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?