Файл: Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник.pdf

нов на тонком и особенно стреловидном крыле достаточно боль­

дозвуковыми скоростями на малых и средних высотах (ниже этот вопрос будет рассмотрен специально).

Поскольку при маневрировании на любых скоростях и высотах летчику бывают нужны значительные скорости изменения угла крена, то в тех случаях, когда эффективность элеронов может ока­ заться недостаточной, применяются другие способы поперечного управления самолетом. Два из них основаны на том же принципе, что и цельноповоротное горизонтальное оперение: это элевоны и

которые при перемещениях ручки или штурвала управления пово­

вперед или назад), так и в противоположные стороны как элевоны

Тогда отклонение элерона книзу вызовет не увеличение, а умень­ шение подъемной силы данного полукрыла. Поскольку на другом полукрыле отклонившийся кверху элерон работает нормально, в не­ котором диапазоне углов атаки наблюдается лишь снижение их эффективности. При достаточно больших углах а эффективность элеронов может быть потеряна полностью и даже возможен их реверс (обратное действие). Чтобы сохранить эффективность эле­ ронов до возможно больших углов атаки, управление ими часто делают дифференциальным: угол отклонения элерона книзу мень­

тех случаях, когда он отклоняется книзу при больших положи­ тельных или кверху при больших отрицательных углах атаки ста­ билизатора. Диапазон углов отклонения управляемого стабилиза­ тора, в котором сохраняется его эффективность, определяется ве­ личиной его собственного критического угла атаки.

148

§ 4.16. Принцип действия и основные виды механизации крыла

Из рассмотрения аэродинамических характеристик профиля и крыла конечного размаха следует, что для уменьшения лобового сопротивления и улучшения несущих свойств на около- и сверх­ звуковых скоростях полета, равно как и для смягчения кризисных изменений всех аэродинамических параметров при переходе через скорость звука, необходимо уменьшать относительную толщину профиля и удлинение, увеличивать стреловидность крыла. По­ скольку возможности уменьшения коэффициента трения С{ за счет улучшения обработки поверхности частей самолета в настоящее время практически исчерпаны, уменьшение сопротивления трения, играющего немаловажную роль в общем балансе лобового сопро­ тивления самолета (особенно на малых углах атаки), возможно только за счет сокращения площади внешних поверхностей само­ лета, в том числе и площади крыла S.

Применение реактивных двигателей с большой тягой, а следо­ вательно, и с большими расходами топлива (особенно на форсаж­ ных режимах), без которых немыслимо достижение больших ско­ ростей полета, а также сложных бортовых навигационных и при­ цельных систем, ракет и других средств поражения (в достаточ­ ном количестве), без которых невозможно решение боевых задач, стоящих перед современной военной авиацией, требует увеличения полетного веса G самолета. Исходя из этого далеко не полного перечня различных обстоятельств нетрудно выявить две характер­ ные тенденции в развитии самолетостроения:

— переход ко все более тонким треугольным и стреловидным крыльям сравнительно небольшого удлинения;

— увеличение удельной нагрузки

На основании самых общих представлений о полете можно установить, что в случае прямолинейного горизонтального дви­ жения подъемная сила У должна уравновешивать полетный вес G самолета:

Как видно, чем больше удельная нагрузка крыла и меньше скоростной напор, тем большее значение коэффициента су необхо­ димо для полета. При выполнении энергичных криволинейных ма­

149

У тонких стреловидных крыльев при дозвуковом обтекании

они достигаются на очень больших углах атаки, которые по ряду

ния коэффициента подъемной силы, необходимого для прямоли­

взлетно-посадочных режимах и при маневрировании могут исполь­ зоваться различные виды механизации крыла, позволяющие уве­ личить его площадь, кривизну профиля и кинетическую энергию

это не имеет существенного значения, то на взлете и посадке от

ским соображениям эти углы не могут быть чрезмерно большими и у современных самолетов обычно находятся в пределах 8—13°. Дальнейшее увеличение угла атаки либо приводит к касанию хво­ стовой части фюзеляжа о ВПП, либо требует неприемлемой (по габаритам, весу и соображениям прочности) высоты шасси. Кроме того, с увеличением угла атаки на современных самолетах, ймею< щих обычно, развитую носовую часть фюзеляжа, ухудшается об­ зор передней полусферы из кабины, что ставит летчика в весьма, затруднительное положение. С другой стороны, взлетный и поса­ дочный углы атаки должны быть значительно меньше критиче­ ского, поскольку летчику необходим запас коэффициента су, до­ статочный для исправления отклонений, обусловленных порывами ветра и его собственными ошибками.

Увеличение коэффициента су на взлетном или посадочном угле атаки обеспечивает равновесие между подъемной силой и весом самолета при меньшем скоростном напоре, т. е. уменьшает ско­ рость в момент отделения самолета от земли при взлете или в

Уменьшение указанных скоростей упрощает выполнение взлета и посадки, повышает их безопасность, уменьшает длину разбега и пробега.

150

Необходимо оговориться, что существуют и другие возможно­ сти сокращения длины разбега и пробега, основанные на частич­ ном или полном уравновешивании полетного веса силой тяги (переход к самолетам укороченного или точечного взлета и посад­ ки). Однако массовая реализация этих возможностей требует решения ряда проблем, основными из которых являются: значитель­ ное увеличение тяговооруженности самолета, обеспечение устой­ чивости и управляемости самолета на околонулевых скоростях

углах атаки. В нерабочем положении выдвижной и автоматиче­

ность крыла й, увлекая пограничный слой, увеличивает его кинетическую энергию. В результате остановка нижней части

Увеличение су при выпуске предкрылка сопровождается соот­ ветствующим увеличением индуктивного сопротивления и некото­ рым дополнительным приростом сопротивления, обусловленным потерями энергии воздуха в щели.

Поскольку достаточно высокие значения су получаются при неприемлемо больших углах атаки, то как самостоятельный вид взлетно-посадочной механизации крыла предкрылок не приме­ няется. В ряде случаев предкрылок устанавливают на отдельных участках передней кромки — перед элеронами или другими сред-

151