достаточноысокой скорости (обычно принимается У= У -Г с ., п ,<? Из условия балансировки самолета в прямо-

i-OTpPo-S , г--------..oiia а прими-

(8.15)

в. о

>

Шут,

р. нОв. обн

?отр5/-; - расстояние от оси двигателя до оси симметрии.

ниЛпУ.Т максимальных угловых скоростей крена и пыска ния при боковых колебаниях самолета определяется показателем

Мжшах] I Wji шах I

(8.16)

где = г4/г1; ; -у,2. 3 е/,2

ДЛяг\а=~ -е выражение

так как fl =

И г=.

(8.17)

Отсюда можно приближенно определить потоебную птрпр к треоовании х < Хдоп (напомним, что п4 < О);

. -7- (8.18)

Отношение моментов инерции Jy/Jx для каждого класса самолетов достаточно устойчиво и может быть принято либо по статистическим данным, либо определено расчетом по предварительной компоновке.

. Величина производной т, характеризующей степень поперечной устойчивости (ml < о), меняется при изменении форм и размеров крыла и вертикального оперения, а также в значительной мере при изменении угла поперечного V крыла W. Это хорошо видно из приближенного выражения, определяющего значение ml:

т\ = кр + в. о = - -L сХстЧ cos X -

-2 c,slnx~/ee,ofl,g. (8-19)

где X - угол стреловидности крыла; ¥ - угол поперечного V крыла, ув. о - координата точки приложения боковой силы на вертикальном оперении относительно оси ОХ самолета (рис. 8.12); 2 -расстояние от плоскости симметрии самолета до центра тяжести площади полукрыла, отнесенное к полуразмаху; для трапециевидного крыла Zc т =

- Я+а сужение кры-

Рис. 8.12. Определение геометрических параметров самолета, входящих в выражение для производных

и т, характеризующих боковую статическую устойчивость

3 Ц+1 ла); I - размах крыла.

Как следует из выражения (8.19) на самолете, основные параметры которого (S, X. Sb. о, с ) уже выбраны, для уменьшения абсолютных значений и улучшения тем самым динамики бокового движения на больших углах атаки проще всего применять отрицательное поперечное V крыла (¥ <0), как это сделано, например, на самолетах Ту-104 и Ту-114. При этом в выражении (8.19) второй член становится положительным и отрицательное значение производной уменьшается. Однако, как это видно из рис. 8.13, а, при малых углах атаки (полет на больших скоростях) эта мера может привести к чрезмерному уменьшению абсолютной величины тх, в результате чего может появиться обратная реакция по крену на отклонение руля направления ( дачу ноги ).

Наряду с этим опущенные вниз концы крыла приводят к трудностям при компоновке шасси самолета: приходится увеличивать длину стоек. Вследствие этого в настоящее время проблема обеспечения динамических характеристик самолета в боковом движении решается применением различных автоматических средств (автоматов скольжения и демпферов рыскания), а поперечное V делается положительным.

Производная т, характеризующая путевую статическую устойчивость, в основио.м зависит от соотношения площадей проекций на плоскость симметрии самолета носовой части фюзеляжа и вертикального оперения (см. рис. 8.12):

где /6

- 0,0б4 tg V - а К)кр - k. ойв. оЛв. о + -р 0,32 - 0,25) + 1,5/4;

Хф - Хф/1ф; кф = Нф/1ф.

(8.20)

Характерное увеличение длин фюзеляжей /ф и их носовых частей Хф у современных скоростных самолетов, связанное с особенностями их ко.мпоновки и необходимостью максимального сниже-

0 2 *

Рис. 8.13. Влияние изменения поперечного V крыла (Ч<0; 4 = 0; Ч>0) на статические и динамические характеристики самолета в боковом движении:

а - характер изменения зависимости т - f (с) самолетов со стреловидным крылом; б - изменение характеристик боковой динамической устойчивости самолета Боинг В-47 (США) иа режимах захода иа посадку <Н = О, V = 240 км/ч, закрылки отклонены); Т - период боковых короткопериодических колебаний; - время уменьшения амплитуды колебаний вдвое); / - зона поперечной неустойчивости; - зона слишком большой поперечной устойчивости

иця волнового сопротивления, приводит к возрастанию дестабилизирующего последнего члена в выражении (8.20) и, следовательно, к уменьшению абсолютной величины т. Наряду с этим выражение (8.20) показывает, что с ростом углов атаки (заход на посадку или полет на больших высотах) путевая устойчивость снижается вследствие неблагоприятного влияния ткр <0 и увеличения затенения вертикального оперения фюзеляжем, в результате которого уменьшается коэффициент торможения потока в зоне оперения k.o = Vl.o/V < 1.

При больших числах М полета производная уменьшается вследствие снижения эффективности вертикального оперения

убывает).

(Ов.о =

Все это приводит к необходимости соответствующего увеличения площади вертикального оперения для обеспечения путевой устойчивости, особенно в условиях сверхзвукового полета на больших высотах (рис. 8.14).

Решение вопросов общего проектирования скоростных самолетов невозможно и без обеспечения необходимой степени затухания боковых колебаний, определяемых в основном значениями производной ту.

Из приближенного выражения этой производной К )в.о+ф = -2.4й .оаз.

туУ;

L2 в. о

S -7 (8-21)

следует, что она быстро уменьшается при больших сверхзвуковых скоростях (вследствие уменьшения а, о) и при больших углах атаки

Ось дращения расположена на 0,ШЬо

100 5й, о

Рис. 8.14. Влияние изменения площади вертикального оперения на статические и динамические характеристики бокового

движения самолета: а - изменение путевой статической устойчивости самолета иа сверхзвуковых скоростях; б - изменение производной тУ, характеризующей демпфирование колебаний рыскания,

при различных углах атаки; - осреднен-

иые данные испытаний фирмы Бристоль ;

---осредненные данные испытаний RAE;

Увеличение ~ измеиеиие характеристик боковой дина-

мической устойчивости самолета Боинг В-47

) на режимах захода иа посадку (Н = 0; V =

= 240 км/ч; закрылки отклонены). Начало осей координат на рис. 8.14, б, е соответствует исходному варианту самолета. / - исходный вариант; 2 - площадь киля увеличена на 50 %; 3 - площадь киля увеличена иа 100 %;

4 - кнль отсутствует

(вследствие торможения потока и уменьщения k. о)- Наиболее эффективным способом ее увеличения при выбранных параметрах крыла являются увеличение плеча вертикального оперения и его площади. Так как и то, и другое связано с увеличением массы конструкции, то проблема обеспечения необходимых значений производной т г/ на современных самолетах решается установкой

демпфера рыскания.

Возвращаясь к методу граничных линий для определения области выбора /1в, о и Пр, . преобразуем выражения (8.19) и (8.20):

X - ж кр - -в. о в. 0-В. о I ТГу = Шу б. в. о в. о ~ 171у б. в. о - В, Ов. Ов , о-

Если поставить выражения для mf и в условие (8.18), то оно примет вид

I в. 0 В. 0-В. о KD - в, о в. о-в. о

ml б.

X кр

J л:<доп

Рис. 8.15. Выбор параметров вертикального оперения (ВО) и угла поперечного V крыла:

а - область выбора коэффициентов статического момента ВО и эффективности руля направления из условий; / - обеспечения посадки с боковым ветром, соответствующим углу скольжения Ра; - обеспечение балансировки самолета прн взлете с иесимме-трнчиой тягой; 3 - обеспечение заданной степени гармоничности колебаний по креиу и рысканию (X < *доп) ~ выбор относительной площади ВО по рекомендованным пределам значений производных и т; в - пример построения граничных линий и получения области выбора относительной площади ВО (S = S /S н угла поперечного v крыла 47 для легкого дозвукового самолета со стреловидным крылом из условий; / - максимально допустимого времени затухания, за которое амплитуда боковых коротко-пернодических колебаний уменьшается в два раза; 2 - максимально допустимого значения показателя хдх - предельно допустимого отклонения руля направления при посадке с заданным боковым ветром; 4 - предельно допустимого отклонения элеронов при посадке с боковым ветром; 5-минимально допустимого значения показателя к- 6 - максимально допустимой степени спиральной неустойчивости (минимально допустимое время увеличения в два раза первоначальной амплитуды в спиральном движении); 7 - механизация крыла отклонена; / - минимальный диапазон эффективности руля направления; - диапазон выбора q при = 0; / - рекомендуемые пределы изменения mf; IV - рекомендуемые пределы изменения гПу-. V - диапазон выбора

5п п

Отсюда

кв. ов

г/в. о

(8.22)

Построенные по условиям (8.15), (8.16) и (8.22) граничные линии имеют вид, показанный на рис. 8.15, а. Эти линии ограничивают область выбора коэффициентов Л в. о и п..

В условиях автоматизированного проектирования с использованием ЭВМ уже на стадии предварительного проектирования могут быть получены такие значения производных и т, которые обеспечат оптимальные характеристики бокового движения. После этого параметры вертикального оперения и углы поперечного V крыла могут выбираться с помощью выражений (8.19) и (8.20). В этом случае удобнее, приняв по предварительной компоновке ориентировочные значения Lb. оИ других геометрических параметров проектируемого самолета, входящих в выражения для производных ггх и ml, строить зависимость этих производных от параметра 5в.о, как показано на рис. 8.15, б.

8.2. ОБЪЕМНО-ВЕСОВАЯ КОМПОНОВКА 8.2.1. Центровка самолета. Расчеты первого приближения

Одной из важнейших задач компоновки самолета является определение центра масс (ц. м.) самолета и приведение его в такое положение относительно средней аэродинамической хорды крыла йд, при котором:

в варианте наиболее заднего положения ц. м. обеспечивалось бы условие

.т. п. 3 - Хр = Шг*доп !

В варианте наиболее переднего положения ц. м. обеспечивалось бы условие достаточности отклонения рулей высоты или стабилизатора для балансировки самолета на режиме взлета или посадки при отклоненной механизации крыла.

Этот процесс называется центровкой самолета. Процесс центровки итеративен и имеет по крайней мере три приближения.

При центровочных расчетах определяющим является условие (8.1), согласно которому

Хг. п. 3 = + (8.23)

(следует помнить, что величина ту < 0).

При дипломном проектировании можно принимать следующие значения ту.

для дозвуковых пассажирских самолетов............. -0,15

для сверхзвуковых пассажирских и тяжелых военных самолетов -0,05

для маневренных самолетов................... -0,03