Главная Проектирование самолета 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 [ 16 ] 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 Рис. 5.4. Балансировочная схема самолета с передним горизонтальным оперением (схема утка ) менения угла атаки; дгск - координата приложения этой части подъемной силы (фокус от скоса). При дозвуковых скоростях полета часть подъемной силы крыла от скоса за оперением примерно равна и противоположно направлена подъемной силе на горизонтальном оперении (Кк -Уг.о), а при сверхзвуковых скоростях она практически равна нулю (ск 0)- Поэтому в общем случае можно получить: V - k V ся ож г. 0> (5.27) где k,. 1 при М<0 О при МО. Если ввести понятие эффективного плеча ГО Lp о.э. то направление (знак) подъемной силы на ГО при положительной подъемной силе на крыле (F p > 0) будет зависеть от взаимного расположения центра масс самолета х. и фокуса самолета без горизонтального оперения Хр,г.о, т. е. г. о - Кр (Xf б. г о - -*т)/г. о. ; (5.28) где Lr. о. 3 = ir. о - *сж (*т - Хр с ). Следует отметить очень важное обстоятельство: эффективное плечо ГО (1г.о.э) на дозвуковых скоростях полета (ky = 1) равно расстоянию между фокусом ГО и фокусом крыла от скоса потока за оперением, и тогда Ь.о. < Ьг.о для больщинства наиболее часто используемых форм крыла (треугольное и стреловидное); на сверхзвуковых скоростях полета (кп = 0) L, л; Lr. о- Это обстоятельство может быть использовано при проектировании самолетов схемы утка с так называемым близким расположением ГО, когда оперение располагается практически в фокусе крыла от скоса и его эффективность на дозвуковых скоростях мала. При переходе к сверхзвуковым скоростям полета эффективность ГО возрастает (Lp.o, j Lp.o > 0), что при соответствующей площади оперения S.o может привести практически 102 к совпадению общего фокуса самолета (хр) на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Этот эффект использован на французском экспериментальном самолете Грифон и на шведском самолете SAAB-37 Вигген . Проявление эффекта близкорасположенного ГО имеет место, хотя и в меньшей степени, и для самолетов схемы утка с большим плечом ГО. С помощью соотношений (5.25) и (5.26) можно получить выражение для фокуса и степени продольной устойчивости самолета схемы утка через параметры его оперения. Так же, как и у самолета нормальной схемы. Хр - Хр g J, + AJc F г. о но здесь г. о ~ ог. o/v кр- Воспользовавшись уравнением (5.24), имеем (5.29) с S L - ту с =0. у г. or. о г.о.э г 6. г. о. у кр Исключив т% г о, получим следующее выражение для степени продольной статической устойчивости всей системы: - Sr. ог. I -у г. оу кр у кр-у т. у кру кр (5.30) Из этого выражения следует, что для обеспечения продольной статической устойчивости данной схемы {т/ < О) в условиях ее балансировки необходимо выполнить требование правила продольного V , обобщив его в следующем виде: для продольной статической устойчивости любых аэродинамических схем, состоящих из двух тандемно расположенных плоских поверхностей в условиях их балансировки (М = 0), необходимо, чтобы угол атаки передней поверхности Oi был больше угла атаки задней несущей поверхности 2. Таким образом, для схемы утка это правило выражается соотношением а, о > окр. в то время как для нормальной схемы а р > ар. о- При одинаковых относительных геометрических параметрах крыла и оперения (с кр с г. о) и при соблюдении правила продольного V ( г. о > кр) горизонтальное оперение в схеме утка должно быть более нагруженным в аэродинамическом отношении, и это предрасполагает к преждевременному (относительно крыла) срыву потока с оперения при увеличении его подъемной силы либо вследствие увеличения угла атаки от вертикального порыва ветра, либо вследствие управляющего воздействия для кабрирования самолета при маневрировании в плоскости продольного движения. Этот недостаток схемы утка , известный как тенденция к клевку , в особенности на взлетно-посадочных режи- I Рис. 5.5. Возможные схемы переднего горизонтального оперения: а - плавающий дестабилизатор с серворулем; б - фиксированный (переставной) дестабилизатор со свободным рулем высоты, снабженным сервокомпенсатором-тримме-ром; в - дестабилизатор с автоматической системой управления; / - флюгирующий Стабилизатор; 2 - серворуль; 3 - дестабилизатор; 4 - свободный руль высоты; 5 - сервокомпенсатор; 6 - автобустер мах, привел к тому, что эта схема, широко применявшаяся в начале развития авиации, впоследствии практически не использовалась. Устрайить этот недостаток можно либо подбором геометрии ГО (например, с тем, чтобы К. о < кр для уменьшения с г. о У дозвуковых самолетов), либо механизацией или автоматизацией функционирования ГО. Примером механизации функционирования переднего ГО может служить флюгирующий ( плавающий ) дестабилизатор с серворулем, у которого с г. о О при Суг.о > О (рис. 5.5, а), либо фиксированный (переставной) дестабилизатор со свободным рулем высоты, снабженным сервокомпенсатором-триммером (триммером-флетнером), у которого также с г. o 0 при Суг.о > 0. Схема механизированного переднего ГО, показанная на рис. 5, а, может быть применена на сверхзвуковом самолете для уменьшения потерь аэродинамического качества от балансировки устойчивого самолета, так как основными органами продольного управления такого самолета могут быть элевоны. С этой целью при переходе к сверхзвуковому полету флюгирующий дестабилизатор фиксируется с помощью специальных устройств (типа замков), вследствие чего общий фокус схемы на сверхзвуковых скоростях остается примерно равным фокусу самолета на дозвуковых скоростях, т. е. компенсируется сдвиг фокуса крыла (самолета без оперения) назад при переходе к сверхзвуковым скоростям, так как при фиксированном стабилизаторе с г. о > 0. Во взлетно-посадочной конфигурации такое ГО позволяет использовать элевоны частично и как закрылки (зависящие элевоны) с целью улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета (увеличения Суз.п и Суогр). Однако возможности такого оперения невелики вследствие ограниченности его размеров Sjct и Lp.o, определяемых сдвигом фокуса самолета без оперения (крыла) от сжимаемости воздуха. Размер 5дест определяется из условия выбора величины г. о - >1дест - 5дест (г. о - Хр ск) = Хр , (5.31) Например, при Lr.o = 1,0; 5дест = 0,1 и Хрск = -0,2 получаем Лг.о = 0,12. Величины А. /?б.г.о.сж - сдвига фокуса крыла от сжимаемости и Хрск - фокуса от скоса могут лежать в следующих пределах: AF6.r.o. ожО.Ю ...0,15; ХрО ...0,25. Вследствие малости Л р. о прирост подъемной силы на режиме взлета-посадки при отклонении элевонов как закрылков невелик, и порядок этого прироста можно оценить по приближенной формуле АСу мех 0,8Су г. о тахдестг. о. а/{Хр2 - Хр г. о), (5.32) где Хр2 - фокус крыла по отклонению элевонов (например, при Xpi W 0,65; %б.г.о 0,33; Сур.ошах 1.0; 5дест = 0,1; Lr.o.3 = г.о + Хрск 0,8 получим АСумех 0,2). Увеличить площадь переднего оперения сверх размеров, определенных соотношением (5.31), невозможно. При большей площади 5дест на сверхзвуковых скоростях полета (при фиксированном дестабилизаторе) самолет станет неустойчивым. Поэтому общие характеристики самолета схемы утка в варианте, показанном на рис. 5.5, а, незначительно отличаются от характеристик самолета схемы бесхвостка . Схема механизированного оперения, приведенная на рис. 5.5, б, значительно улучшает характеристики самолета схемы утка . Дестабилизирующая часть площади такого оперения 5дест определяется теми же соображениями, что и для предыдущей схемы. Однако общая площадь такого оперения значительно больше, чем в первом случае, так как она включает и площадь свободного руля высоты, которая может быть равна или даже больше площади дестабилизирующей части оперения. Прирост подъемной силы самолета с таким оперением на режимах взлета-посадки будет значительно больще (примерно в 2 раза) за счет большего момента от оперения и соответствующего ему большего отклонения элевонов как закрылков. Такую оценку можно получить по формуле (5.32), в которую вместо величины 5дест нужно подставить Sp. о == = 5дест + 5р.в- Теоретически величина 5р. в неограниченна. При любой площади руля высоты Sp, в может быть подобран такой коэффициент сервокомпенсации кск, что на дозвуковых скоростях ГО будет иметь с г.о = 0. Определить его можно по формуле у г. о ш. р. I Су г.cPm. р. в а г у г. о *ш. р. в где /Пщ. р. в - коэффициент шарнирного момента руля высоты; б - угол отклонения руля высоты; т - угол отклонения сервокомпенсатора. преимущество такого оперения состоит еще и в том, что в нем не требуется фиксировать свободный руль при переходе на сверхзвуковые скорости, так как действие его постепенно, по мере сжимаемости воздуха, уменьшается и на сверхзвуковых скоростях практически пропадает (влияние руля не передается вперед по сверхзвуковому потоку на дестабилизатор, а эффективность сервокомпенсатора mm. р. в становится при этом практически равной нулю). Таким образом, фокус самолета остается практически постоянным во всем диапазоне чисел М полета (1 > М > 1), что значительно облегчает балансировку самолета в крейсерском полете с помощью элевонов при минимальных потерях аэродинамического качества. Кардинально все вопросы устойчивости и балансировки самолета схемы утка решаются при использовании средств автоматики в управлении дестабилизатором, как это показано на рис. 5.5, в. Самый простой и очевидный закон управления таким дестабилизатором будет иметь вид Дфдвст = ka Аа, где Афдест и Да - изменение угла отклонения дестабилизатора и угла атаки соответственно, а ka - статический коэффициент усиления автомата. Для обеспечения с г.о = О для дозвуковых скоростей коэффициент усиления может быть определен по формуле = -Су г о/Су г. о- При изменении числа М полета ka может программироваться так, что нейтральная центровка (приведенный фокус) самолета будет сохраняться постоянной или изменяться в соответствии с изменением центровки самолета при расходовании топлива и грузов. В данной схеме функционально не накладывается каких-либо ограничений на размеры оперения, и поэтому могут быть реализованы хорошие взлетно-посадочные характеристики самолета. Основным препятствием в использовании оперения данной схемы является проблема обеспечения гарантированной надежности (безотказности) средств автоматики. Использование аэродинамической схемы утка с жестким горизонтальным оперением наиболее вероятно для маневренных самолетов со сверхзвуковыми скоростями полета в вариантах с близко- и среднерасположенным оперением. Шведский самолет SAAB-37 Вигген использует полезный эффект близкорасположенного оперения (компенсацию сдвига фокуса от сжимаемости воздуха) и достаточную эффективность ГО на режимах взлета и посадки, усиленную сдувом пограничного слоя и супер циркуляцией. Минимальное индуктивное сопротивление самолета схемы утка с учетом его балансировки при дозвуковых скоростях полета получается при неустойчивом самолете без ГО (а следова- тельно, и с ГО, если не применяется автоматическая система устой- чивости). При сверхзвуковых скоро- \ Рис. 5.6. Зависимость величины потерь на балансировку ш самолета схемы утка от вели- чины S б. г. о /б. г.о Уг.о.э- - . - далекорасположеииое ГО; ---близкорасположенное ГО; -М > 1 стях минимальное балансировочное индуктивное сопротивление получается только у самолета при нейтральной устойчивости без ГО. Повышение устойчивости схемы приводит к увеличению ее индуктивного сопротивления с учетом балансировки (рис. 5.6). Следует иметь в виду, что при дозвуковых скоростях полета потери на балансировку (при dg. г. о = const < 0) у схем с близкорасположенным ГО меньше, чем у схем с дале-корасположенным ГО; при сверхзвуковых скоростях потери у обоих вариантов примерно одинаковы. Если же эти схемы рассматривать при mig J. о = меньшие потери на балансировку будут у схем самолетов с большим плечом оперения. Оценку изменения отвала поляры или величины /Сах от балансировки можно сделать по коэффициенту, определенному по формуле Щап = г. где /Св р = <?б. г. о knvu --2(/(e p+Ker.o5--N-)l(5-33) Лг. о. 9->г. о \ г. о. 9->г. о /. кр. 9 2 ]/ Лр 3 + 4hl. о L УЧр. + 4-1. о. э -f 4Л. 8 г. о == кр. э Vllp.B + 4hlo 2Vl%, о. э-f Лг.о / j (5.34) о. 9 1 1р.э + 4/1. (5.35) 2]/ L\. o. -f Лг.о/. Для сохранения высокого аэродинамического балансировочного качества самолетов схемы утка необходимо применять крутку крыла. 5.2.4. Самолет схемы бесхвостка На рис. 5.7 представлена балансировочная схема самолета бесхвостка с плоским крылом, в соответствии с которой можно записать уравнения равновесия r = n,mg = r p-hr,3 (5-36) и = Г (X, - Хд) = Гкр (X, - Хр) - = О, (5.37) где LgB = Хр2 - Хт - плечо элевонов. |
© 2011 - 2024 www.taginvest.ru
Копирование материалов запрещено |