Лабораторна робота №13 Дослідження бічних моментів літального апарату Ціль роботи

1. Розкрити фізичну сутність утворення бічних моментів літального апарату і вплив на них кутів атаки та ковзання.

2. Закріпити знання основних теоретичних положень про бічний рух літального апарату.

3. Отримати експериментально і дослідити залежності і моделі літака для різних кутів атаки, визначивши значення похідних і і виявивши вплив на них кута атаки.

Зміст роботи

1. Теоретичні обґрунтування

При польоті літального апарату з ковзанням ( ) виникають бічні моменти М_х (крену) і М_у (рискання), обумовлені тим, що бічна сила Z, що діє на літальний апарат, не проходить через центр тяжіння (початок зв'язаної системи координат), а прикладена в бічному фокусі. Бічна сила Z створюється, головним чином, вертикальним оперенням, фюзеляжем, мотогондолами і підвісними пристроями. Разом з тим, кут ковзання істотно змінює несучі властивості крила за розмахом, створюючи цим крен літака.

У загальному випадку моменти крену і рискання визначаються наступними виразами:

, (5.16)

, (6.17)

де m_x і m_y - коефіцієнти моментів крену і рискання;

L - розмах крила.

Величина коефіцієнтів m_x і m_y залежать від кута ковзання, кута відхилення β керуючих органів і від кута атаки α (якісні залежності показані на рис. 5.9 і 5.10)

Залежності коефіцієнтів m_x і m_y від кута ковзання характеризують бічну статичну стійкість літака, тобто здатність літака без втручання льотчика усувати крен і ковзання. Якщо похідні і негативні, літак статично стійкий в бічному русі. Якщо ці похідні позитивні, літак статично нестійкий в бічному русі (див.рис.5.11).

Рис.5.9.Залежність коефіцієнта моменту крену m_x від кутів ковзання β, атаки α

і відхилення елеронів δ_н

Рис.5.9.Залежність коефіцієнта моменту рискання m_у від кутів ковзання β, атаки α

і відхилення елеронів δ_н

Розглянемо вплив ковзання, кутів атаки і відхилення рульових органів, а також форми крила в плані на бічні моменти літака.

При ковзанні літака виникають бічні сили: на корпусі (в носовій його частини) -

Z_k і на вертикальному оперенні - Z_во. Природа утворення цих сил аналогічна природі утворення підйомної сили крила і корпусу (див. рис. 5.11). Бічна сила корпусу Z_k прикладена в носовій його частині, попереду центра тяжіння й створює щодо нього дестабілізуючий момент М_у, який прагне збільшити кут ковзання Бічна сила вертикального оперення прикладена ззаду центру тяжіння і створює флюгерні моменти М_у, який прагне зменшити кут ковзання. Результуюча бічна сила Z, прикладена в бічному фокусі літака, утворює момент М_у, спрямована на зменшення кута β, якщо бічний фокус знаходиться позаду центру ваги. У цьому випадку похідна , літак статично стійкий.

Рис.5.11. Схема утворення бокових моментів

В іншому випадку - літак статично нестійкий. Зміни кута атаки практично не впливає на величину моменту М_у.

При ковзанні літака із стрілоподібним крилом істотно змінюються несучі властивості лівого і правого півкрила через зміни ефективних кутів стріловидності. Так, для випадку, показаного на рис.5.11, ефективна стріловидність правого півкрила дорівнює , а лівого - . Тому підйомна сила правого півкрила У_п буде більше підйомної сили лівого півкрила У_п. Виникає момент крену , спрямований на зменшення крену і ковзання. Сприяє збільшенню моменту М_х і бічна сила Z_во, точка положення якої не лежить на поздовжньої осі літака. Збільшення кута атаки збільшує підйомну силу крила, отже, збільшує момент крену М_х.

Різні за величиною підйомні сили правого і лівого півкрила створюють різні сили індуктивного опору, що підвищує шляхову стійкість літака.

Органи поперечного і шляхового управління: елерони, інтерцептори, кермо напряму і диференціальним відхиленням консолі стабілізатора призначені для створення моментів крену і рискання. Тому коефіцієнти m_x і m_y при відхиленні елеронів або керма напряму більше по абсолютній величині, ніж за невідхилених рульових органах (див.рис.5.9 і 5.10). Однак на великих кутах атаки через зрив потоку на крилі, особливо на стрілоподібному в кінцевих його перерізах ефективність елеронів різко зменшується. Може виявитися неможливим парирування моменту крену, що виникнув внаслідок несиметричного зриву потоку на крилі. Відбувається завалювання літака на крило. Інтерцептори, застосовувані разом з диференціальним відхиленням консолей стабілізатора або спільно з елеронами, підвищують ефективність поперечного керування літаком.