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

силы. Однако бывает так, что, несмотря на увеличение скорости, подъемная сила не увеличивается, а уменьшается. Дело в том, что подъемная сила зависит не только от скорости, но и от Су А при числах М > Мкр. аэродинамические характеристики меняются очень сильно и вызывают изменение положения центра давления и резкое падение коэффициента Су (рис. 78). При этом подъемная сила значительно уменьшается и траектория полета самолета (если летчик не успеет удержать его рулем высоты) искривляется вниз, скорость возрастает, самолет затягивает в пикирование. Тур­ бовинтовые самолеты с прямыми крыльями обладают устойчи­ востью по скорости в определенном диапазоне чисел М полета. С превышением допустимого числа М полета, вследствие влияния

не наблюдается. С ростом числа М у них вначале появляется не­ большая тенденция к затягиванию в пикирование, а затем на­ блюдается резкое повышение устойчивости по скорости, сопро­

нейшее увеличение скорости полетг фактически будет ограничено физическими возможностями летчика. На рис. 79 даны баланси­ ровочные кривые отклонений руля высоты и соответствующие им усилия на штурвале управления рулем высоты.

Из рассмотрения балансировочных кривых видно, что на малых числах М для балансировки самолета руль высоты требуется отклонять вверх (бв. со знаком минус), прикладывая тянущее усилие к штурвалу (Рв. имеет знак минус). По мер<* возрастания

99

скорости полета летчик должен отклонять руль высоты вниз (6Е. со знаком плюс), прикладывая все большее и большее давящее уси­

§ 4. ПУТЕВАЯ И ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА *

При полете самолета без скольжения обтекание встречным по­ током воздуха происходит симметрично. Предположим, что внеш­ нее возмущение вывело самолет из исходного режима так, что он повернулся на некоторый угол относительно направления своего полета. При этом вектор скорости выходит из плоскости симмет­ рии, т. е. возникает скольжение (рис. 80). Все части самолета — крылья, оперение, фюзеляж, мотогондолы — начинают обтекаться несимметрично, вследствие чего немедленно возникают аэродина­ мически моменты рысканья Му и крена Мх.

Возникающий при скольжении момент рысканья стремится до­ вернуть самолет в сторону скольжения и тем самым уничтожить

* См. Галлай М. Л. Путевая и поперечная устойчивость самолета, «Вестник воздушного флота» № 10, 1958.

100

последнее. В этом и проявляется действие путевой статической устойчивости. Поведение самолета здесь можно уподобить поведе­ нию флюгера, всегда стремящегося занять положение в плоскости потока обтекания. Поэтому путевую устойчивость самолета часто называют флюгерной.

сторону, обратную скольжению, и проявляется действие так назы­ ваемой поперечной статической устойчивости самолета. Путевую и поперечную устойчивость обычно рассматривают совместно, так как при скольжении обе они проявляются одновременно.

При рассмотрении путевой и поперечной устойчивости предпо­ лагается, что все органы управления неподвижны.

Таким образом, при наличии у самолета так называемой по­ перечной устойчивости скольжение повлечет развитие момента крена, величина которого будет тем больше, чем больше значение поперечной устойчивости. Если самолет будет иметь чрезмерную боковую устойчивость, то отказ одного двигателя вызовет сколь­ жение, а затем резкое накренение в сторону отказавшего двига­ теля, что может привести к переворачиванию вверх колесами *.

Чем меньше степень поперечной устойчивости, тем слабее про­ является тенденция к накренению в момент скольжения самолета из-за несимметричной тяги.

* См. Галлай М. Л. Путевая и поперечная устойчивость самолета, «Вестник воздушного флота» № 10, '1958.

• 101

скольжения. Поэтому избыток поперечной устойчивости для само­ летов с турбовинтовыми двигателями, которые при отказе могут

не повышает поперечную устойчивость самолета. Это объясняется тем, что полукрылья стреловидного крыла обтекаются неодина­ ково. Как видно из рис. 82 при скольжении у выдвинутого вперед (правого) крыла угол стреловидности как бы уменьшится на ве­

102

личину угла скольжения, а у отстающего (левого) крыла — увели­ чится на такую же величину. В этом случае фактический угол стреловидности у правого крыла станет %—р, а у левого крыла %+р. Чем больше угол стреловидности, тем меньше су. Поэтому и подъемная сила на правом полукрыле будет больше, чем на ле­ вом, что обусловливает стремление самолета крениться в сторону, обратнуюскольжению. На рис. 82 видно, что разница в значениях коэффициентов подъемной силы стреловидного и нестреловидного крыльев тем больше, чем больше угол атаки. Поэтому поперечная устойчивость самолета со стреловидным крылом будет тем боль­ ше, чем больше угол стреловидности и полетный угол атаки.

Рис. 82. Изменение углов стреловидности при скольжении стреловидного крыла и влияние скольжения на изменение коэффициента

подъемной силы по углу атаки.

При скольжении самолета из-за боковой обдувки фюзеляжа на хвостовой части его возникает аэродинамическая сила Z, момент

которой относительно центра тяжести будет увеличивать восстанав­ ливающий момент. Момент аэродинамической силы, возникающей на носовой части фюзеляжа, уменьшает восстанавливающий момент. Турбовинтовые самолеты имеют большую длину носовой части фюзеляжа, что ухудшает их путевую устойчивость, поэтому такие самолеты должны иметь киль увеличенных размеров. Напри­ мер, для самолета Ил-18 расстояние от центра тяжести до носо­ вой части самолета составляет около 47% общей длины фюзеля­ жа (для поршневого самолета Ил-14 это расстояние составляет около 38%).

Значительные дестабилизирующие моменты создают и высту­ пающие далеко вперед мотогондолы турбовинтовых двигателей. Положительное влияние на путевую устойчивость самолета оказы­ вает стреловидность крыла. При скольжении самолета со стрело­ видным крылом обтекание полукрыльев отличается друг от друга. Это приводит к возникновению различных по величине сил сопро­ тивлений полукрыльев. На вынесенном вперед полукрыле лобовое сопротивление будет больше, чем на другом полукрыле, так как

103

возникновению восстанавливающего момента крыла. Рассмотренные случаи восстановления поперечного равновесия

относились к полетам самолетов на малых углах атаки. С увели­ чением угла атаки поперечная устойчивость вначале незначи­ тельно ухудшается, а при полете на больших углах атаки, близ­ ких к критическому, способность самолета самостоятельно восста­ навливать нарушенное равновесие теряется. На больших докритических углах атаки у прямого крыла поперечная устойчивость практически не меняется, у стреловидного — недопустимо возра­ стает по абсолютной величине, что влечет за собой склонность к поперечному раскачиванию.

На закритических углах атаки и прямое и стреловидное крыло не обладают поперечной устойчивостью, т. е. авторотируют.

У большинства крыльевых профилей зона начала срыва распо­ лагается у задней кромки крыла и с увеличением угла атаки быст­ ро перемещается вперед по хорде и вдоль по размаху. Развитие этого процесса происходит несимметрично, односторонне охватывая на одном из полукрыльев большую, а на другом меньшую часть площади, так как практически невозможно достичь совершенной геометрической симметрии и одинакового обтекания полукрыльев. Срыв потока на одном из полукрыльев может начаться на 2—3° раньше и охватить половину площади за 0,2—0,5 сек., что приводит

крезкому уменьшению подъемной силы на одном из полукрыльев

ик интенсивному накренению самолета на это полукрыло.

Внекоторых случаях срыв на одном из полукрыльев начинается напротив, позже, но развивается быстрее, чем на другом полукры-

ле, что приводит к тому же результату—энергичному сваливанию самолета на крыло.

Ранее было установлено, что стреловидное крыло более пред­ расположено к концевому срыву, чем нестреловидное. Поэтому и сваливание на крыло при выходе на большие углы атаки наблю­ дается у стреловидных самолетов чаще, чем у нестреловидных.

Для улучшения поперечной устойчивости на больших углах ата­ ки применяются геометрическая и аэродинамическая крутка крыла, концевые предкрылки, аэродинамические перегородки. Так, напри­ мер, геометрическая крутка концевой части крыла самолета Ил-18 уменьшает установочные углы по мере приближения к концам кры­ ла. Аэродинамическая крутка крыла состоит в том, что на концах применяют более несущие профили с большим значением СуМакс. Для этого на самолете Ил-18 в средней части крыла установлены профили с относительной кривизной 1,25%, а на концевой части с кривизной 2,5%. Как известно, величина С умакс. У несимметричных профилей имеет большие значения по сравнению с симметричными и тем больше, чем больше относительная кривизна профиля. Бла-

104

годаря такой компоновке крыла концевой срыв наступает позже, чем в центральной части крыла и на больших углах атаки.

Улучшение поперечной устойчивости самолета на больших а (срывных режимах) вследствие крутки крыла происходит потому, что при тех же углах атаки, при которых на незакрученном крыле возникает концевой срыв потока, у закрученного крыла он не воз­ никает.

Постановка аэродинамических перегородок затягивает начало развития концевого срыва, что способствует улучшению попереч­ ной устойчивости самолета на больших углах атаки.

Если устанавливаются концевые предкрылки, то вследствие уменьшения интенсивности срыва и улучшения обтекания концевой части крыла поперечная устойчивость повышается.

§ 5. УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА

Под управляемостью самолета обычно понимается способность самолета по воле летчика изменять свое положение в воздухе, а следовательно, и режим полета при помощи органов управления: рулей, элеронов, воздушных тормозов, интерцепторов и т. п.

Летчик оценивает управляемость самолета прежде всего по усилиям, которые он прикладывает к рычагам управления рулями для создания определенных угловых скоростей и по тому, на­ сколько просто дозировать их отклонения. Нагрузки на органах управления возрастают пропорционально кубу линейного размера

компенсаторы, пружинные триммеры. А для самолетов с полетны­ ми весами свыше 100—120 туменьшение усилий на командных ры­ чагах достигается как использованием увеличенной аэродинамиче­ ской компенсации, так и применением вспомогательных устройств, воспринимающих ту или иную часть шарнирного момента. Напом­ ним, что шарнирным моментом называется произведение аэроди­ намической силы, возникшей на руле управления, и плеча относи­ тельно оси вращения (рис. 83, а). Одним из наиболее эффективных средств уменьшения шарнирных моментов является применение гидроусилителей.

Площадь триммера руля высоты современного самолета состав­ ляет 7—10% площади руля высоты, руля поворота — 8—10%, элеронов — 6—8%. Использование триммеров позволяет пол­ ностью или почти полностью снять длительнодействующие усилия,

105

ных отклонениях (например, при переходе на новый режим поле­ та или парировании внешнего возмущения).

В последнем случае эффективным средством облегчения управ­ ления является сервокомпенсатор (см. рис. 83, б), представляющий собой небольшой вспомогательный руль, расположенный у задней кромки основного руля и связанный шарнирно с неподвижной частью оперения (килем, крылом или стабилизатором) при помощи тяги. Отклонение руля автоматически вызывает отклонение серво­ компенсатора в противоположную сторону. Аэродинамическая си­ ла, возникающая на сервокомпенсаторе, противоположна по знаку

Ось Вращения

Рис. 83. Шарнирный момент и схема работы сервокомпенсатора:

R — аэродинамическая сила; а — плечо действий; Мш—шарнирный момент.

большой физической силы, устанавливаются гидроусилители (рис. 84). Гидроусилитель представляет собой механизм, при упра­ влении которым летчик перемещает золотник гидроусилителя, пе­ репускающий гидросмесь на поршень. Если при этом летчик вос­ принимает некоторую часть нагрузки, создающейся при отклоне­ нии органов управления, гидроусилитель называется обратимым, если же вся нагрузка целиком воспринимается гидравликой, уси­ литель называется необратимым. На современных турбовинтовых самолетах пока находят применение преимущественно обратимые гидроусилители. При этом вводится понятие коэффициента обра­ тимости, который оценивает, какую долю усилий воспринимает летчик и какую гидроусилитель. Так, если коэффициент обрати­ мости составляет 0,3, то это значит, что 30% усилий падает на летчика, а 70% на гидроусилитель.

Действующий при этом шарнирный момент воспринимается в случае обратимого гидроусилителя в основном поршнем гидравли­ ческого цилиндра и частично летчиком (рис. 84, а), а в случае необратимого — полностью поршнем цилиндра (рис. 84, б)*.

* См. Башта Т. М. Гидроусилители систем управления. «Вестник воздушного флота» № 8, 1958.

106

Усилие, воспринимаемое обратимым гидроусилителем, пропор-

d

ционально отношению плеч— , а усилие, передаваемое на органы5

с

управления, пропорционально отношению плеч—-— .

Ь

Чем меньше плечо с, тем усилие, приходящееся на органы управ­ ления, меньше. При уменьшении плеча с до нуля обратимый гидро­ усилитель становится необратимым. В этом случае весь шарнирный момент воспринимается поршнем гидравлического усилителя.

Гидравлический усилитель работает следующим образом. При работе органами управления золотник гидравлического усилителяперемещается назад (вправо на рис. 84) и область первого цилиндр

Рис. 84. Схемы: а)обратимого гидроусилителя; б) необратимого гидроусилителя.

ра гидроусилителя сообщается с областью золотника, в которую подводится гидросмесь под давлением. Гидросмесь, поступающая под большим давлением в область первого цилиндра гидроусилите­ ля, вызовет перемещение цилиндра назад. Гидросмесь, находящая­ ся в области второго цилиндра гидроусилителя, сливается и переме­ щению цилиндра назад не препятствует. Пока управление и золот­ ник перемещаются назад, цилиндр следует за золотником и переме­ щение цилиндра одинаково с перемещением золотника. Переме­ щение цилиндра гидравлического усилителя, а также горизонталь­ ной тяги с золотником у гидравлического обратимого усилителя1 вызывает перемещение рулей управления. Чем больше перемеще­ ние органа управления, тем больше перемещение рулей управления.

Прекращение движения золотника вызывает остановку цилинд-

107'

'ра, так как при остановке золотника область первого цилиндра из-за перемещения его назад разобщается с областью золотника, в которую подводится гидросмесь под давлением. Остановка ци­ линдра прекращает отклонение руля управления (элерона, руля поворота, руля высоты) и он фиксируется в новом положении.

При необратимом гидроусилителе летчик должен приклады­ вать усилие только для преодоления трения при перемещении зо­ лотника. Это усилие является весьма малым, а главное — не зави­ сит от величины отклонения от исходного балансировочного поло: жения управления. Поэтому летчику становится очень трудно точ­ но дозировать отклонения органов управления, а также столь же точно возвращать их в исходное положение после парирования внешнего возмущения. Поэтому для создания усилий на органах управления желаемой величины в систему управления необрати­ мым гидроусилителем обязательно включают автоматы усилий, «простейшим примером которых является пружина (рис. 84, 6). Усилие на органах управления при необратимом гидроусилителе с пружиной, включенной в систему управления, будет пропорцио­ нально натяжению пружины. Натяжение пружины пропорциональ­ но перемещению органа управления. Поскольку отклонение руля определяется перемещением управления, то усилие на органах управления будет пропорционально отклонению руля, т. е. харак­ тер балансировочной диаграммы усилий на командных рычагах будет совпадать с характером балансировочной диаграммы углов отклонений руля. Следует заметить, что усилия на командных рычагах при этом не будут зависеть от скоростного напора, а так­ же от числа М, если, разумеется, последнее само по себе не влияет на балансировку (т. е. если с изменением числа М не нарушается закономерность потребных балансировочных отклонений данного органа управления).

Как было показано выше, при планировании на минимальной скорости руль высоты нормально устойчивого самолета отклонен вверх (штурвал «на себя»), а по мере роста скорости руль высоты постепенно отклоняют вниз. С увеличением скорости полета эффек­ тивность руля высоты растет и потребные отклонения (на единицу прироста скорости) уменьшаются. Поэтому отклонения руля высо­ ты в направлении «от себя» в нормальном полете невелики и пре­ дельные углы отклонения вниз делают обычно меньшими, чем вверх. Для самолета Ил-18 отклонение руля высоты вверх состав­ ляет 25°, а вниз 15°.

Путевая управляемость

Руль направления отклоняется вправо и влево на одинаковую величину, так как в полете может возникнуть необходимость пари­ ровать разворот или скольжение одинаково в обе стороны. У само­ лета Ил-18 угол отклонения руля направления ±25°. При полете с несимметричной тягой на малых скоростях с отклоненным на боль-

108