Перераспределение аэродинамической нагрузки по размаху крыла
‘
вследствие его деформации вызывает смещение аэродинамического фокуса крыла вперед практически при всех углах стреловидности крыла. Для крыльев с углами стреловидности крыла 2~30° смещение фокуса крыла при Q ~ 1000 кг/м2 обычно имеет порядок 8,0 3.5%.
Существенное влияние на положение аэродинамического фокуса самолета могут оказывать упругие деформации фюзеляжа и горизонтального оперения. Деформации фюзеляжа от действия инерционных сил, возникающих от изменения перегрузки, превышают деформации его от действия аэродинамических сил и приводят к увеличению угла атаки горизонтального оперения. Если жесткость фюзеляжа на изгиб в вертикальной плоскости мала, деформация его приводит к смещению фокуса самолета назад, т. е. к увеличению запаса продольной статической устойчивости самолета по перегрузке.
Существенное влияние на запас продольной статической устойчивости упругого самолета может оказывать также форма горизонтального оперения, на смещение аэродинамического фокуса самолета оказывает влияние угол стреловидности оси жесткости
горизонтального оперения. При уменьшении этого угла снижается влияние упругости на положение аэродинамического фокуса самолета вследствие возрастания производной СуГ. о.
Заметное влияние на величину производной СуГ. о. и положение аэродинамического фокуса самолета может оказать изменение производной угла скоса потока £а по углу атаки самолета в области горизонтального оперения, вызванное деформацией крыла (в первом приближении можно считать постоянной производную £С*).
Упругие деформации крыла от инерционных сил зависят от распределения массы по крылу и обычно не оказывают большого влияния на величину производной Су9 но могут существенно влиять на положение аэродинамического фокуса самолета. Вследствие этого при оценке влияния деформаций конструкции самолета на аэродинамические характеристики необходимо расчеты выполнять как минимум для трех вариантов распределения массы:
—для пустого самолета;
—для самолета с максимальным запасом топлива;
—для самолета с 50% запасом топлива.
Деформация фюзеляжа приводит к уменьшению эффективности органов управления (ml, ml).Если ось жесткости горизонтального оперения имеет малый угол стреловидности, тогда изменение его эффективности определяется в основном жесткостью фюзеляжа на изгиб в вертикальной плоскости. Для самолета с горизонтальным оперением, имеющим строительное удлинение А = 4 — г 5 (Я = /г. о./ 5г. о.)и угол стреловидности оси жесткости Хож.^35% эффективность горизонтального оперения при скоростном напоре Q = 1000 кг/м2 может уменьшиться на 10-М5%. Для уменьшения потерь от упругой деформации целесообразно угол стреловидности горизонтального оперения выбирать минимально необходимым по условиям влияния числа М на аэродинамические характеристики.
Как известно, эффективность органов управления, расположенных на задней кромке крыла, зависит от его характеристик
жесткости, угла стреловидности и положения органа управления по размаху крыла. Деформация стреловидного крыла большого удлинения приводит к уменьшению его местных углов атаки при отклонении органа управления и, следовательно, к снижению их эффективности. Чем ближе к концу крыла расположены органы управления, тем в большей степени уменьшается их эффективность и при некотором скоростном напоре может наступить их реверс.
Основное влияние на величины поправок к коэффициентам Суо и Шго оказывает деформация крыла от аэродинамической нагрузки и сил тяжести. Деформация крыла большого удлинения при х о.*. >20° приводит к уменьшению по абсолютной величине эффективных углов закручивания сечений и, следовательно, к уменьшению величин Суо и
ГПго.
Обычно жесткие модели неманевренных самолетов испытывают в аэродинамических трубах с деформациями, соответствующими единичной нормальной перегрузке(Юу=1,0) для крейсерского режима полета. Это делается с целью получения для крейсерского режима полета более достоверных значений коэффициентов подъемной силы, момента тангажа и аэродинамического качества самолета.
При учете упругости конструкции необходимо также иметь в виду, что угол атаки концевых сечений при создании положительной перегрузки под действием кручения уменьшается и вследствие этого срыв потока с концевых сечений крыла затягивается на большие углы атаки. Поэтому можно ожидать, что начало продольной статической неустойчивости самолета по перегрузке также сместится на большие углы атаки.
Деформация крыла, как показывают расчеты, мало влияет на устойчивость самолета по перегрузке, так как смещение вперед фокуса крыла за счет перераспределения нагрузки по размаху крыла несколько компенсируется смещением фокуса самолета назад за счет стабилизирующего влияния горизонтального оперения вследствие умейьшения величины Су крыла.
Изменение балансировочного угла отклонения органов продольного управления от деформации конструкции самолета при
пу=1 обусловлено изменением момента тангажа, угла атаки и уменьшением эффективности органов продольного управления. Это изменение можно определить по формуле:
Изменение балансировочных значений $ от влияния деформаций конструкций приводит к уменьшению устойчивости самолета по скорости. Однако необходимо отметить, что поскольку величина А д бал. изменяется в первом приближении пропорционально скоростному напору, то при балансировке по усилию (Р—0) на фиксированной скорости зависимость P=f(V)будет слабо зависеть от влияния деформации конструкций самолета.
Влияние деформации конструкции на характеристики устойчивости и управляемости самолета следует учитывать, когда хоть один из следующих параметров превышает величины:
|
qSuCay ■ “ (G/p)«p C0S *ojk; 2 |
С™= 1; 0^ = 1; С^ = 0,5; С*£ = 0,5; Сф=ОД,
EJ=?EJ(.z)(1 — i)zdZ-,
Gh=lGJiz)a-z)2dZ-,
EJ, Gjp—соответественно жесткость на изгиб и кручение крыла или оперения;
z—безразмерная координата крыла или оперения; к—сила, приложенная в фокусе горизонтального оперения,
вызывающая изменение угла атаки оперения на Г только вследствие изгиба фюзеляжа;
SoM-площадь крыла без подфюзеляжной части.
Исследования показывают, что основное влияние на устойчивость самолета с умеренной стреловидностью крыла U<35°) оказывает изгиб фюзеляжа, крыла и оперения. Влияние кручений крыла и горизонтального оперения незначительно.
Деформация конструкции прямого крыла оказывает влияние на характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета. В этом случае основное влияние оказывает деформация фюзеляжа и горизонтального оперения.
В настоящее время специалистами ЦАГИ разработаны программы расчета по определению влияния упругости конструкции самолета на аэродинамические характеристики и эффективность органов управления. Результаты этих расчетов хорошо согласуются с результатами испытаний упругоподобных моделей в аэродинамической трубе и с результатами летных испытаний самолета.
Как известно, двигатели, установленные впереди центра масс самолета, заметно влияют на характеристики устойчивости и упра — вляемости(уменынается степень продольной и боковой статической устойчивости, изменяются также несущие свойства самолета).
Величину изменения степени продольной устойчивости по перегрузке вследствие поворота струи воздуха на входе в воздухозаборник двигателя можно приближенно определить по формуле:
А 0^-0,0036 ^ (6.2)
где: Стп —весовой расход воздуха через двигатель(кг/с);
-Хвх—расстояние от точки поворота струи воздуха при входе в воздухозаборник двигателя до центра масс самолета.
При оценке влияния двигателя на устойчивость по скорости необходимо учитывать момент силы тяги и момент реактивной силы на входе в воздухозаборник двигателя. В этом случае изменение степени статической устойчивости самолета по скорости(при условии, что тяга ТРД мало изменяется по скорости)можно определить по формуле:
«-З)
где: Р~скла тяги двигателя;
Ут—Ут/ Ьа — относительное расстояние от центра масс самолета до оси тяги двигателя.
Двигатели ТВД и ТВВД, установленные на пилонах на крыле, оказывают очень большое влияние (в зависимости от величины В= P/qF, где і*’-площадь, ометаемая винтом) на аэродинамические характеристики самолета; происходит значительное увеличение подъемной силы на крыле и уменьшение продольной статической устойчивости самолета за счет смещения фокуса самолета вперед. Это объясняется следующим:
—в плоскости вращения винтов(на винтах) при косой обдувке образуется поперечная сила, которая оказывает дестабилизирующее влияние(смещает фокус вперед);
—на обдуваемой части крыла возрастает подъемная сила и наблюдается на этой части крыла незначительное смещение фокуса вперед;
—увеличивается скос потока за крылом, вследствие которого уменьшается стабилизирующее влияние горизонтального оперения.
Проведенные теоретические расчеты и испытания крупномасштабных моделей с имитаторами работающих ТВД и ТВВД показывают, что при числах запас продольной
статической устойчивости может уменьшиться на 20-г25%САХ, т. е. самолет на некоторых режимах не будет иметь продольной статической устойчивости. За счет значительного изменения несущих свойств крыла при изменении режима работы двигателей происходит значительное изменение траектории полета, т. е. при увеличении тяги двигателей растет перегрузка самолета!^ >1, 0) и практически не происходит изменение скорости. Все это будет значительно сказываться на технике пилотирования самолета. Для сохранения обычной техники пилотирования таких самолетов возникла необходимость в разработке специальной автоматики в системе штурвального(ручного)управления.
Количественно опеделить расчетным путем влияние работающих
ТВД и ТВВД на аэродинамические характеристики довольно сложно. В настоящее время в ЦАГИ и в ОКБ имеются приближенные методики по определению влияния работающих ТВД и ТВВД, установленных на пилонах на крыле, на аэродинамические характеристики и характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета.
Наиболее точные результаты по влиянию работающих ТВД и ТВВД на аэродинамические характеристики самолета можно получить при испытании крупномасштабных моделей с имитаторами работающих двигателей в натурной аэродинамической трубе Т-101 ЦАГИ.
Характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета можно улучшить при использовании автоматической системы СУУ(см. главу 8).
Магистральный пассажирский самолет нового поколения с системой улучшения устойчивости и управляемости(СУУ)должен обеспечивать:
—требуемые(в соответствии с нормами) характеристики устойчивости и управляемости;
—заданные характеристики статической продольной управляемости ХъПу, РвПу в основной области режимов полета;
—предупреждение летчика о выходе самолета из основной области режимов полета по углу атаки, перегрузке, скорости и числу М полета; •
—ограничение максимального угла атаки сваливания ас и перегрузки Пу max?
—автоматическую балансировку самолета в основной области режимов полета с помощью балансировочного стабилизатора;
—автоматически компенсировать возникающие моменты тангажа при изменении конфигурации самолета;
—автоматическое парирование разворачивающего момента при отказе двигателя при взлете;
—автоматическое парирование возмущающих моментов при изменении тяги двигателей, особенно на режиме захода на посадку;
—предупреждение летчика о превышении максимально
допустимого угла крена;
—автоматическую стабилизацию углового положения самолета после окончания вмешательства летчика в управление.
Законы работы автоматики СУУ подробно рассматриваются в главе 8.
На современных магистральных самолетах удовлетворительные характеристики продольной устойчивости и управляемости можно получить с помощью использования системы улучшения устойчивости и управляемости(СУУ) с так называемым статическим законом работы автоматики. Лучшие характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета можно получить с СУУ с интегральными законами. Такая автоматизированная система штурвального управления позволяет обеспечивать независимые от режиме® полета, центровки и массы самолета характеристики статической управляемости, сохранить требуемый диапазон реализуемых углов атаки и перегрузки, реализовать функции предупреждения летчика о приближении к заданным углам атаки и перегрузки и обеспечить надежное ограничение выхода самолета на углы атаки и перегрузки, выше заданных.
Основная идея сграничения параметре» движения( а и заключается в обеспечении заданных зависимостей Хъ(а)кХъ{пу), реализации практически апериодических переходных процессов по углу атаки и перегрузке и ограничение управляющего сигнала от рычага продольного управления.
Принципы системы улучшения устойчивости и управляемости с интегральными законами были достаточно хорошо исследованы в ЦАГИ под руководством академика Г. СБюшгенса еще в 60-х годах, а затем позднее отработаны и применены на ряде наших самолетов. Аналогичная система улучшения устойчивости и управляемости эксплуатируется в настоящее время на самолете А320. Однако следует отметить, что реализация такой системы СУУ требует более высокой технологии вычислителей и исполнительной части системы. Эти вопросы рассмотрены в главе.8.
Исследования показали, что самолет с автоматикой, использующей сигналы ojz, пу и а, можно пилотировать энергичным.
отклонением штурвала управления без опасения выйти на нежелательные большие углы атаки. Результаты летных испытаний разрабатываемых пассажирских самолетов подтверждают это; самолет“плотно сидит”в воздухе, легко управляется и хорошо“ходит” за штурвалом управления.