штурвала (ручки) будет соответствовать отклонению руля, то самолёт будет демонстрировать устойчивость по положению штурвала (ручки управления). Другими словами, самолёт будет требовать отклонения штурвала на себя, чтобы увеличить угол атаки и стриммировать самолёт на меньшей скорости, и движения штурвала от себя, чтобы уменьшить угол атаки и стриммировать самолёт на большей скорости. В русскоязычной литературе этот вид устойчивости называется устойчивостью по скорости.

Очень желательно, чтобы самолёт демонстрировал такой вид устойчивости. Если самолёт будет неустойчив по скорости, то самолёт будет требовать отклонения штурвала на себя для балансировки на большей скорости и движения от себя для балансировки на меньшей скорости.

На самолётах с прямым (безбустерным) управлением усилия с ручки управления снимаются с помощью триммера руля высоты. Зависимость усилий на ручке управления от приборной скорости при различных отклонениях триммера показана на следующем рисунке.

Для того, чтобы сбалансировать самолёт в точке (1), требуется существенно отклонить руль высоты вверх. Чтобы при этом снять усилия с ручки управления необходимо отклонить триммер руля высоты вниз. Для триммирования самолёта на больших скоростях, соответствующих точкам (2) и (3), требуется всё меньшее и меньшее отклонение триммера.

Обратите внимание, что когда самолет стриммирован, давящие усилия на ручке требуются для балансировки на большей скорости и тянущие – для балансировки на меньшей скорости. То есть, можно сказать, что самолёт обладает устойчивостью по усилиям на ручке управления. Самолёт даёт летчику ощущение изменения скорости самолёта по возникающим усилиям на ручке управления. При падении скорости возникают тянущие усилия, при росте – давящие.

Рассмотрим влияние центровки самолёта на устойчивость «по усилиям». Допустим, что самолёт стриммирован на определённой скорости (см. рисунок ниже). На рисунке показано, как будут меняться усилия на ручке управления при отклонении скорости от балансировочной при различных положениях центра тяжести.

Смещение центровки назад уменьшает градиент роста усилий на единицу скорости, то есть усилия на ручке всё слабее меняются с изменением скорости. Наконец, когда центр тяжести достигнет нейтральной центровки (фокуса самолёта), то при изменении скорости усилия на ручке меняться не будут. При дальнейшем движении центра тяжести назад возникнет неустойчивость «по усилиям», когда для балансировки на большей скорости потребуются тянущие усилия, а на меньшей – давящие.

Обратите внимание, что градиенты изменения усилий по скорости низкие на малых скоростях. Поэтому при полёте на малых скоростях, высоких режимах двигателей и задних центровках ощущение скорости по усилиям на ручке будет слабым.

Силы трения в проводке системы управления могут создать очень нежелательный эффект маскирования усилий на ручке управления. На рисунке показано, как линия зависимости усилий от скорости превращается в широкую полосу. Ширина этой полосы равна силе трения в проводке. Силы трения гасят возникающие изменения аэродинамических сил на руле высоты и лётчик не ощущает перебалансировки самолёта в некотором диапазоне скоростей. Этот эффект особенно заметен при малой устойчивости по усилиям на ручке (по скорости). Современные системы управления требуют тщательного технического обслуживания, чтобы минимизировать трение и сохранять высокую чувствительность штурвала (ручки).

Влияние динамики самолёта на продольную устойчивость.

При увеличении тангажа самолёт вращается относительно центра тяжести. При этом стабилизатор опускается вниз с некоторой вертикальной скоростью. На рисунке показано, что вектор этой вертикальной скорости, складываясь с вектором истинной скорости полёта, даёт прирост местного угла атаки на стабилизаторе. Это вызывает прирост подъёмной силы стабилизатора, противодействующий увеличению тангажа. Данный эффект увеличивает устойчивость самолёта.

Поскольку данный стабилизирующий момент появляется только при наличии вращения самолёта, он называется демпфирующим.

Из рисунка видно, что чем больше будет истинная скорость полёта, тем меньше будет прирост угла атаки при одинаковой вертикальной скорости движения стабилизатора вниз.

Увеличение устойчивости за счёт аэродинамического демпфирования приводит к смещению точки нейтральной центровки назад. В англоязычной литературе это новое положение называется «manoeuvre point», в отличие от «neutral point» - нейтральной центровки без учёта демпфирования.

Аэродинамическое демпфирование всегда увеличивает устойчивость: если самолет устойчив без учёта динамики движения, то он будет обязательно устойчив при учёте демпфирования.

⇐ Предыдущая 2 3 4 5 678 9 10 11 Следующая ⇒