Влияние деформации конструкции самолета на боковые моменты
При анализе продольного установившегося движения было показано, что деформации изгиба и кручения приводят к изменению местных углов атаки крыла й горизонтального оперения, в результате чего изменяются моментцьіе характеристики самолета. В боковом установившемся двкжении наличие скольжения приводит к несимметричному относительно плоскости XOY распределению деформаций частей самолета н к возникновению дополнительных, по сравнению с жестким самолетом, боковых моментов.
Предполагая, как и ранее, что ось жесткости совпадает с линией центров изгиба н Хж * X* рассмотрим влияние деформаций крыла, фюзеляжа и вертикального оперения на боковые моменты.
Кручение и изгиб крыла. При скольжении на полукрыле, идущем впереди (скользящем), эффективный угол стреловидности уменьшается, а у отстающего, увеличивается. Следовательно, у скользящего полукрыла составляющая вектора скорости набегающего потока, перпендикулярная к оси жесткости V cos (% — Р) будет больше, чем у отстающего. Это обусловит различие в распределении аэродинамической нагрузки иа скользящем и отстающем полукрыльях. Крутящие и изгибающие моменты от аэродинамической нагрузки и деформации кручения и изгиба от иих в сечениях, перпендикулярных оси жесткости иа скользящем полукрыле, будут больше, чем на отстающем в аналогичных сечениях.
Различие деформаций иа полукрыльях обусловит несимметричное изменение углов атаки и дополнительной V-образиости как в сечениях, перпендикулярных к оси жесткости, так и в сечениях, параллельных центральной хорде крыла. Деформации и изменение местных углов атаки можно определять по формулам (10.116)… (10.118), в которых значения крутящего и изгибающего моментов, а также косинусов и синусов углов надо брать с учетом скольжения р. Несимметричное распределение приращений углов атаки по размаху крыла и изменение угла поперечного V приводят к возникновению дополнительного момента крена. Момент рыскания изменяется несущественно.
Деформации крыла увеличивают поперечную статическую устойчивость, а на больших скоростях полета снижают демпфирующие свойства крыла. При отклонении элеронов упругие деформации крыла снижают эффективность элеронов, что существенно сказывается на поперечной управляемости. Причина падения эффективности элеронов та же, что н у руля высоты.
При положительной стреловидности момент крена, создаваемый отклонением элеронов на упругом крыле, меньше момента крена, при тех же углах отклонения элеронов на жестком крыле, следовательно,
Эффективность элеронов на упругом крыле уменьшается тем сильнее, чем больше скоростной напор д. При достижении критического скоростного напора реверса элеронов д = дкр_ рев. э элероны полностью теряют эффективность, а при д > 0кр. рев. в наступает реверс элеронов. В этом случае, например, при отклонении левого элерона вниз, а правого вверх возникает левый крен вместо ожидаемого правого.
Явление реверса опасно для скоростных самолетов с крыльями большой стреловидности, у которых потеря эффективности элеронов усиливается изгибом крыла. Прн полете с большими сверхзвуковыми скоростями аэродинамический нагрев конструкции уменьшает ее жесткость, что снижает величину 9,ф. рез. в и увеличивает опасность реверса.
Для увеличения эффективности элеронов и исключения возможности появлення реверса надо увеличивать жесткость крыла на изгиб и кручение, применять интерцепторы и другие аэродинамические средства, смещать элероны ближе к корневой части крыла.
Деформации фюзеляжа и вертикального оперения. При полете самолета со скольжением поперечная сила, действующая на вертикальное оперение ZB. 0 будет изгибать фюзеляж в боковой плоскости XOZ и закручивать его относительно оси ОХ. Кроме того, сила ZB. 0 будет закручивать и изгибать вертикальное оперение.
Деформации изгиба и кручения фюзеляжа и оперения изменяют углы скольжения в сечениях вертикального оперения. Величину деформации и приращений углов скольжения Арв, 0у можно определять по формулам для горизонтального оперения (10.122), заменив в них индекс «г. о» на «в. о» и Лаг. 0 на ДРВ, 0.
Изменение углов скольжения обусловит возникновение дополнительных поперечных сил и боковых моментов. Наибольший прирост получит момент рыскания. Это повлияет на статическую устойчивость и демпфирование бокового движения.
Наиболее существенно деформации фюзеляжа и вертикального оперения сказываются на путевой устойчивости. С ростом скоростного напора путевая устойчивость уменьшается. Уменьшаются демпфирующие свойства вертикального оперения и эффективность руля направления.
В полете возникают деформации в деталях механизмов и проводке управления, которые вызывают запаздывание в системе управления и вносят ограничения в ее работу.
Дополнительная литература
[14] с. 458—480, [9] с. 231—274, 310—325, [8] с. 134—144, 150—155, [6] с. 251—284.
Контрольные вопросы
1. Что называется фокусом по углу атаки? Чем характерна эта точка?
2. Как влияет горизонтальное оперение, фюзеляж и расположение двигателей на положение фокуса самолета?
3. Каково влияние сжимаемости воздуха на аэродинамический момент тангажа самолета?
4. Какие части самолета оказывают наибольшее влияние на величину поперечной силы и моменты крена и рыскания?
5. Чем осуществляется управление продольным и боковым движением самолета?
6. Что называется шарнирным моментом органов управления? Виды аэродинамической компенсации.
7. Какие части самолета в основном создают демпфирующий момент таигажа?
8. Как влияет запаздывание скоса потока на момент таигажа?
9. Поясните причину возникновения дополнительных моментов крена и рыскания при вращении самолета вокруг осей ОХ и OY.
10. Как влияют упругие деформации стреловидного крыла на величину местных углов атаки?
11. Объясните явление дивергенции крыла и реверса элеронов.
12. Как влияют упругие деформации конструкции на. эффективность органов управления и демпфирующие свойства самолета?