книги из ГПНТБ / Лигум Т.И. Некоторые особенности аэродинамики турбовинтового самолета [учебное пособие]

Гл а в а VIII. НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ УСТОЙЧИВОСТИ

ИУПРАВЛЯЕМОСТИ

ного положения самолета, так как их алгебраическая сумма рав­

действия внешних причин или непроизвольного перемещения лет­ чиком органов управления равновесие самолета будет нарушено. Равновесие самолета, а также его устойчивость рассматриваются относительно трех осей: х—х; у—у и z—z (рис. 71).

Ось х—л: лежит в плоскости симметрии самолета и направлена

89

по скорости полета. Ось у—у перпендикулярна оси х—х, лежит в плоскости симметрии самолета и называется вертикальной осью

самолета. Ось -г—z, перпендикулярная осям х—х и у—у, называет­ ся поперечной осью. На рис. 71 указаны и моменты, появляющиеся

при вращении самолета вокруг трех осей. Момент, вращающий: самолет относительно оси у —у, называется моментом рыскания или путевым и обозначается Му.

Момент, вращающий самолет относительно оси х—х, называет­ ся моментом крена или поперечным — Мх.

Момент, вращающий самолет относительно оси z—г, называет­ ся моментом тангажа или продольным — Мг .

Равновесие моментов самолета соответственно этим осям делит­ ся на три вида: продольное (относительно оси г—г), поперечное

Рис. 72. Схема сил и моментов, действующих на самолет относительно поперечной оси.

(относительно оси х—х) и путевое (относительно оси у—у).

На рис.‘72 изображены силы и моменты относительно попереч­ ной оси, действующие на самолет в полете. Как видно из рисунка, действующие на самолет силы создают мохменты относительно поперечной оси или уменьшающие угол атаки (так называемые пикирующие моменты), или увеличивающие угол атаки, (так назы­ ваемые кабрирующие моменты).

На крейсерских режимах полета пикирующий момент создает­ ся подъемной силой крыла и равен Y • сх. Подъемная сила гори­ зонтального оперения, тяга силовой установки, а также аэроди­ намическое сопротивление всего самолета, создают чаще всего, кабрирующий момент. Однако, при верхнем расположении двига­ телей, как это сделано на самолете Ан-10, сила тяги и лобового сопротивления могут создавать также и пикирующий момент. Если линии действия сил Р и Q проходят через центр тяжести или Бблизи него, то моменты этих сил будут соответственно равны нулю или настолько малы, что ими можно пренебречь. В этом

90

случае условие продольного равновесия моментов сводится к ра­ венству момента крыла Мкрыла, моменту горизонтального опере­ ния М г. о.

М крыла — М г. о.

или Y • а = R T. о.*/г. о.

На рис. 73 видно, что моменты, вращающие самолет вокруг продольной оси, создаются в основном подъемными силами и сила-

Рис. 73. Схема сил и моментов, действующих на самолет относительно продольной оси.

ми веса полукрыльев. Во избежание вращения самолета вокруг продольной оси необходимо, чтобы сумма всех моментов, кренящих самолет вправо, равнялась сумме моментов, кренящих его влево. При наличии весовой, геометрической и аэродинамической симмет­ рии самолет будет находиться в состоянии поперечного равновесия.

Рис. 74. Схема сил и моментов, действующих

91

Однако, при винтах одностороннего вращения всегда имеет место небольшой неуравновешенный поперечный момент от реакции вращения, обдувки хвостового оперения, гироскопического мо­ мента и т. д., который приходится парировать элеронами. Во всех

нов можно изменить величину сил Упр. и У Лев. и тем самым достиг­ нуть восстановления равновесия поперечных моментов, т. е. момен­ тов относительно продольной оси х—х, не нарушая равновесия сил.

Моменты, вращающие самолет вокруг путевой оси, создаются силами лобового сопротивления полукрыльев и силами тяги двига­ телей. Во избежание вращения вокруг путевой оси необходимо, чтобы сумма всех моментов, разворачивающих самолет вправо, равнялась сумме всех моментов, разворачивающих его влево (рис. 74). Для самолета с четырьмя двигателями нарушение путе­ вого равновесия может происходить из-за неодинакового режима работы двигателей. Особенно -резко скажется на нарушении равно­ весия остановка одного из двигателей. Самолет в этом случае будет иметь стремление разворачиваться в сторону неработающего двига­ теля. Восстановление путевого равновесия осуществляется отклоне­ нием руля направления в соответствующую сторону.

При нарушении путевого равновесия самолет будет про­ должать движение под некоторым углом (3, образованным плос­ костью симметрии самолета и набегающим потоком. Такое движе­ ние самолета называется скольжением, а угол (3 — углом сколь­ жения.

При полете со скольжением нарушается поперечное равновесие. При нарушении поперечного равновесия самолета при накренении появится неуравновешенная сила, которая вызовет скольжение самолета, т. е. нарушение путевого равновесия. Таким образом между поперечным и путевым равновесием имеется тесная связь. Нарушение поперечного равновесия приводит к нарушению путевого и наоборот. Оба эти вида равновесия не могут существо­ вать раздельно, их совокупность называется боковым равновесием самолета.

§ 2. УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА

Устойчивостью самолета называется способность его самостоя­ тельно (без вмешательства летчика) восстанавливать первоначаль­ ное состояние равновесия.

Устойчивость самолета связана с формой его равновесия. Из механики известно, что существуют три формы равновесия тела: неустойчивое, безразличное и устойчивое. Рассмотрим их на при­ мере шарика (рис. 75). Во всех трех положениях шарик находится в состоянии равновесия. Если при его нарушении шарик еще больше стремится отклониться от своего первоначального поло­

92

рик после внешнего воздействия не стремится вернуться в первона­ чальное состояние и не отклоняется от своего нового положения, то есть в любом месте он находится в равновесии. Если шарик, выве­ денный из него, стремится возвратиться в свое первоначаль­ ное положение (рис. 74, а), его состояние называется устойчивым. Однако равновесие самолета более сложное и он может нахо­ диться в полете в неустойчивом, безразличном и устойчивом со­ стоянии.

Рис. 75. Формы равновесия тел: а) устойчивое; б) неустойчивое; в) безразличное.

Рассмотрим поведение самолета, имеющего неустойчивую фор­ му равновесия (рис. 76). Если у такого самолета под действием порыва ветра угол атаки крыла увеличится, то он будет продолжать увеличиваться, а при случайном уменьшении угла атаки будет продолжать уменьшаться до вмешательства летчика.

Если самолет находится в безразличном равновесии, то при слу­ чайном изменении угла атаки он остается в состоянии равновесия и на новом угле атаки.

Если же у самолета, имеющего устойчивую форму равновесия, угол атаки случайно увеличится, самолет самостоятельно, без вмешательства летчика восстановит прежний угол атаки (рис. 76, в). Восстановление угла атаки произойдет и при случай­ ном уменьшении его.

Полет на неустойчивом самолете возможен, но сопряжен с опасностью, так как требует непрерывного внимания летчика и вмешательства его для восстановления 'нарушенного равновесия. Например, при полете в неспокойном воздухе непрерывно меняет­ ся угол атаки, и поэтому летчик должен в течение всего полета восстанавливать нарушающееся равновесие. Такое управление са­ молетом требует большого физического напряжения внимания и отвлекает летчика от выполнения других функций.

Полет на самолете, находящемся в состоянии безразличного равновесия, также требует постоянного внимания и вмешательства летчика для поддержания заданного режима полета, хотя в мень­ шей степени, чем на неустойчивом самолете.

Устойчивый самолет не обладает этими недостатками, так как он сам, без вмешательства летчика, сохраняет заданный режим полета, самостоятельно возвращаясь в первоначальное положение

равновесия после случайных отклонений от него.

При полете на устойчивом самолете летчик может редко вмешиваться в управление и даже на какое-то время совсем бро­ сить его. Поэтому полет на устойчивом самолете не требует от лет-

93

!

I

I

l

»

Порыв ветра

(

!

Порыв Ветра

!

Рис. 76. ПЮведение самолета при различных формах равновесия: а) неустойчивое равновесие; б) безразличное равновесие;

в) устойчивое равновесие.

94

тельно, появление пикирующего момента при увеличении угла атаки характеризует устойчивость самолета по перегрузке. Если бы внешнее воздействие привело к уменьшению угла атаки, то появился бы кабрирующий момент, который стал бы увеличивать угол атаки, т. е. опять-таки восстанавливать перегрузку исход­ ного режима. Однако появление пикирующего или кабрирующего моментов будет зависеть от расположения центра тяжести само­ лета, относительно которого происходит вращение. При некото­ ром положении центра тяжести самолет будет безразличен к на­ рушению равновесия и не будет проявлять тенденции ни к воз­ вращению к исходной перегрузке, ни к дальнейшему отходу от нее.

Рис. 77. Силы, действующие на самолет при полете в болтанку.’

Такое положение центра тяжести называют нейтральной цент­ ровкой. Перемещение центра тяжести дальше назад, за нейтраль­ ную центровку, приведет к появлению неустойчивости самолета по перегрузке, так как сила АТ будет вызывать увеличение кабри­ рующего момента, возникшего в момент нарушения равновесия.

Таким образом, устойчивость самолета по перегрузке будет

характеризоваться положением центра тяжести самолета относи­ тельно нейтральной центровки. Поэтому для самолета, кроме пе­ редней центровки, определяемой возможностью балансировки са­ молета на посадке при предельном отклонении руля высоты, а также нагрузкой, приходящейся на переднюю ногу шасси (на са­ молетах с хвостовым колесом — так же значением противокапотажного угла), определяется задняя допустимая центровка из условия обеспечения продольной устойчивости самолета по пере­ грузке. Необходимо, чтобы между задней допустимой центровкой и нейтральной было расстояние не менее 10% САХ. Диапазон центровок от передней допустимой до задней называется допу­ стимым диапазоном центровок, а запас в 10% САХ называется запасом центровки.

Так, самолет Ил-18 обладает достаточной устойчивостью по пе­ регрузке, если его задняя центровка с убранным шасси не превы­ шает 23%САХ, так как его нейтральная центровка составляет

33—35% САХ.

96

В полете изменение устойчивости по перегрузке может произой­ ти в случае изменения положения центра тяжести или нейтральной центровки самолета. Для турбовинтовых самолетов с прямым кры­ лом перемещение центра тяжести по САХ в полете за счет выработ­ ки топлива составляет 3—4% вперед, что соответственно увели­ чивает устойчивость по перегрузке. Для турбовинтового самолета со стреловидным крылом, у которого топливные баки расположены в крыле, за счет выработки топлива может наблюдаться значитель­ ное смещение центра тяжести и изменение устойчивости по пере­ грузке. Чтобы перемещение центра тяжести было наименьшим и не влияло на уменьшение устойчивости по перегрузке по мере выгора­ ния топлива, ставят автоматические устройства, ведающие распре­ делением подачи топлива в каждый определенный этап полета.

Для правильной эксплуатации самолета в воздухе летный состав должен хорошо знать закономерность перемещения центра тяжести у самолетов, на которых он производит полеты.

Нейтральная центровка самолета в полете может перемещать­ ся при изменении скорости или режима работы двигателя, а также при освобождении управления. Кроме того, струя от воздушных винтов обычно оказывает влияние на изменение устойчивости самолета.

Это происходит по следующим причинам.

У турбовинтовых самолетов на величину скоса потока горизон­ тального оперения большое значение оказывает степень обдувки от воздушных винтов. При этом изменяется угол атаки горизонталь­ ного оперения и его эффективность. В наборе высоты режим рабо­ ты двигателей номинальный, а, стало быть, обдувка максимальная. Поэтому скос потока, вызываемый влиянием крыла самолета, уве­ личивается за счет струй воздуха, отбрасываемых винтом. При этом

происходит уменьшение стабилизирующего момента горизонталь­ ного оперения. Прирост угла атаки горизонтального оперения всегда оказывается меньшим прироста угла атаки крыла и, сле­ довательно, прирост стабилизирующего момента горизонтального оперения отстает от прироста дестабилизирующего момента кры­ ла. Продольная устойчивость самолета снижается. Уменьшение устойчивости самолета равносильно смещению нейтральной цен­ тровки самолета вперед по САХ.

При планировании с малым газом влиянием струй винтов на скос потока в районе горизонтального оперения можн’о пренебречь. В этом случае скос потока будет определяться только влиянием крыла. Угол атаки горизонтального оперения возрастает и увели­ чивается его эффективность. Продольная устойчивость самолета повышается. Это повышение устойчивости самолета равносильно смещению нейтральной центровки самолета назад по САХ.

летчику необходимо отклонить штурвал на себя с некоторым уси­

летчику изменить перегрузку и тем при всех прочих равных усло­ виях большее усилие требуется приложить к штурвалу для изме­ нения этой перегрузки. Помимо степени устойчивости самолета на величину градиента усилия оказывают влияние компенсация ру­ лей, передаточные числа в системах управления ит. д. Для турбо­ винтовых самолетов это усилие составляет 30—60 кг на одну едини­

Самолет является устойчивым по скорости, если он самостоя­ тельно, без вмешательства летчика стремится сохранить скорость исходного режима полета. Предположим, что находящийся в про­ дольном равновесии самолет под действием какой-либо причины изменил свою траекторию, отклонившись вверх. При этом скорость самолета начнет уменьшаться, так как при той же располагаемой тяге возрастает потребная тяга. Уменьшение скорости приводит к уменьшению подъемной силы на величину А У, в результате чего траектория искривляется книзу, скорость самолета возрастает и до­ стигает своей 'Первоначальной величины.

Точно так же, если самолет, совершающий полет в спокойной атмосфере, входит в поток, движущийся навстречу со скоростью W, произойдет увеличение относительной скорости самолета, подъем­ ная сила увеличится и станет больше веса самолета. Появившийся избыток подъемной силы ДУ вызовет искривление траектории и подъем самолета, что приведет к уменьшению скорости. Таким образом устойчивость по скорости связана с изменением подъемной силы при изменении скорости. У самолета, устойчивого по скоро­ сти, отклонение траектории вверх, вызывая уменьшение скорости,

няется вниз, и самолет стремится возвратиться к исходному режиму. Из рассмотренного видно, что самолет является устойчивым по скорости, если увеличение скорости сопровождается возрастанием подъемной силы, а уменьшение скорости — падением подъемной

98