Файл: Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 10.04.2024
Просмотров: 248
Скачиваний: 17
отклонения стабилизатора на кабрирование. Если такие измене ния т2о и m'f происходят в начале области волнового кризиса, они способствуют образованию «ложки».
При больших сверхзвуковых скоростях полета, особенно |
на ма |
||
лых |
высотах, коэффициент суг.„ в |
горизонтальном полете |
стано |
вится |
столь малым, что, несмотря |
на большой запас центровки, |
Рис. S.4, Балансировочная диа грамма самолета с рулем вы соты
коэффициент |
момента |
— c u ( x F — |
хТ) |
|||
уже |
не |
имеет |
решающего |
значения. |
||
Здесь |
течение |
балансировочной |
диа |
|||
граммы |
определяется |
положением |
||||
|
|
т, л |
|
|
|
|
асимптоты |
~ , к которой |
стремит- |
т*
гя угол ф с увеличением числа М. Так, на рис. 8.3 показана балансировочная диаграмма самолета, у которого на сверхзвуковых режимах mz o = 0.
Снижение относительной эффектив ности руля высоты начинается при мерно при тех же числах М, что и пе ремещение аэродинамического фокуса. Поэтому «ложка» на балансировоч ной диаграмме самолета- с рулем вы соты выражена яр.че, чем на диаграм ме самолета с цельноповоротным опе рением при такой же геометрии крыла (рис. 8.4).
Характерный для самолетов с рулем высоты положительный коэффициент т г 0 на сверхзвуковых режимах полета сохраняется. В сочетании с низким значением коэффициента эффективности руля т/ = т'?п„ он дает крутой подъем балансировочной диа граммы и большую положительную ординату ее асимптоты — •
§ 8.3. Влияние эксплуатационных факторов на балансировочную диаграмму самолета
Изменение продольной центровки. Пусть известна балансиро
вочная |
диаграмма |
самолета |
(рис. 8.5) |
при |
определенной |
цен |
тровке |
хт . Если центровка |
изменится |
на величину АхТ, то, |
как |
||
видно из уравнения |
(8.2-2), для восстановления |
балансировки |
при |
неизменном режиме полета потребуется дополнительный угол от клонения стабилизатора
Дф = — |
(8.4) |
Так как коэффициент эффективности |
стабилизатора /и |<0, то |
знаки Дф и Дл:, совпадают: при сдвиге центра тяжести назад
240
( Д х т > 0) |
стабилизатор |
потребуется отклонить на |
пикирование |
|
(Дф>0) |
и, наоборот, при |
Л х т < 0 Дср<0, что очевидно |
и из |
физиче |
ской картины балансировки самолета. Характерно, |
что |
угол Лф |
пропорционален коэффициенту су. Чем больше этот коэффициент (чем 'меньше число М полета), тем сильнее изменяется балансиро вочная диаграмма при изменении центровки.
Кроме того, необходимо иметь в виду, что чем больше цен тровка, тем меньше запас центровки, больше относительные изме нения xF — хт в начале области волнового кризиса и, следова тельно, ярче выражена «ложка» на балансировочной диаграмме самолета.
Изменение полетного веса. Подставляя в уравнение баланси ровочной диаграммы (8.2-1) выражение потребного коэффициента подъемной силы (7.3), получим
|
|
|
|
|
1,43 О г |
-s |
(8.5) |
|
|
|
|
|
|
|
|
Отсюда следует, что при изменении |
полетного веса на |
вели |
|||||
чину AG для восстановления балансировки самолета на неизмен |
|||||||
ном режиме полета (Я, М) |
требуется дополнительное отклонение |
||||||
стабилизатора |
на |
угол |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Дср = |
1,43(1- —хТ) |
Л |
(8.6) |
|
|
|
|
,; F |
AG. |
||
Знаки |
Дф |
и |
AG |
противоположны — при увеличении |
веса |
||
(AG>0) |
стабилизатор |
отклоняется на кабрирование (Дср<0). Ха |
рактерно, что изменение веса, как и изменение центровки, оказы вает большее влияние на течение балансировочной диаграммы в области малых чисел М: здесь больше коэффициенты сут.а, непо средственно зависящие от веса. Увеличение запаса центровки и снижение эффективности стабилизатора при переходе через ско рость звука усугубл'яют влияние веса на течение балансировочной диаграммы самолета (рис. 8.6).
241
Изменение высоты полета. Как видно из развернутого' уравне ния балансировочной диаграммы (8.5), при изменении высоты по лета от Hi {рн = Р\) ДО # 2 (Ры = Р2) Для балансировки самолета на неизменном числе М стабилизатор нужно дополнительно откло нить на угол
|
|
Лср = |
\АЗО(х |
|
-хт) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(8.7) |
|||
|
|
|
|
m'l |
S№pt |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
И в данном случае знаки |
приращений |
Дер и Д Я противополож |
|||||||||||||||
ны: при увеличении |
высоты |
( Д # > 0 ) стабилизатор |
отклоняется |
|||||||||||||||
на |
кабрирование. Влияние числа |
М и запаса центровки |
|
на |
вели |
|||||||||||||
|
|
|
|
|
чину |
Дер при изменении |
высоты та |
|||||||||||
|
|
|
|
|
кое |
же, |
как |
и |
|
при |
изменении |
|||||||
|
|
|
|
_ д7 полетного |
веса. |
|
Чем |
больше вы |
||||||||||
|
|
|
|
|
сота |
полета, |
тем |
больше |
|
значение |
||||||||
|
|
|
|
|
Су г.п |
|
в |
горизонтальном |
полете |
с |
||||||||
|
|
|
|
|
таким же числом М, больше от- |
|||||||||||||
|
|
|
|
|
рицательныи_ |
коэффициент |
момен |
|||||||||||
|
|
|
|
|
та —си Т .п (хр |
—хТ) |
и |
больше |
по |
|||||||||
|
|
|
|
|
требный |
для |
балансировки |
с а м о |
||||||||||
|
|
|
|
|
лета |
угол отклонения стабилизатора |
||||||||||||
Рис. 8.7. Влияние высоты полета |
или руля на кабрирование |
(рис. 8.7). |
||||||||||||||||
на |
балансировочную |
диаграмму |
Чем больше число М, тем ме_ньше |
|||||||||||||||
|
|
самолета |
|
|
роль коэффициента —cv (xP |
— хт) |
в |
|||||||||||
|
|
|
|
|
общем |
балансе коэффициентов |
про |
|||||||||||
дольных |
моментов |
и |
меньше |
различие |
в |
углах |
<р |
|
на |
раз |
||||||||
ных высотах. В области |
больших |
чисел |
М |
|
полета |
|
баланси |
|||||||||||
ровочные |
диаграммы |
для всех |
высот |
имеют |
общую |
асимптоту |
Перестановка стабилизатора. Наряду со своим основным преи муществом— значительно большей эффективностью, чем у руля высоты, управляемый стабилизатор имеет и существенные недо статки, о чем будет сказано далее. Поэтому на некоторых даже сверхзвуковых самолетах, целевым назначением которых не преду сматривается энергичное криволинейное маневрирование, продоль ное управление осуществляется рулем высоты, а стабилизатор делается переставным и используется как дополнительное средство продольной балансировки.
Рулевой момент переставного стабилизатора при любом фикси рованном угле <р можно рассматривать как часть момента М2 о- Исходя из этого уравнению (8.2-2) в данном случае можно при дать вид
242.
откуда следует, что отклонение стабилизатора уменьшает балан сировочный угол отклонения руля на величину
(имеется в виду, что стабилизатор переставляется в ту сторону, куда был отклонен руль).
Для оценки возможностей и анализа особенностей баланси ровки самолета с таким «двойным» управлением обычно строятся балансировочные диаграммы 8П (М) при двух крайних положениях стабилизатора и диаграмма ср(М) при ов = 0.
Изменения режима работы силовой установки. В установив шемся горизонтальном полете тяга силовой установки должна уравновешивать лобовое сопротивление' самолета. Поэтому каж дому режиму (Н, V) такого полета соответствует вполне опреде ленный режим работы двигателя и вполне определенный коэффи циент продольного момента т г Р , который можно добавить в урав нение балансировочной диаграммы самолета. Тогда она примет вид
_ |
'"г |
О + ™ z р |
— Су {Хр — ХТ) |
|
|
т\ |
|
На всех режимах, |
где |
mzPj=0,для |
уравновешивания момента |
силовой установки потребуется дополнительное отклонение стаби лизатора на угол
|
т. „ |
|
Д 9 = |
Ц. |
(8.9) |
на кабрирование при т2Р<0 и на пикирование при т г Р > 0 . Горизонтальный полет может быть и неустановившимся. Для
разгона самолета летчик увеличивает тягу, а для торможения уменьшает ее. Чтобы летчик мог оценить особенности баланси ровки в таких случаях, в технической документации самолетов, имеющих большие значения коэффициента тг Р, приводятся либо балансировочные диаграммы при основных режимах работы дви гателя (малый газ, номинал, максимал, форсаж), либо баланси ровочные диаграммы для установившегося горизонтального по лета, а к ним — вспомогательные графики Дф (М, Н), позволяю щие определять дополнительные отклонения стабилизатора, обу словленные моментом МгР на указанных режимах.
§ 8.4. Шарнирный момент руля высоты и усилие на ручке
управления самолетом
Часть аэродинамической нагрузки горизонтального оперения, распределенная по площади руля высоты (рис. 8.8), сводится к не которой равнодействующей, нормальная составляющая Ув которой
243
Б общем |
случае |
имеет |
плечо hB относительно |
оси О |
шарнирной |
||
подвески |
руля. |
|
|
|
|
|
|
Момент аэродинамической |
нагрузки руля |
|
|
||||
|
|
|
|
М |
= — Y h |
|
(8.10) |
относительно |
оси |
его подвески |
называют ш а р н и р н ы м |
м о м е н |
|||
т о м р у л я |
в ы с о т ы . |
Он считается положительным, |
если на |
||||
правлен |
в сторону положительного отклонения |
руля (вниз). |
|
|
|
|
|
|
ш в |
Рис. 8.8. К объяснению шар |
Рис. |
8.9. |
К |
определению усилия на ручке |
||
нирного момента |
руля |
|
|
|
управления |
|
Безразмерный |
коэффициент |
шарнирного момента |
определяют |
|||
по собственной площади SB |
и средней |
хорде Ьв руля: |
|
|||
|
^ ш . в = ~ |
^ |
. |
(8.П) |
При фиксированном числе М полета в условиях плавного об текания коэффициент т ш в примерно пропорционален углам аг .0 и 8В:
= тш. в г. о + ^ ш » . в 8 в - |
(8.12) |
Обе частные производные обычно отрицательны (рис. 8.8). Чтобы руль высоты оставался в.заданном положении, в системе
продольного управления необходимо создать усилие, момент кото рого уравновешивал бы шарнирный момент руля. В простейшем случае необходимое усилие Рв непосредственно на ручке (штур вале) управления создает сам летчик (рис. 8.9).
Пусть летчик, прикладывая к ручке управления силу Рв, пере местил ее на малое расстояние dxB. Если не учитывать небольшие потери энергии на преодоление трения в системе управления ру лем, то работа Pudx, выполненная летчиком, численно равна ра-
244