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

Очевидно, увеличение угла крена прекратится, как только момен­ ты Mx? = mx$Sql и Мх&0 сравняются. Необходимый для этого угол скольжения определяется из условия равенства моментов:

ляет доли градуса. Таков же примерно и угол крена. Летчик мо­ жет не обратить внимание на наличие этих углов, но он не может не заметить постепенный увод самолета по курсу. Борясь с этим явлением, он будет удерживать самолет от разворота небольшим нажимом на педали против крена. В результате получается свое­ образный вариант прямолинейного полета со скольжением с очень малыми углами у, |3 и 5Н и с заменой поперечного момента эле­ ронов моментом, обусловленным асимметрией крыла. При жела­

Картина может существенно измениться в области волнового кризиса. Так как на полукрыле с более толстым профилем или большим установочным углом критическое число М меньше, раз­ витие местных сверхзвуковых зон здесь происходит с некоторым опережением, падение коэффициента су на этом полукрыле начи­ нается в то время, когда на другом полукрыле он еще возрастает, и их разность Acy a c увеличивается. Для самолетов со стреловид­

Другой, более опасный случай валежки самолетов со стрело­ видным крылом связан с жесткостной асимметрией полукрыльев, избавиться от которой в серийном производстве практически не­ возможно. Допуски на толщины металлических листов, из кото-

290

лики.

Если каждое полукрыло нагружено постоянной силой -<г— "у . которая не зависит от скорости, то углы упругой закрутки и их разность Ааас тоже не будут зависеть от скорости. Разность же подъемных сил и ее поперечный момент М.хас = АУаСгд пропорцио­ нальны скоростному напору, т. е. пропорциональны 1/*р:

(9.6)

Теперь проверим справедливость введенного выше предполо­ жения. Относительное изменение подъемной силы полукрыльев (по сравнению с ее номинальным значением Y=G)

определяется соотношением разности углов упругой закрутки и среднего угла атаки всего крыла. Последний можно определить в виде

силы между полукрыльями становится существенным и что, сле­

лее жесткое полукрыло дополнительно закручивается, а деформа­ ция менее жесткого полукрыла, подъемная сила которого падает,

такая небольшая на первый взгляд разность углов атаки полу­ крыльев. Если за счет повышения жесткости крыла или совершен­ ствования технологии уменьшить величину Даас вдвое, то скоро­ стной напор, при котором достигаются те же относительные из­ менения подъемной силы, увеличится тоже вдвое, а соответствую­ щая ему приборная скорость возрастет на 40%.

Таким образом, поперечный момент М^ас, обусловленный жесткостной асимметрией крыла, на малых приборных скоростях по­

порционально V„p ) увеличивается. При некоторой скорости, кото­

сировки самолета требуется значительный угол 8Э отклонения эле­

При дальнейшем увеличении скорости полета момент Мхао продолжает возрастать. Поскольку на таких приборных скоростях углы упругой закрутки полукрыльев соизмеримы с углом атаки, эффективность элеронов начинает понижаться (см. § 5.7). В со-

292

вокупности это приводит к быстрому увеличению угла Ьэ, потреб­ ного для поперечной балансировки самолета. В результате при сравнительно небольшом (на 50—100 км/ч) увеличении приборной скорости после начала валежки поперечная балансировка само­ лета становится невозможной. Это является основной причиной ограничения максимальной приборной скорости полета для мно­ гих самолетов со стреловидным крылом. Увеличение перегрузки сопровождается ростом подъемной силы и обусловленной ее дей­ ствием деформацией крыла, что усугубляет валежку. Поэтому энергичное искривление траектории кверху как средство умень­ шения скорости при выходе на указанное выше ограничение в ус­

Заметим, что при нарушении равновесия самолет реагирует не непосредственно на изменение угла крена, а на изменение угла скольжения, обусловленное изменением крена. Реакция самолета по крену на скольжение не изменится, если возмущение угла скольжения не будет связано с изменением крена. Поэтому в об­ щем случае будем называть самолет статически устойчивым в по-

•293

перечном отношении, если действующий на него поперечный ста­

ту=т$.

а также удлинение фюзеляжа, главным образом удлинение его носовой части. Зависимости коэффициентов статической путевой и статической поперечной устойчивости самолета от числа М и угла атаки показаны на рис. 9.8.

Подчеркнем, что статическую поперечную и путевую устойчи­ вость в общем случае нельзя связывать с действительной началь­ ной тенденцией в поведении самолета при нарушении бокового равновесия. Дело в том, что боковое движение включает и попе­ речное, и путевое вращение самолета. Как будет показано в сле­ дующем параграфе, каждое из этих вращений обусловливает по-

294