Устойчивость и управляемость на больших углах атаки

Одним из наиболее важных вопросов при создании пассажирских и транспортных самолетов наряду с получением их высокой эко­номической эффективности является обеспечение удовле­творительных характеристик устойчивости, управляемости и без­опасности полета на больших углах атаки. Большими углами атаки для неманевренных самолете® являются углы атаки, превышающие допустимые От., т. е. диапазон от вт. до ас (пределыный угол атаки). Для определения допустимых эксплуатационных областей режиме® полета необходимо в летных испытаниях проверить поведе­ние самолета на больших углах атаки до начала сваливания (или до предельного отклонения "на себя” штурвала управления или включения ограничения). Необходимо также отметить, что определяемые в летных испытаниях для каждой конфигурации самолета скорости начала сваливания являются основой для установления эксплуатационных скоростей и высот полета.

С целью обеспечения безопасности проведения летных испы­таний самолета на больших углах атаки проводятся целый комплекс теоретических расчетов и исследования на пилотажных стендах динамики самолета в широком диапазоне угле® атаки, превышающих предварительные установленные предельные углы атаки (углы атаки начала сваливания). Для этих исследований необходимо иметь:

—результаты испытаний моделей самолета в аэродинамических трубах в большом диапазоне утло® атаки (а = ~10-г60°) и скольжения (£=±20°);

—нестационарные аэродинамические характеристики (вращательные производные), полученные в результате специальных испытаний моделей самолета в аэродинамических трубах;

—результаты испытаний динамически подобных самолету моделей для определения характеристик штопора самолета и методе®

вывода из него.

Учитывая сложность явлений, связанных с развитием срыва потока на больших углах атаки, следует особо отметить необходимость получения результате® испытаний моделей самолета в аэродинамических трубах при больших числах Re.

Известно, что срывные явления, возникающие при больших углах атаки, приводят к снижению несущих свойств, уменьшению эффективности органов управления, к значительному изменению моментов тангажа, крена и рыскания, что связано с ухудшением характеристик устойчивости и управляемости самолета. Поэтому при разработке пассажирских и транспортных самолете® особо об­ращается внимание на характер зависимостей аэродинамических характеристик на больших углах а с целью обеспечения возвращения самолета на малые углы атаки в случае непреднамеренного попадания его на режимы больших угле® атаки.

На первом этапе проектирования самолета его характеристики устойчивости и управляемости оцениваются на основании теоретических и экспериментальных исследований по данным, полученным при испытаниях моделей самолета в аэродинамических трубах. В полученные аэродинамические характеристики вносят поправки, связанные с переходом от модели к натуре (влияния числа Re) и учитывают упругость конструкции самолета (влияние скоростного напора). В дальнейшем на этапе доводки самолета возникает необходимость в уточнении полученных ранее аэродинамических характеристик самолета на основании результатов, получаемых на первом этапе летных испытаний.

Вопросу поведения самолета на больших углах атаки еще на ранней стадии проектирования самолета уделяется большое внимание, так как это связано с обеспечением безопасности полета. Для этого необходимо, чтобы в случае непреднамеренного выхода самолета из эксплуатационной области полета на углы атаки свыше допустимых #доп. не возникало опасной ситуации (сваливание на крыло или дальнейшее увеличение угла атаки), а самолет должен без вмешательства летчика в управление вернуться на исходный балансировочный режим полета.

Исследование динамики самолета на больших углах атаки включает:

—предварительное прогнозирование характеристик сваливания самолета (на этапах предэскизного и эскизного проектирования) с помощью использования аэродинамических характеристик в широком диапазоне углов атаки аналогичных самолетов и их моделей ;

—статические и динамические испытания исполнительных моделей самолета в аэродинамических трубах в большом диапазоне углов атаки.

При исследовании динамики неустановившихся движений самолета на больших углах атаки гипотеза стационарности, согласно которой действующие на самолет в неустановившемся режиме полета аэродинамические силы и моменты, определяемые по кинематическим параметрам движения, становится несостоятельной. В этом случае значительную роль будут играть производные по времениа,/3, /?, М, со и т. д. Этим и опредеяется хорошо известное обстоятельство, что характер протекания зависимости Cy=f(a) в окрестности критического угла атаки зависит от того, в каком направлении и с каким темпом изменяется угол атаки—возникает, так называемый, гистерезис. Это объясняется тем, что режим отрыва при различных знаках изменения угла атаки а будет различным. При этом также могут заметно различаться и упругие деформации конструкции самолета, что в свою очередь будет существенно влиять на аэродинамические характеристики. При быстром выходе самолета на большие углы атаки могут повышаться несущие свойства вследствие запаздывания развития срыва потока с поверхности крыла. При уменьшении угла атаки области сорванного потока могут сохраняться до углов атаки меньше критических. *

Процесс развития срыва потока с поверхности крыла с возрастанием угла атаки и определяет характер сваливания самолета. Известно, если срывные зоны первоначально образуются в корневых сечениях крыла (нет концевых срывов), то можно ожидать, что сваливание самолета будет благоприятное на "нос*, так как срыв потока в корневых сечениях крыла вызывает уменьшение углов скоса потока в области горизонтального оперения и, вследствие этого, значительно увеличивается стабилизирующее влияние горизонтального оперения и происходит рост монента тангажа на пикирование. Центральные, корневые срывы потока, как правило, не сопровождаются кренящими и разворачивающими моментами.

Анализ динамики полета самолетов, у которых на критических и закритических углах атаки происходит значительный рост момента тангажа на пикирование и не появляются моменты крена и рыскания, показывает, что такие самолеты при нейтральных органах поперечного и путевого управления, даже при полностью взятом штурвале управления "на себя”, не входят в штопор. Такой самолет в режим штопора можно ввести только преднамеренно с помощью отклонения органов поперечного и путевого управления по штопору, а при возвращении их в нейтральное положение режим штопора прекращается.

Следует также отметить, что для повышения безопасности полета для современных неманевренных самолетов разработаны высоконадежные автоматические устройства, препятствующие непреднамеренному выходу самолета на углы атаки выше заданных.

Для самолетов, у которых горизонтальное оперение расположено высоко над плоскостью хорд крыла, с так называемым Т—образным хвостовым оперением, зависимость момента тангажа на больших углах атаки является, как правило, неблагоприятной. Поэтому для обеспечения безопасности полета на таком самолете должны быть установлены резервированные автоматические устройства, надежно защищающие самолет от выхода его на большие углы атаки. Следует однако отметить, что путем применения геометрической крутки и подбором профилей крыла и ряда других мероприятий удается обеспечить удовлетворительные характеристики устойчивости и управляемости самолета и с Т—образным хвостовым оперением до довольно больших углов атаки, даже несколько превосходящих предельные углы атаки сис.

В качестве примера на рис. 6.45 приведены зависимости коэффициента подъемной силы и коэффициента момента тангажа от угла атаки (Су, mz—f (tf)) при числе М = 0,15 для современного магистрального самолета со стреловидным крылом и Т-образным

Рис.6.45. Аэродинамические Рис.6.46. Аэродинамические

характеристики самолета с Т — характеристики самолета с Т-

образным хвостовым оперением образным хвостовым оперением

при различных положениях механизации крыла

хвостовым оперением при различных положениях механизации крыла. Из рассмотрения этих зависимостей следует, что линейная зависимостьCy—f (а) сохраняется до достаточно больших углов атаки а=18 — г22°, при этом линейная зависимость сохраняется до несколько больших углов атаки (при 53=30°и40°до #^24°). На закритических углах атаки происходит падение коэффициента подъемной силы и значительный рост момента тангажа на кабрирование. На. рис. 6.46 для этого же самолета приведены зависимости Су, ж*=/(а) для крейсерского числа М = 0,75. Этот рисунок свидетельствует, что линейная зависимость Су=/( а) сохраняется до угла атаки ^=10°, а затем рост коэффициента Су по углу атаки замедляется, но критический угол атаки получается значительный я кр>22°. Благоприятный характер зависимости коэффициента момента тангажа сохраняется до углов атаки я ~16°, затем происходит значительный рост момента тангажа на кабрирование. Вследствие этого в случае непреднамеренного выхода
такого самолета на углы атаки больше сС> 18° произойдет дальнейшее увеличение угла атаки с резким уменьшением скорости полета, что недопустимо.

Проведенный анализ аэродинамических характеристик пассажирских и транспортных самолетов с горизонтальным оперением, расположенным за крылом на фюзеляже, показывает, что они обладают благоприятными характеристиками на больших углах атаки. А именно, на углах атаки выше допустимых ictдоп.) происходит значительный рост момента тангажа на пикирование. Для подтверждения сказанного на рис. 6.47 приведены зависимости коэффициентов подъемной силы и момента тангажа от угла атаки для одного из современных пассажирских самолетов. На этом же рисунке нанесена зависимость приращения коэффициента момента тангажа (Дж*’РВ = mzs~ шгв=о ) от угла атаки для двух углов отклонения рулей высоты 8В = — 25°и 8В— 15°.

Из приведенного рисунка следует, что при числе М~0,15 у самолета с убранной механизацией крыла коэффициент подъемной силы с ростом угла атаки растет линейно до я % 17°, затем темп роста снижается и Су достигает своего максимального значения при а— 23°. При этом момент тангажа сохраняет свою линейную зависимость шг=/{а) до #=21°, и при дальнейшем’увеличении угла атаки происходит значительный рост момента тангажа на пикирование. Из этого рисунка также следует, что эффективность рі|лєй высоты на этом самолете сохраняется практически постоянной до очень больших углов атаки я%30°, после чего по мере увеличения угла атаки снижается.

На рис.6.48 приведены зависимости Cy9mz=fia) современного пассажирского самолета со стреловидным крылом, скомпонованным из суперкритических профилей для крейсерского числа М полета (М = 0,78). Из этих зависимостей следует, что линейная зависиность Су= fid) сохраняется до угла атаки #~8°, затем с ростом угла атаки происходит значительное уменьшение производной коэффициента подъемной силы по углу атаки Су и при углах атаки больше 12° она становится равной нулю ( Су=0). При этом продольная статическая устойчивость сохраняется до угла атаки

**

свидетельствуют, что локальная продольная статическая неустойчивость самолета в полете может наступать на углах атаки на 1,0"=“ 1,5е раньше, чем по результатам испытания модели этого самолета в аэродинамической трубе.

Летные испытания самолета на больших углах атаки показали, что при крейсерской скорости полета М=0,78-гО, 80 вывести самолет с работающей автоматикой на угол атаки 10,2° невозможно, самолет "опускает нос”, что свидетельствует о наличии большой величины момента тангажа на пикирование.

На рис.6.49-6.52 приведены основные статические характеристики боковой устойчивости и управляемости для современного магистрального пассажирского самолета для
крейсерской и посадочной конфигураций в широком диапазоне.» углов атаки: степень поперечной шх и путевой шу статической устойчивости, коэффициент располагаемого момента крена от органов поперечного управления А тх (5Инт) и коэффициент располагаемого момента рыскания от органов путевого управления Ату(дн). Как видно из графиков, степень поперечной статической устойчивости при подходе к критическим углам атаки изменяется незначительно, а затем в диапазоне углов атаки tf=22-r30° снижается. В зависимости степени путевой статической устойчивости по углу атаки следует отметить, что в диапазоне углов атаки tf=28-r40° величина ее становится равной нулю. Эффективность органов поперечного и путевого управления сохраняется во всем испытанном диапазоне углов атаки до а^50°; на углах атаки 15°-г 20°, располагаемые для управления момент крена и момент рыскания начинают уменьшаться, но остаются достаточными для парирования небольших возмущений.

Рис.6.50. Зависимость коэффициента момента крена от угла атаки самолета в посадочной конфигурации. На рис. 6.53. н 6.54 приведены зависимости Су=/(<?), полученные при испытании модели магистрального пассажирского самолета в аэродинамической трубе и по материалам летных испытаний. Из рассмотрения этих рисунков следует, что при небольших скоростях полета М<Со,7 значения коэффициента подъемной силы Су, полученные из летных испытаний, несколько выше, чем при испытании моделей самолетов в аэродинанических

Рис.6.51. Зависимость коэффициента момента крена от угла атаки самолета в крейсерской конфигурации

Рис.6.52. Зависимость момента крена от угла атаки самолета во взлетной конфигурации.

трубах. При отклоненных закрылках как во взлетное, так и в посадочное положения максимальные значения коэффициенте® подъемной силы, полученные в летнцк испытаниях, существенно выше, чем по результатам испытаний моделей этих самолетов в аэродинамических трубах. Это объясняется влиянием больших натурных чисел Re. При больших скоростях полета М>0,70 максимальные значения коэффициенте® подъемной силы, полученные по материалам летных испытаний, несколько меньше, чем по результатам испытаний моделей в аэродинамической трубе. Это объясняется, по всей видимости, повышенным влиянием упругости конструкции самолета при больших скоростных напорах, особенно для самолетов со стреловидными крыльями и большой аэродинамической круткой крыла.

Расчеты динамики самолета на больших углах атаки, проведенные на основании аэродинамических характеристик, полученных при испытании моделей самолета в аэродинамических трубах, позволяют разрабатывать основные рекомендации по безопасности полета и технике пилотирования для проведения летных испытаний самолета на больших углах атаки.

Анализ результатов летных испытаний большого количества современных пассажирских и транспортных самолетов показал хорошее совпадение их с результатами исследования моделей самолета в аэродинамических трубах — на скоростях полета, на которых еще не возникают местные звуковые и сверхзвуковые потоки. На крейсерских числах М полета при углах атаки, соответствующих

www. vokb-la. spb. ru — Самолёт своими руками?!

предупреждающим, средством о подходе самолета к зоне недопустимых в эксплуатации углов атаки.

Таким образом, летные испытания пассажирских и транспортных самолетов на больших углах атаки подтвердили приемлемый уровень надежности прогнозирования характеристик поведения самолета в области критических, режимов, определяемый на основании комплекса экспериментальных и теоретических методов исследований, сложившихся в практике проектирования и разработки наших отечественных самолетов. Эти методы позволили безопасно проводить летные испытания всех опытных пассажирских и транспортных самолетов на больших углах атаки. При этом разработанные мероприятия по ограничению выхода самолета на углы атаки больше предельных ас (установленных на основании предварительных исследлований), правильно разработанные рекомендации по технике пилотирования и прогнозирование по поведению самолета позволили избежать глубоких сваливаний и входа в штопор при летных испытаниях неманевренных самолетов на больших углах атаки.

Для своевременного прогнозирования поведения вновь разраба­тываемого пассажирского самолета на больших углах атаки и разработки мероприятий, структуры и алгоритмов системы штурвального управления, обеспечивающей надежное ограничение от выхода самолета на большие углы атаки, выше заданных, и тем самым обеспечения высокой безопасности проведения летных

испытаний на больших углах атаки, еше на ранней стадии проектирования (на этапе эскизного проектирования) анализируются следующие предварительные аэродинамические характеристики, составленные на основании имеющихся материалов по самолетам, близким по аэродинамической компоновке к разрабатываемому самолету:

—аэродинамические характеристики в большом диапазоне угле® атаки (а= — Ю’гбО0) и скольжения (/5=±20°);

—аэродинамические характеристики самолета при числах М= М кр±0,05; М=М *,±0,10; М = М кр—0,15; М=М кр-(0,25± 0,30) в большом диапазоне углов атаки, где М кр —крейсерское число М полета;

—нестационарные аэродинамические характеристики (вра­щательные производные и другие материалы).

Эти характеристики впоследствии обычно уточняются на основании испытаний модели разрабатываемого самолета в аэродинамических трубах.

Предварительную оценку благоприятного поведения самолета на больших углах атаки (сваливание”на нос”) можно произвести по следующим условиям:

туї = Шу • cos а —ті • sino<0 (6.40)

(при этом w*<3)

—значительный рост момента тангажа на пикирование на больших углах атаки и отсутствие момент® крена и рыскания при нейтральных органах поперечного и путевого управления;

—на больших углах атаки эффективность всех органов управления должна сохраняться и быть достаточной для создания угловых скоростей порядка w~0,l рад/с(для парирования небольших возмущений).

Самолеты, обладающие этими свойствами при нейтральных органах поперечного и путевого управлениям входят в штопор даже при полностью взятом штурвале управления"на себя”, а самолет сваливается" на нос” с последующим уменьшением угла атаки и увеличением скорости полета. Следует также отметить, что для повышения безопасности полета для современных пассажирских

самолетов имеются разработанные надежные(хорошо проверенные в летных испытаниях) автоматические устройства, препятствующие непреднамеренному выходу самолета на углы атаки выше заданных.