Характеристики продольной устойчивости и управляемости
Рассмотрим особенности основных аэродинамических характеристик современных пассажирских самолетов.
Как было показано в главе 2, аэродинамические характеристики самолета со стреловидным крылом большого удлинения (А = 9,0-7- 10,5) с суперкритическими профилями и горизонтальным оперением, ‘расположенным на фюзеляже, имеют следующие особенности при больших дозвуковых скоростях полета(М—0,8-г-0,85):
—уменьшение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки Су, на больщих углах атаки, несколько превышающие допустимые а огр;
—большие значения продольного момента самолета без горизонтального оперения на пикирование при Су=0;
—местная нелинейность в зависимости продольного момента от коэффициента подъемной силы на углах атаки, иногда близких к углам атаки горизонтального полета (аложка”в характеристиках Miz=f(a)).
Вследствие этих особенностей продольная устойчивость и управляемость при выходе самолета на перегрузки, большие 1,3-г — 1»5 ухудшается. Как показывают исследования на пилотажном стенде, даже при плавном выходе самолета на эти перегрузки его угол атаки продолжает увеличиваться.
Материалы по аэродинамическим характеристикам продольной устойчивости и управляемости, получаемые в аэродинамических трубах, являются надежным исходным материалом. Однако, в ряде случаев в эти результаты необходимо вводить поправки обычно расчетными методами или по результатам специальных экспериментов.
Теоретические и экспериментальные исследования, а также летные испытания современных самолетов со стреловидными крыльями большого удлинения показали, что заметное влияние на основные аэродинамические характеристики устойчивости и управляемости оказывает упругость конструкции. Это влияние определяется многими факторами и зависит не только от жесткости конструкции, но и от аэродинамической компоновки самолета, от распределения массы. Это влияние возрастает с ростом индикаторной скорости, уменьшении толщины крыла и увеличении его удлинения и угла стреловидности. Влияние упругости конструкции следует учитывать еще на ранних стадиях проектирования самолета, так как оно может оказать влияние на выбор конструктивных параметров самолета. Ниже приведены некоторые данные о влиянии упругости конструкции на коэффициенты подъемной силы и продольного момента (см. рис.6.2.).
Для новых аэродинамических компоновок и при использовании новых авиационных материалов трудно получить с приемлемой точностью поправки к аэродинамическим характеристикам путем пересчета их по критериям подобия, исходя из известных характеристик существующих самолетов. Для получения надежных результатов по мере разработки конструкции необходимо выполнить большое количество детальных параметрических расчете».
Поправки к аэродинамическим коэффициентам из-за упругости конструкции самолета с хорошей точностью могут быть получены расчетом по линейной теории при М<0,8 и при малых углах атаки и углах отклонения органов управления. При околозвуковых скоростях полета, а также при углах атаки а = 10 — г 15% на которых возможно возникновение срывных зон, надежные результаты могут быть получены только при испытании упругоподобных моделей самолета в
аэродинамической трубе.
В качестве примера на рис.6.2 и 6.3 приведены основные поправки, отражающие влияние упругости конструкции самолета на стационарные аэродинамические характеристики продольной устойчивости и управляемости.
Основное влияние деформации конструкции самолета оказывают на характеристики устойчивости и управляемости при создании маневров. В прямолинейном полете нагрузки на элементы конструкции слабо изменяются по режимам полета и деформации могут быть компенсированы соответствующим изменением стапельной формы.
На производную коэффициента подъемной силы по углу атаки самолета оказывают влияние деформации крыла, которые изменяют местные углы атаки. Распределение изменений величин А а по размаху крыла хорошо описывается деформациями изгиба и кручения упругой балки, схематизирующей конструкцию крыла.
Изгиб крыла под действием аэродинамических нагрузок приводит для крыльев с прямой стреловидностью^ > 0) к уменьшению местных углов атаки. При дозвуковых скоростях полета линии фокусов крыла расположена впереди оси жесткости(я f <Х о. ж.),
из-за чего деформация кручения крыла при увеличении угла атаки будет увеличивать местные углы атаки, которые для крыльев с умеренной стреловидностью ОСИ ЖЄСТКОСТи(Яо. ж. < 35°)при обычных соотношениях. ПОГОННЫХ ЖЄ£Ш>СТЄЙ(ііЛ С/р)при изгибе крыла изменяются больше, чем при кручении, а при Хож. < 20°, наоборот, они изменяются больше от кручения крыла, чем от изгиба. На рис. 6.2. показаны типичные зависимости относительного изменение местного угла атаки крыла(концевое сечение) от угла стреловидности оси жесткости, получаемые от изгиба и кручения. Наибольшее отно
сительное уменьшение производной
угле стреловидности оси жесткости около *о. ж.~45При скоростных напорах, соответствующих крейсерскому режиму полета современных магистральных самолетов с умеренными углами стреловидности крыла (х ~ 28 — г 30°),поправка Д С“ будет порядка 8-ї-11%. Упругие деформации фюзеляжа и горизонтального оперения не оказывают существенного влияния на величину С°.