Выпуск закрылков перед посадкой

Предположим, что самолёт летит горизонтально и находится на режиме, соответствующем точке А. Если закрылки будут выпущены без соответствующего уменьшения угла атаки, то C_y увеличится до величины, соответствующей точке С и самолёт перейдёт в набор высоты («вспухнет»).

При выпуске закрылков из точки А, угол атаки должен быть уменьшен до величины, соответствующей точке В, чтобы сохранить постоянствоC_y.

Из точки В, графика C_y=f(a), скорость самолёта должна быть уменьшена до величины, соответствующей точке С.

ЭКЗОТИКА – посадочные устройства http://www.youtube.com/watch?v=WKCl3lfAx1Q&feature=related

ДВИЖЕТЕЛЬ=ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ

Боковые составляющие центробежных сил «А» и «В» создают момент относительно оси изменения угла установки лопасти, стремясь уменьшить шаг винта.

Поскольку центр давления расположен впереди оси изменения угла установки лопасти, то полная аэродинамическая сила создаёт момент, стремящийся увеличить шаг винта.

Аэродинамический момент противодействует центробежному скручивающему моменту, но слабее его.

В случае авторотации винта аэродинамический скручивающий момент стремится уменьшить шаг винта (см. рисунок внизу).

Для воздушного винта фиксированного шага существует только одна скорость при которой лопасти будут обтекаться под наиболее выгодным углом атаки и к. п. д. винта будет максимальным. (при постоянной угловой скорости вращения)

При дальнейшем уменьшении скорости самолёта угол атаки лопастей увеличивается. Тяга винта увеличивается, но произведение тяги на скорость (тяговая мощность) начинают падать. На нулевой скорости тяга винта максимальна, но винт не производит полезной работы, поэтому его к. п. д. снова равен нулю.

где a - коэффициент тяги винта, учитывающий форму лопасти в плане, форму профиля и угла атаки, определяется экспериментально.

Показан двухлопастной винт. Если его вращать, как показано стрелкой, то лопасти будут перемещаться относительно воздуха. Винт, вращаясь, приводит в движение воздух, работает как вентилятор — гонит воздух вперед или назад, смотря по тому, в какую сторону его вращают.

Чтобы понять, как это происходит, разобьем мысленно лопасть на несколько элементов. Один из них на нашем рисунке очерчен жирными линиями, остальные намечены пунктиром. Такой элемент представляет собой маленькое крылышко, которое, когда мы вращаем винт на месте, движется со скоростью U и под некоторым углом атаки а к направлению своего движения. При этом, как и на всякое крыло, на элемент лопасти будут действовать силы Рэ и Qэ.

Сила Pэ — это сила тяги нашего элемента лопасти. Если сложить силы тяги, действующие на все элементы лопастей винта, то получим общую силу тяги винта Рэ.

Таким образом, можно сделать следующий вывод: чтобы винт давал силу тяги, его надо вращать и тем быстрее, чем большая тяга нам нужна.

Каким образом достигается это вращение? На рис.видно, что каждый элемент лопасти встречает при своем вращении противодействие воздуха в виде сил Qэ. Винт сам вращаться не может, а надо его вращать при помощи силы. И так как сила Qэ, тем больше, чем быстрее вращается винт, то и сила, а точнее, вращающий момент должен быть тем больше, чем больше оборотов мы хотим получить.

ВИНТ ФИКСИРОВАННОГО ШАГА

ВИШ

Тяга винта

Мощность, потребная на вращение винта

Относительная поступь винта

КПД винта

Нагрузка на винт

Здесь:

- коэффициент тяги винта

- коэффициент мощности винта

- плотность воздуха

- обороты винта

- диаметр винта

- скорость самолета

Аналитически здесь много не насчитаешь, потому что главное, это как ведут себя коэффициенты тяги и мощности винта, а также их отношение, определяющее КПД винта. Эти параметры устанавливаются эмпирически путем снятия продувкой в аэродинамической трубе характеристик конкретных винтов. Поэтому рассмотрим их качественное изменение в зависимости от разных параметров. Начнем с КПД. Для типового винта график выглядит так:

Обратите внимание, относительная поступь - величина безразмерная и равна единице при скорости полета 1м/сек, оборотах винта 60 об/мин и его диаметре 1 метр. Теперь надо объяснить, почему график выглядит так. При нулевой поступи КПД равен нулю, потому что винт не совершает никакой работы - самолет стоит на месте. При поступи 1,6 данный винт также не совершает работы, потому что его шаг таков, что лопасти движутся с нулевым углом атаки (т.е. перпендикулярно потоку) и не образуют никакой тяги. Для винтов с другим шагом общий вид графика такой же, но он пропорционально сжат (при меньшем шаге) или растянут (при большем шаге) по оси . При скольжении 20-30% (для данного винта в области =1.1 - 1.4) КПД винта максимален и может достигать значения 0,8. Это наиболее выгодная область с точки зрения использования мощности двигателя. Интересно, что в этой области КПД меняется незначительно, т.е. при понижении скорости в этом диапазоне тяга пропорционально возрастает, что положительно сказывается на устойчивости полета по скорости. При скольжении менее 15 - 20% КПД начинает резко падать, потому что угол атаки лопасти снижается, соответственно падает лопасти винта и снижается его тяга. В диапазоне относительной поступи от 0 до 0,9 КПД винта почти линейно зависит от скорости, что указывает на почти неизменную его тягу!!!. Т.е. вопреки расхожему мнению, тягу правильно подобранного винта в полете можно довольно точно определить по статической тяге с небольшими поправками. Если поточнее посмотреть на эту часть графика, то он несколько выпуклый в левой половине. Это происходит потому, что тяга винта несколько уменьшается при снижении скорости вследствии увеличения нагрузки на винт B (см. формулу, там скорость в знаменателе, да еще и в квадрате). Типовая зависимость при изменении B от нуля до 10 выглядит так:

Падение коэффициента тяги связано с изменением характера потока воздуха перед винтом при снижении скорости. Но нам важна не причина, а то, что правильно подобранный винт в статике дает тягу, меньшую тяги при максимуме КПД, не более чем на 15 %.

Теперь о том, что такое правильно подобранный винт. Вернемся к графику КПД. Если на нем нанести семейство графиков винтов, различающихся только шагом, то они будут напоминать имеющийся, но сжатый, либо растянутый по оси , как это упоминалось выше. Правда максимум КПД при уменьшении шага тоже уменьшается. Значение максимума 0,8 имеет место в случае, если оптимальное скольжение винта попадает на относительную поступь величиною около единицы. Это и есть один из критериев правильно подобранного винта.

УСТОЙЧИВОСТЬ и УПРАВЛЯЕМОСТЬ

ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА

Вес самолета складывается из веса пустого самолета (планер, двигатели, несъемное оборудование), веса топлива,грузов, экипажа.Если найти равнодействующую сил веса всех частей самолета, то она пройдет через некоторую точку внутри самолета, называемую центром тяжести.

ПОЛЕЗНЫЙ СОВЕТ Пересчет кг. в фунты и наоборот.
Килограммы умножаем на 2, прибавляем 1/10 результата и получаем
вес в фунтах.
Фунты делим на 2, отнимаем 1/10 результата и получаем килограммы

Положение центра тяжести (ц. т.) на самолете обычно определяется методом двойного взвешивания.

Компоновка самолета, когда с одним пилотом центровка предельно передняя, а с двумя пилотами - предельно задняя, порочна в принципе. Самолеты с таким расположением мест в кабине должны компоноваться так, что бы места в кабине пассажиров располагалась в центре тяжести снаряженного самолета. В этом случае, их наличие или их отсутствие серьезного влияния на центровку не оказывает.

Аэродинамическим фокусом крыла называется точка на хорде, момент относительно которой остается постоянным при небольших изменениях угла атаки.

Аэродинамический фокус – это точка приложения приращения подъемной силы, вызванного изменением угла атаки.

Потери на продольную балансировку

Продольная устойчивость зависит от центровки самолета

φZ_воZ_фюзM_{z фюз} M_воβ

Руль высоты с аэродинамической и весовой компенсацией

Триммерная пластина

ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ

Восстанавливающий момент при скольжении: затенение консоли крыла+влияние поперечного «V»

Влияние углов атаки на поперечную устойчивость (снижение устойчивости на больших углах атаки)

Механизм влияния поперечного V крыла на устойчивость самолета по крену.

Допустим самолет с положительным V крыла в прямом полете получил небольшой крен на одну из консолей. Поскольку изначально крыло находилось под некоторым углом атаки к горизонту, то углы атаки консолей накрененного крыла с положительным V уже не будут равны. Приподнятое крыло будет иметь меньший угол атаки, чем слегка опущенное. За счет разности углов атаки консолей различается и соответствующая их подъемная сила. Эта разность образует момент, стремящийся убрать крен.

Кроме того, при накрененном крыле силы, действующие на каждую консоль, будут выглядеть так:

Горизонтальная сила F ₄ вызывает скольжение самолета на левую консоль, - самолет начинает лететь немного боком. Условия обтекания левой консоли почти не меняются, а вот угол атаки правой, приподнятой консоли, уменьшается. В результате F ₂ становится меньше F₁, что еще добавляет момент, устраняющий появившийся крен. Эта компонента появляется не сразу после получения крена, а только спустя некоторое время, необходимое для развития скольжения самолета влево, зато она значительно больше по величине, чем первая. Зачастую говорят только об одной из этих компонент, тогда как в действительности они работают вместе. Обе компоненты связаны с косым обтеканием крыла в крене. Только первая возникает сразу, а вторая – с задержкой.

От чего зависит величина необходимого угла V крыла?

Прежде всего, - от назначения самолета. Для пилотажного самолета, который должен вести себя одинаково в прямом и перевернутом полете применение V крыла исключено.

Для обычных самолетов необходим угол V крыла для устойчивого полета. Но слишком большое V снижает аэродинамическое качество крыла. Почему?

Посмотрим на крыло в полете без крена:

Из рисунка легко увидеть, что подъемная сила крыла с углом излома в (cos ) раз меньше прямого плоского крыла из тех же консолей. Соответственно, в (cos ) раз уменьшается и аэродинамическое качество.

Помимо прямого проигрыша в качестве из-за V крыла, есть еще один, добавочный источник потерь. Наклон к концу консоли вызывает также поперечный скос потока, аналогичный описанному в главе про стреловидность. Этот скос также способствует концевому вихреобразованию, что дополнительно снижает качество крыла.

Поскольку мы заговорили о поперечной устойчивости (по крену), нельзя не упомянуть о ее взаимосвязи с путевой устойчивостью (по курсу) самолета. Эта взаимосвязь выражается в том, что не любое сочетание путевой и поперечной устойчивости обеспечивает нормальный полет самолета.

Остановимся на этом подробнее.

В первом приближении путевая устойчивость самолета определяется величиной киля, - вертикальной части оперения. Чем площадь и удлинение киля больше, - тем больше путевая устойчивость. Поперечная же устойчивость самолета определяется V – крыла, и обеспечивается в большей степени в процессе бокового скольжения на опустившуюся консоль крыла. В ходе развития скольжения киль обеспечивает его демпфирование. Если путевая устойчивость (грубо – площадь киля) слишком мала, то демпфирование процесса скольжения недостаточно. В этом случае, даже после выправления первоначально полученного крена, самолет еще некоторое время продолжает скольжение в том же направлении. Оно порождает новый крен самолета, но уже на другую консоль. Вместо того, чтобы вернуться к нормальному полету, самолет начинает раскачиваться как маятник с возрастающей амплитудой. Таким образом, при чрезмерной поперечной устойчивости и недостаточной путевой, имеет место колебательная (маятниковая) неустойчивость полета самолета.

Если же путевая устойчивость для данной поперечной слишком велика, то возникает другая проблема. Когда самолет введен в установившейся вираж, характер обтекания консолей крыла существенно различается. Внешняя консоль движется по большему радиусу, чем внутренняя. Соответственно, линейная скорость обтекания воздухом внешней консоли больше, чем внутренней. Значит, подъемная сила внешней консоли больше, чем внутренней, что создает момент, стремящийся увеличить крен самолета внутрь виража. Если пилот не вмешивается, то самолет затягивает во все более узкий вираж, переходящий в воронкообразную спираль. У грамотно спроектированного самолета, когда его киль не слишком велик, доворачивающий момент компенсируется в установившемся вираже скольжением самолета на внутреннюю консоль. То есть, продольная ось самолета не совпадает с касательной к его траектории на вираже. Нос самолета слегка развернут наружу виража. Такое скольжение создает момент, компенсирующий описанный выше доворачивающий момент. В этом случае самолет самостоятельно, без участия пилота способен выполнять установившейся вираж.

Итак, если V крыла слишком велико, а киль мал, - можно получить колебательную (маятниковую) неустойчивость полета. Если же V крыла мало, а киль велик, - можно получить спирально неустойчивый полет. Диапазон допустимых соотношений сильно зависит от степени аэродинамического совершенства самолета. При большом миделе фюзеляжа самолет сильно демпфирован, и указанные неустойчивости могут не появиться ни при каком соотношении поперечной и путевой устойчивости.

У самолета с большими элеронами процессы неустойчивого полета всегда может выправить пилот. Но когда самолет летит только «на ручке», - это утомляет пилота и снижает удовольствие от пилотирования.

Заключение

В двух статьях о несущем крыле, даны лишь основные тезисы классической теории крыла. Совершенно не упомянуты процессы на крыльях очень малых удлинений, нетиповой конфигурации, к примеру, кольцевое крыло. Опущены также тезисы современной теории вихревого обтекания безмоментных крыльев и роль корневых наплывов крыла у самолетов интегральной компоновки.

Дата добавления: 2015-05-08