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

условиях изменение нормальной

перегрузки

Ап„

: а

=

UySq

c'Sq

G

а

- 4 т - =

-4=т- Да

нее, чем угол атаки,

характеризует

движение

самолета.

Поэтому

в летной

практике говорят об устойчивости

по перегрузке,

а не по

углу

атаки.

П р о д о л ь н о й с т а т и ч е с к о й

у с т о й ч и в о с т ь ю

с а м о л е т а

по

п е р е г р у з к е

н а з ы в а ю т

е г о т е н д е н ц и ю

к в о с с т а ­

н о в л е н и ю

н о р м а л ь н о й пе­

р е г р у з к и и с х о д н о г о р а в н о -

Рис. 8.14.

К определению

уело-

в е с н о г о

р е ж и м а

п о л е т а

вия продольной статической устой-

с р а з у п о с л е

с л у ч а й н о г о на -

чивости самолета по перегрузке

р у ш е н и я б а л а н с и р о в к и .

AY=AcySq

= cySq Да,

приложенное в аэродинамическом фокусе

(рис. 8.14).

Относи­

тельно оси Oz, проходящей через

центр тяжести, сила

ДК дает мо­

мент

АМг=*-АУ(хР-хт)

или в безразмерных

коэффициентах

Атг =

— Асу

( А > — хТ) — — (кр

х

Да.

(8.15-1)

Очевидно, что самолет

будет

иметь

тенденцию

к

возвращению

— Зс ) с"

Дот,

= - ( - ^ - * т ) < о .

m*y==zr

(8.15-2)

Таким

образом,

необходимым

и д о с т а т о ч н ы м

условием про­

д о л ь н о й

с т а т и ч е с к о й

у с т о й ч и в о с т и

с а м о л е т а

по

п е р е г р у з к е

я в ­

ляется

передняя

относительно

ф о к у с а _

ц е н т р о в к а .

Чем

б о л ь ш е

п о ­

л о ж и т е л ь н ы й

з а п а с

ц е н т р о в к и

хж

—

хг,

тем

б о л ь ш е

п р о д о л ь н ы й

момент,

в о з н и к а ю щ и й

п р и

с л у ч а й н ы х

н а р у ш е н и я х

б а л а н с и р о в к и ,

тем э н е р г и ч н е е

с а м о л е т

н а ч и н а е т

в р а щ а т ь с я

в

сторону

исходного

угла а т а к и .

Поэтому

з а п а с центровки

ч а с т о называют

з а п а с о м

п р о д о л ь н о й

с т а т и ч е с к о й у с т о й ч и в о с т и

с а м о л е т а

п о п е р е г р у з к е .

При

о т р и ц а т е л ь н о м

з а п а с е

ц е н т р о в к и

Самолет

с т а н о в и т с я

н е ­

у с т о й ч и в ы м

п о

п е р е г р у з к е ,

т а к

к а к

н а

н е г о д е й с т в у е т

момент,

н а ­

п р а в л е н н ы й

в

с т о р о н у

д а л ь н е й ш е г о

ухода

от_

б а л а н с и р о в о ч н о г о

положения. При

к р и т и ч е с к о й

ц е н т р о в к е

(xT

= xF)

самолет

б у д е т

б е з р а з л и ч н ы м

и л и н е й т р а л ь н ы м ,

т а к как

изменения у г л а атаки в

этом с л у ч а е

не

вызывают

никаких

п р и р а щ е н и й

п р о д о л ь н о г о

ста­

тического

момента.

Центровку

Х г . з . п р е д ,

при

к о т о р о й

самолет

еще

обладает

устой­

ч и в о с т ь ю , о б е с п е ч и в а ю щ е й

б е з о п а с н о с т ь

п о л е т а ,

называют

п р е ­

д е л ь н о

д о

п

у

с т

и

м о й

з а

д

н

е

й .

Разумеется,

ч т о

з а д н я я

экс­

п л у а т а ц и о н н а я

ц е н т р о в к а

хт .3

д о л ж н а

б ы т ь

меньше предельно

до­

пустимой

Ц е н т р О В К И

Х т . з .

п р е д .

Как

у ж е г о в о р и л о с ь ,

з а п а с

ц е н т р о в к и

з а в и с и т

о т

р е ж и м а

по­

л е т а .

При п е р е х о д е

с

дозвуковых

режимов

н а

с в е р х з в у к о в ы е

аэро­

д и н а м и ч е с к и й

фокус

самолета

п е р е м е щ а е т с я

назад.

При

этом

з а п а с ц е н т р о в к и

у в е л и ч и в а е т с я

в

несколько

раз

и

п р о д о л ь н а я

ста­

т и ч е с к а я

у с т о й ч и в о с т ь

с а м о л е т а

п о

перегрузке

с и л ь н о

возрастает.

В

з а к л ю ч е н и е еще

р а з п о д ч е р к н е м ,

что

н е о б х о д и м ы й

з а п а с

ц е н ­

т р о в к и

н а

дозвуковых

р е ж и м а х

п о л е т а

о б е с п е ч и в а е т с я

горизон­

тальным

оперением. Само

название

« с т а б и л и з а т о р »

о б у с л о в л е н о

т е м ,

ч т о

п р и и з м е н е н и я х

у г л а

а т а к и

он, создавая

с о о т в е т с т в у ю щ и й

м о м е н т , в о з в р а щ а е т с а м о л е т

в и с х о д н о е

р а в н о в е с н о е

с о с т о я н и е ,

т . е .

с т а б и л и з и р у е т

его

н а

з а д а н н о м

у г л е а т а к и .

При

о б р а т и м о й

системе

у п р а в л е н и я

с т а б и л и з а т о р

не

б ы л

б ы

с т а б и л и з а т о р о м ,

он

выполнял б ы

т о л ь к о

ф у н к ц и и

рулевой

п о в е р х н о с т и .

§ 8.7. Продольная статическая устойчивость самолета

по скорости

П р о д о л ь н о й с т а т и ч е с к о й у с т о й ч и в о с т ь ю

с а м о ­

л е т а

п о

с к о р о с т и н а з ы в а ю т е г о т е н д е н ц и ю к в о с ­

с т а н о в л е н и ю

с к о р о с т и

и с х о д н о г о

р а в н о в е с н о г о

р е ж и м а

с р а з у

п о с л е

н

а

р

у

ш

е

н и

я

р

а

в н

о в е с и

я .

Пока­

з а т е л е м

э т о г о

в и д а

устойчивости

п р и н я т о

с ч и т а т ь

п о л н у ю

н р о и з -

dY

Если

она

то

подъ­

в о д н у ю

п о л о ж и т е л ь н а ,

з н а к и п р и р а щ е н и и

емной

силы

и

скорости

совпадают,

т.

е. у в е л и ч е н и ю

скорости

(AV>0)

с о о т в е т с т в у е т у в е л и ч е н и е

п о д ъ е м н о й

с и л ы (ДК>0),

а у м е н ь ш е н и ю

скорости — уменьшение подъемной

с и л ы .

полета начнет искривляться кверху (рис. 8.15). Тогда

в скорост­

ной

системе

координат

сила веса G разложится на составляю­

щие

GsinA6

и GcosA6,

первая из которых направлена

назад и,

лена вниз, траектория

полета отклонится

книзу,

сила

G sin Дв бу­

дет

направлена

вперед

и

/

самолет

также

окажется

ЛКt

> ^ \ Л б

статически

устойчивым

по

/?о/л

л

скорости.

получается,

когда

Иначе

\.\&Q\GCOS

производная

-jy

< о .

При

&е

увеличении

скорости

прира­

щение подъемной силы бу-

Рис. 8.15. К определению продольной ста-

дет

отрицательным,

траек-

тической устойчивости самолета по скорости

тория

полета

отклонится

книзу,

составляющая

веса

G sin Д9

будет направлена

вперед и, следовательно, будет

способ­

ствовать

дальнейшему

увеличению

скорости,

т. е. самолет

затяги­

вается в

пикирование.

Исходя из сказанного неравенство

• Г ? > 0

(8Л6)

очередь приведет к образованию момента М€/Ас

Если самолет

скорости общее условие балансировки (7.12)

приблизительно вы­

полняется. Следовательно,

су = ~ — J - \

(8.17-1)

Так как согласно формуле (7.2-1)

У=

У

г — z - = -

(8.17-2)

су

Г. П \ Х р

X l )

где ф — балансировочный угол

отклонения стабилизатора

в исход­

ном режиме полета.

При анализе

балансировочной

диаграммы

было установлено,

что в некотором

диапазоне

чисел

М в

начале

области

волнового

коэффициент C y r . n .

На этих числах М подъемная сила

при неиз­

менном положении

стабилизатора

(или руля)

падает

с увеличе­

нием скорости и, следовательно,

производная

отрицательна.

нием

положительного (увеличением отрицательного) коэффици­

ента

т 2 0 ,

а также снижением

эффективности стабилизатора или

руля.

Таким

образом, в диапазоне

чисел М, соответствующем «ложке»