площадь миделя фюзеляжа формула (2 видео)

Содержание

Аэродинамические характеристики самолёта.
ГОСТ 22833-77 Характеристики самолета геометрические. Термины, определения и буквенные обозначения
ПРИЛОЖЕНИЕ
Геометрические параметры несущих частей самолета (фюзеляжа)
🌟 Видео

Видео:Расчет нагрузки хвостовой части фюзеляжа в первом приближении.Скачать

Аэродинамические характеристики самолёта.

Геометрические характеристики фюзеляжа. К геометрическим характеристикам фюзеляжа относятся:

Рис. 8.1. геометрические характеристики фюзеляжа. Длина фюзеляжа Lф — наибольший размер фюзеляжа вдоль продольной оси.

Мидель – шпангоут — линия пересечения наружной поверхности фюзеляжа с вертикальной поперечной плоскостью, проходящей посередине его длины.

Площадь миделевого сечения фюзеляжа Sм.ф. — наибольшая площадь сечения фюзеляжа плоскостью, перпендикулярной продольной оси.

Эквивалентный диаметр фюзеляжа d ф.э.- диаметр круга, площадь которого равна площади миделевого сечения фюзеляжа.

Высота h ф и ширина d ф фюзеляжа — максимальные внешние размеры поперечного сечения фюзеляжа.

Удлинение фюзеляжа λ ф — отношение длины фюзеляжа к эквивалентному диаметру фюзеляжа d ф э . Определяется выражением:

λ ф = Lф / d ф э.; (8.1.).

Аналогично определяется удлинения носовой ,хвостовой и средней частей фюзеляжа:

λ н = L н / d ф.э.; λ х = L н / d ф.э. ; λ ц =L ц / d ф.э.; (8.2.).

— Омываемая площадь поверхности фюзеляжа — Sф, это площадь фюзеляжа находящаяся в потоке, которая определяется по расчетной схеме фюзеляжа с учетом особенностей его обводов.

Аэродинамические характеристики самолёта.. Подъёмная сила самолёта кроме крыла может создаваться другими элементами самолёта –фюзеляжем, горизонтальным оперением, гондолами двигателя и т.д. Но подъёмная сила, создаваемая этими элементами очень мала по сравнению с подъёмной силой создаваемой крылом. Поэтому в приближённых расчетах подъёмная сила самолета считается равной подъёмной силе изолированного крыла. Уст. = Укр. График зависимости коэффициента подъёмной силы самолёта Су = ƒ(α) имеет такой же вид, как и график коэффициента подъёмной силы крыла Сукр = ƒ(α ) ( Рис. 5.1.) Аэродинамические особенности фюзеляжей транспортных самолётов. Лобовое сопротивление фюзеляжа на небольших скоростях ( при отсутствии сжимаемости) при нулевой подъёмной силе У 0 ф складывается из сопротивления давления, донного сопротивления и сопротивления трения. В связи с тем, что фюзеляжи транспортных самолетов имеют умеренные и малые значения удлинения λф, сравнительно резкое изменение площадей поперечного сечения в районе носовой и хвостовой частей, и несимметричность относительно продольной оси фюзеляжа, то

эти особенности компоновки фюзеляжей транспортных самолетов оказывают существенное влияние на картину обтекания и их аэродинамические характеристики. В результате резкого увеличения площади поперечного сечения носовой части фюзеляжа транспортного самолета давление на поверхности носовой части фюзеляжа увеличивается и увеличивается сопротивление давления . Наличие донного среза и относительно резкое уменьшение площади поперечного сечения хвостовой части фюзеляжа транспортного самолета приводит к повышенной эжекции (отсосу) частиц воздуха из области хвостовой части, к снижению давления на поверхности хвостовой части фюзеляжа и, как следствие, к возникновению так называемо го донного сопротивления.

Сопротивление трения в пограничном слое фюзеляжа определяется характером пограничного слоя, который практически на всей поверхности фюзеляжа турбулентный.

В дозвуковом полете при нулевой подъемной силе фюзеляжа У ф сила лобового сопротивления фюзеляжа Х ф состоит из сопротивления давления

Хдав. сопротивления трения Хтр. и донного сопротивления Хдон..

Х ф = Х дав. + Хтр. + Хдон. (8.3.)

На околозвуковых скоростях полета появляется новый вид сопротивления фюзеляжа — волновое сопротивление Хв.ф., которое обусловлено потерей части кинетической энергии потока на местных скачках уплотнения.

Для обеспечения меньшего лобового сопротивления фюзеляж стремятся выполнить удобообтекаемой формы, с хорошей обработкой поверхности и сравнительно большого удлинения λ.

Лобовое сопротивление самолёта Лобовое сопротивление самолёта складывается с учётом влияния других частей самолёта Отдельные части самолёта, соединённые в одно целое изменяют аэродинамические характеристики вследствие интерференции т. е. взаимного влияния друг на друга. Интерференция может быть положительной, если суммарное сопротивление самолёта уменьшается и отрицательной, если сопротивление увеличивается. В местах соединений крыло – фюзеляж, крыло — гондола , хвостовое оперение — фюзеляж возникают разные скорости течения струек обтекающие эти части самолёта. Это приводит к завихрению потока, расширению и отрыву пограничного слоя, и увеличению лобового сопротивления самолёта. Увеличение вредного сопротивления происходит интенсивнее, если при сопряжении частей самолёта возникает диффузорное расширение потока (рис.8.2). Для уменьшения отрицательного влияния интерференции в местах сочленения частей самолёта устанавливаются зализы (обтекатели). Рис.8.2. Диффузорный эффект.

Общее сопротивление самолёта представляет сумму сопротивлений крыла и сопротивлений остальных частей самолёта не создающих подъёмной силы с учётом интерференции, а именно: сопротивление фюзеляжа Хф, сопротивление гондол двигателя Хгн.дв, сопротивление горизонтального оперения Хго. Сопротивление вертикального оперения Хво. И т.д. Хст. = Хкр. + Хф. + Хгн.дв. + Хго. + Хво. = Хкр. + Хвр. (8.4.) Сопротивление ненесущих частей самолёта называют вредным сопротивлением. Лобовое сопротивление самолёта можно рассмотреть как сопротивление независящее от угла атаки ( постоянная составляющая) и индуктивное сопротивление, зависящее от подъёмной силы. Постоянная составляющая сопротивления, куда входит сопротивление ненесущих частей самолёта, равна сопротивлению самолёта при Су = 0 и α 0. На околозвуковых скоростях полета появляется новый вид сопротивления фюзеляжа — волновое сопротивление Хв.ф., В таком случае полное сопротивлене можно записать в виде : Хст = Хα 0 + Хι + Хв.ф ( 8.5.) Аэродинамическая характеристика самолёта Сх = ƒ(α) имеет такой же вид как и такая же характеристика крыла, но кривая сдвинута вверх на величину постоянной составляющей Хα 0 Поляра самолёта смещена вправо относительно поляры крыла на величину вредного сопротивления. Аэродинамическое качество самолёта всегда меньше качества его крыла т.к. сопротивление самолёта больше сопротивления крыла поэтому кривая К = ƒ(α) самолёта пройдёт ниже кривой К = ƒ(α) крыла.. .

Контрольные вопросы. 1 .Перечислите геометрические характеристики фюзеляжа самолёта 2. Чему равняется лобовое сопротивление фюзеляжа?

3. В чём заключаются аэродинамические особенности фюзеляжа транспортных самолёт 4. Причины образования интерференции и как она влияет на лобовое сопротивление самолёта? 5. Чем отличается аэродинамическая характеристика самолёта Сх = ƒ(α) от такой же характеристики его крыла?

6. Чем отличается аэродинамическое качество самолёта от аэродинамического качества крылa?

Механизация крыла.

Крыло, рассчитанное для высоких скоростей горизонтального полёта, не пригодно для полётов на малой скорости при взлёте или заходе на посадку т.к.оно не в состоянии создать заданную подъёмную силу. Взлетно-посадочные характеристики самолета, основными из которых являются скорость отрыва, длина разбега, посадочная скорость, длина пробега требуют изменения аэродинамических характеристик крыла т.к. уменьшение скорости полёта

уменьшает подъёмную силу данного крыла. В других случаях движения самолёта (экстренное снижение, пробег после посадки) требуется уменьшение подъёмной силы крыла. Для реализации этих требований идут по пути установки на крыло специальных приспособлений, служащих для увеличения или для изменения подъёмной силы (Рис. 9.1.). Такие устройства, служащие для изменения аэродинамических характеристик и улучшения устойчивости и управляемости самолёта, называются механизацией крыла. К основным видам механизации относятся щитки, закрылки, предкрылки, интерцепторы, системы управления пограничным слоем, реактивные закрылки и крылья с изменяемой геометрией.

Основными принципами действия механизации являются увеличение кривизны профиля крыла и управление пограничным слоем на поверхности крыла.

Рис. .9,1 Механизация крыла транспортного самолета:

1 — схема механизированного крыла; 2— интерцептор (тормозной щиток). 3 — принцип действия предкрылка; 4 — принцип действия многощелевого закрылка.

Известно, что при увеличении кривизны крыла увеличивается коэффициент подъёмной силы Су на тех же углах атаки. Управление пограничным слоем производится путём сдува или отсоса потока у поверхности крыла, что приводит к увеличению кинетической энергии пограничного слоя, а это затягивает срыв потока на большие углы атаки α и увеличивает коэффициент подъёмной силы Су. Изменить подъёмную силу можно путём применения крыльев с изменяемой геометрией. Рассмотрим работу некоторых видов механизации

Щитки — плоские, отклоняющиеся вниз части нижней поверхности крыла, расположенные у задней его кромки. Хорда щитка ровна примерно 25% от хорды крыла, а размах щитков рвыен 40 – 60% размаха крыла. На взлёте щитки отклоняются на 15 – 20º, на посадке- 40 – 60º. Увеличение Су происходит из –за увеличения давления под крылом в результате торможения потока выпущенным щитком. Увеличение подъёмной силы происходит в результате увеличения кривизны профиля и в результате образования разрежённой области между щитком и крылом, которая вызывает отсасывание струек, обтекающею верхнюю поверхность крыла, под крыло. Выпуск щитков увеличивает Су ( до 60% ) и на 1- 2º уменьшают α крит. , а так же увеличивает лобовое сопротивление самолёта, что уменьшает качество самолёта. Благодаря простоте конструкции, щитки широко распространены на лёгких самолётах.

Закрылки — подвижная хвостовая часть крыла (Рис 9.1.). Существует несколько видов закрылков: простые, щелевые, подвесные, выдвижные и др. Наиболее эффективными являются выдвижные многощелевые закрылки. При отклонении таких закрылков увеличивается площадь крыла и кривизна профиля. Увеличение подъёмной силы при выпуске закрылков происходит по тем же причинам, что и при выпуске щитков. Выпуск закрылков ( рис. 9.2.) увеличивает подъёмную силу и сопротивление крыла , уменьшает критический угол атаки, угол нулевой подъёмной силы и качество крыла. На взлёте закрылки отклоняются на 15- 20º, в этом случае Су увеличивается в большей степени, чем Сх, что уменьшает скорость отрыва и длину разбега. На посадке закрылки отклоняются на 25-40º, что вызывает дальнейший рост Су и больший рост Сх , что снижает длину посадочной дистанции.

Предкрылки — профилированная часть крыла, расположенная на его передней кромке. Предкрылки бывают автоматические, управляемые и фиксированные. Принцип действия предкрылков заключается в следующем: при выдвижении предкрылка образуется сужающаяся щель между предкрылком и крылом. Поток воздуха, проходя через эту щель увеличивает свою скорость и следовательно кинетическую энергию. Увеличивающая кинетическая энергия препятствует отрыву пограничного слоя с верхней

поверхности крыла. Критический угол атаки может увеличиваться на 10 — 15º и значительно повышается Суmax.(Рис. 9.3.) Применение предкрылков совместно с закрылками обеспечивает увеличение кривизны профиля и площади крыла, увеличивает подъёмную силу и лобовое сопротивление, расширяет диапазон лётных углов атаки за счёт уменьшения угла атаки нулёвой подъёмной силы и увеличения критического угла атаки.

Рис. 9.2. Влияние отклонения закрылка на коэффициент Су и α крит.

Предкрылки могут устанавливаться как воль всего крыла, так и на концах крыльев. Установка предкрылков по всему размаху увеличивает Су mах и увеличивает критический угол атаки крыла. При установке концевых предкрылков кривая Су = ƒ (α ) несколько меняет свой вид: критический угол атаки увеличивается, а Су max.остаётся почти постоянным в некотором диапазоне углов атаки ( рис.9.3.).

Интерцепторы ( спойлеры) предназначены для гашения подъёмной силы и управления самолётом по крену совместно с элеронами. Они представляют собой пластины расположенные на верхней поверхности крыла, отклоняемые или выдвигаемые вверх. (Рис. 9.2. 2.) При выпуске интерцепторов происходит срыв воздушного потока за ними, что приводит к уменьшению подъёмной силы, увеличению лобового сопротивления и уменьшению аэродинамического качества. Выпуск интерцепторов применяется при экстренном снижении или при пробеге после посадки, когда требуется уменьшение подъёмной силы крыла для увеличения эффективности работы тормозов и, как следствие, уменьшения длины пробега самолёта.

Рис. 9.3.. Влияние выпуска предкрылков на коэффициент Су.

а — предкрылки по всему размаху крыла; б – концевые предкрылки.

Турбулизаторы — короткие пластины, устанавливаемые на верхней поверхности крыла. Их применяют на крыльях с ламинарным потоком пограничного слоя. Такие крылья, как правило, имеют небольшой критический угол атаки, а это увеличивает посадочную скорость самолёта. При выпуске турбулизаторов происходит завихрение потока, образовавшейся турбулентный поток увеличивает критический угол атаки крыла и посадочная скорость самолёта уменьшается.

К системам управления пограничным слоем относятся устройства осуществляемые сдув или отсос пограничного слоя. Для этого вдоль крыла прокладываются трубы, соединённые каналами с поверхностью крыла, по этим трубам и каналам вентилятором подаётся воздух на сдув пограничного слоя или производится отсос воздуха с поверхности крыла. Принципиальная схема таких устройств показана на рис 9. 4

Обычно, для повышения эффективности, крылья снабжаются несколькими видами механизации (Рис. 9.1.).

Рис. 9.4. Принципиальная схема отсоса и сдува пограничного слоя.

Видео:Конструктивно-силовая схема самолета - Основы авиации #11Скачать

ГОСТ 22833-77 Характеристики самолета геометрические. Термины, определения и буквенные обозначения

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ СТАНДАРТ
СОЮЗА ССР

ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ

ТЕРМИНЫ, ОПРЕДЕЛЕНИЯ И БУКВЕННЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР ПО СТАНДАРТАМ
Москва

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ СТАНДАРТ СОЮЗА ССР

ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ

Термины, определения и буквенные обозначения

Geometrical aircraft characteristics.
Terms, definitions and letter symbols

Взамен
ГОСТ 20058-74
в части пп. 45 — 67

Постановлением Государственного комитета стандартов Совета Министров СССР от 28 ноября 1977 г. № 2769 срок введения установлен

Настоящий стандарт устанавливает применяемые в науке, технике и производстве термины, определения и обозначения величин, относящихся к геометрическим характеристикам самолета и его элементов, используемые в исследованиях по механике полета.

Термины, установленные настоящим стандартом, обязательны для применения в документации всех видов, технической, учебной и справочной литературе.

Для каждого понятия установлен один стандартизованный термин. Применение терминов-синонимов стандартизованного термина запрещается.

В случаях, когда существенные признаки понятия содержатся в самом термине, определение не приведено и в графе «Определение» поставлен прочерк.

Стандартизованные термины набраны полужирным шрифтом.

В справочном приложении приведены пояснения к стандартизованным терминам.

Плоскость O _R X_R Y_R базовой системы координат самолета, относительно которой большинство элементов самолета расположено симметрично слева и справа

2. Базовая точка самолета

Точка, расположенная в базовой плоскости самолета и выбираемая в соответствии с задачей

3. Базовая ось самолета

Прямая, расположенная в базовой плоскости самолета, проходящая через базовую точку самолета и направленная вперед

4. Базовая система координат самолета

Правая прямоугольная система координат, фиксированная относительно самолета, с началом в базовой точке самолета и с базовой осью самолета O_R X_R. Ось O _r Y _r направлена вверх, а ось O _r Z _r дополняет систему

5. Положение связанной системы координат относительно базовой системы координат самолета

Совокупность геометрических величин (обычно две координаты и один угол), определяющих положение связанной системы координат относительно базовой системы координат самолета

6. Угол наклона продольной оси относительно базовой системы координат самолета

Угол, на который потребовалось бы повернуть базовую ось самолета вокруг оси O _r Z _r , чтобы она стала параллельна продольной оси связанной системы при условии, что плоскость OXY связанной системы координат параллельна базовой плоскости самолета

7. Базовая точка элемента

Точка, фиксированная относительно элемента и выбираемая в соответствии с задачей

8. Базовая ось элемента

Прямая, фиксированная относительно элемента, проходящая через его базовую точку и обычно направленная вперед

9. Базовая система координат элемента

Прямоугольная правая система координат, фиксированная относительно элемента, с началом в базовой точке элемента и с базовой осью элемента, обычно выбираемая так, что ось O_i Y_i направлена вверх, а ось O_i Z _i дополняет систему.

Примечание . Числовой или буквенный индекс i обозначает рассматриваемый элемент

10. Положение одного элемента относительно другого

Совокупность значений геометрических величин (три координаты и три направляющих угла), определяющих положения базовой системы координат одного элемента относительно базовой системы координат другого элемента

11. Положение элемента относительно базовой системы координат самолета

Совокупность значений геометрических величин (три координаты и три направляющих угла), определяющих положение базовой системы координат элемента относительно базовой системы координат самолета

12. Геометрическое состояние самолета

Совокупность значений геометрических величин, характеризующих относительные положения основных частей самолета и его элементов

ГАБАРИТНЫЕ РАЗМЕРЫ САМОЛЕТА

13. Габаритная длина самолета

Расстояние между двумя плоскостями, параллельными плоскости O _r Y _r Z _r базовой системы координат самолета и касающимися его поверхности, но не пересекающими ее

14. Габаритная ширина самолета

Расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета O _r X _r Y _r и касающимися его поверхности, но не пересекающими ее

15. Габаритная высота самолета

Расстояние между двумя плоскостями, параллельными плоскости O _r X _r Z _r базовой системы координат самолета и касающимися его поверхности, но не пересекающими ее

16. Габаритная длина самолета на земле

Расстояние между двумя плоскостями, перпендикулярными земной поверхности, параллельными оси O _r Z _r базовой системы координат самолета и касающимися его поверхности, но не пересекающими ее

17. Габаритная ширина самолета на земле

Расстояние между двумя плоскостями, перпендикулярными поверхности земли, параллельными оси O _r X _r базовой системы координат самолета и касающимися его поверхности, но пересекающими ее

18. Габаритная высота самолета на земле

Расстояние между земной поверхностью и плоскостью, параллельной ей, касающейся поверхности самолета, но не пересекающей ее

ПРЕДЕЛЬНЫЕ УГЛЫ САМОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ

Абсолютное значение угла между базовой осью самолета и плоскостью земли, когда основные колеса и часть самолета, расположенная позади основных стоек шасси, касаются плоской земной поверхности, а действующие на них силы реакции равны нулю и при этом ось O _r Z _r параллельна плоскости земли

20. Предельный угол по крену на земле

Абсолютные значения угла между осью O _r Z _r базовой системы координат и плоскостью земли, когда либо правое (правые) колесо (колеса) основных тележек шасси и часть самолета, расположенная дальше правого (правых) колеса (колес) шасси от продольной оси, либо соответственно левое (левые) колесо (колеса) и т.д. касаются плоскости земли, а действующие на них силы реакции равны нулю

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ФЮЗЕЛЯЖА

Базовая система координат главного элемента фюзеляжа

Ось O_ф X_ф системы координат фюзеляжа

23. Базовая плоскость фюзеляжа

Совокупность геометрических величин, определяющих положение фюзеляжа относительно базовой системы координат самолета

25. Базовый угол фюзеляжа

Угол, на который потребовалось бы повернуть базовую ось самолета вокруг оси O _r Z _r , чтобы она оказалась параллельной оси фюзеляжа при условии, что ось O_ф Z _ф системы координат фюзеляжа параллельна оси O _r Z _r базовой системы координат самолета

Расстояние между двумя плоскостями, перпендикулярными оси фюзеляжа, касающимися его поверхности, но не пересекающими ее

Наибольшая площадь сечения фюзеляжа плоскостью, перпендикулярной оси фюзеляжа О_ф Х_ф

28. Максимальный эквивалентный диаметр фюзеляжа

Диаметр круга, площадь которого равна площади миделевого сечения фюзеляжа

Отношение длины фюзеляжа к максимальному эквивалентному диаметру фюзеляжа

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА

30. Система координат крыла

Базовая система координат главного элемента крыла

31. Плоскость симметрии крыла

Плоскость системы координат крыла, относительно которой контур крыла располагается симметрично справа и слева

32. Базовая плоскость крыла

Плоскость, содержащая центральную хорду крыла и перпендикулярная базовой плоскости самолета

Расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и касающимися концов крыла

Местное сечение крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета

35. Местная хорда крыла

Отрезок прямой, соединяющий точки пересечения передней и задней кромок крыла плоскостью, содержащей профиль крыла

36. Длина местной хорды крыла

37. Центральная хорда крыла

Местная хорда крыла в базовой плоскости самолета

38. Длина центральной хорды крыла

Длина отрезка прямой между точками пересечения передней и задней кромок крыла базовой плоскостью самолета

Отношение длины центральной хорды крыла к длине концевой хорды крыла

40. Точка п процентов хорды

Точка местной хорды крыла, находящаяся на расстоянии n процентов длины местной хорды крыла от его передней кромки

41. Линия n процентов хорд

Линия, соединяющая точки n процентов хорд от центральной до концевой хорды крыла

42. Поверхность хорд крыла

Поверхность, обычно криволинейная, образованная местными хордами крыла

Площадь проекции крыла на базовую плоскость крыла (черт. 1, 2)

Отрезок, параллельный базовой плоскости самолета, длина которого определяется из соотношения

где

z₁, z₂ — координаты по оси O _r Z _r плоскостей, определяющих размах крыла;

b ‘ (z) — длина проекции местной хорды на базовую плоскость

45. Координаты носка средней аэродинамической хорды САХ

Координаты, вычисляемые по формулам:

Отношение квадрата размаха крыла к площади крыла

47. Длина концевой хорды крыла

Длина отрезка, замыкающего контур крыла на его конце

48. Местный угол крутки крыла

Угол между местной хордой крыла и базовой плоскостью крыла

49. Местный угол стреловидности крыла по линии n процентов хорд

Угол между касательной к линии n процентов хорд в рассматриваемой точке Р и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде крыла (черт. 3).

Примечание. Крыло, передние и задние кромки которого прямолинейны, и проекция крыла на базовую плоскость образует две трапеции с общим основанием, называется трапециевидным.

Для трапециевидного крыла в терминах 49 — 53 слово «местный» может быть опущено

50. Местный угол стреловидности крыла

Местный угол стреловидности крыла по линии n процентов для линии 1 /₄ хорд

Местный угол стреловидности крыла по линии n процентов хорд при n = 0

52. Местный угол стреловидности крыла по задней кромке

Местный угол стреловидности крыла по линии я процентов хорд при n = 100 %

53. Местный угол поперечного V крыла

Угол между проекцией на плоскость, перпендикулярную линии центральной хорды крыла, касательной к линии 1 /₄ хорд в рассматриваемой точке Р, и базовой плоскостью крыла

54. Угол установки крыла

Угол между центральной хордой крыла и базовой осью самолета

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРЕДКРЫЛКА

Сумма размахов всех секций предкрылка

56. Местная хорда предкрылка

Отрезок прямой, соединяющий точки пересечения передней и задней кромок предкрылка плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета

57. Длина местной хорды предкрылка

Площадь проекции всех секций предкрылка на базовую плоскость О_кр X_кр Z_кр крыла

59. Относительная площадь предкрылка

Отношение площади предкрылка к площади крыла:

60. Угол отклонения предкрылка

Угол, характеризующий поворот базовой системы координат предкрылка при его отклонении

Отношение квадрата размаха предкрылка к его площади

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЗАКРЫЛКА

Сумма размахов всех секций закрылка

63. Местная хорда закрылка

Отрезок прямой, соединяющий точки пересечения передней и задней кромок закрылка плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета

64. Длина местной хорды закрылка

Площадь проекций всех секций закрылка на базовую плоскость крыла

Отношение площади закрылка к площади крыла:

67. Угол отклонения закрылка

Угол между хордой закрылка в отклоненном состоянии и хордой закрылка в неотклоненном состоянии

Отношение квадрата размаха закрылка к его площади

69. Угол стреловидности оси вращения поворотного закрылка

Угол между осью вращения поворотного закрылка и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде крыла

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЭЛЕРОНОВ (ЭЛЕВОНОВ)

70. Размах элеронов (элевонов)

Сумма размахов всех секций элеронов (элевонов)

71. Местная хорда элерона (элевона)

Отрезок прямой, соединяющий точки пересечения передней и задней кромок элерона (элевона) плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета

72. Длина местной хорды элерона (элевона)

73. Площадь элеронов (элевонов)

Площадь проекций всех секций элеронов (элевонов) на базовую плоскость крыла

74. Относительная площадь элеронов (элевонов)

Отношение площади элеронов (элевонов) к площади крыла

или

75. Угол отклонения элерона (элевона)

Угол между хордой элерона (элевона) в отклоненном положении и его хордой в неотклоненном положении, измеряемый в плоскости, перпендикулярной к оси вращения элерона (элевона)

76. Удлинение элеронов (элевонов)

Отношение квадрата размаха элеронов (элевонов) к площади элеронов (элевонов)

77. Угол стреловидности оси вращения элерона (элевона)

Угол между осью вращения элерона (элевона) и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде крыла

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

Площадь проекции части горизонтального оперения, омываемой потоком, на базовую плоскость горизонтального оперения, определяемая при неотклоненных подвижных поверхностях оперения (черт. 4).

79. Относительная площадь горизонтального оперения

Отношение площади горизонтального оперения (черт. 5) к площади крыла:

80. Средняя аэродинамическая хорда горизонтального оперения

Хорда, длина которой определяется из соотношения

где b_г.о ( z_г.о) — длина проекции местной хорды горизонтального оперения на его базовую плоскость; z₁ — координата корневой хорды, (черт. 4);

l_г.о — размах горизонтального оперения;

S_г.о — площадь горизонтального оперения

81. Плечо горизонтального оперения

Длина проекции на продольную ось самолета отрезка, соединяющего заданную точку на САХ крыла (обычно в диапазоне центровок самолета) с точкой, лежащей на 1 /₄ САХ горизонтального оперения

82. Площадь руля высоты

Площадь проекции руля высоты на базовую плоскость горизонтального оперения

83. Относительная площадь руля высоты

Отношение площади руля высоты к площади горизонтального оперения:

84. Угол отклонения стабилизатора

Угол между хордой стабилизатора в отклоненном положении и его хордой в неотклоненном положении, измеряемый в плоскости, перпендикулярной к оси вращения

Угол отклонения стабилизатора, измеряемый в плоскости, параллельной базовой плоскости самолета

Угол между хордой руля высоты в отклоненном положении и хордой руля высоты в неотклоненном положении, измеряемый в плоскости, перпендикулярной к оси вращения руля высоты

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

Базовая система координат главного элемента вертикального оперения

88. Базовая плоскость вертикального оперения

Плоскость O_в.о X_в.о Y_в.о системы координат вертикального оперения

89. Площадь вертикального оперения

Площадь проекции вертикального оперения на базовую плоскость вертикального оперения, определяемая при неотклоненных подвижных плоскостях (черт. 6)

90. Средняя аэродинамическая хорда вертикального оперения

Отрезок, длину которого вычисляют по формуле

где — длина проекции местной хорды на базовую плоскость вертикального оперения (черт. 6);

y₁ — координата корневой хорды, выбираемой, как правило, из условия равенства площадей S₁ и S₂;

у₂ — координата наивысшей оконечности вертикального оперения

91. Плечо вертикального оперения

Длина проекции на продольную ось самолета отрезка, соединяющего заданную точку на САХ крыла (обычно в диапазоне центровок самолета) с точкой, лежащей на линии 1 /₄ САХ вертикального оперения

92. Относительная площадь вертикального оперения

Отношение площади вертикального оперения к площади крыла:

93. Площадь руля направления

Площадь проекции руля направления на базовую плоскость вертикального оперения

94. Относительная площадь руля направления

Отношение площади руля направления к площади вертикального оперения

Угол стреловидности вертикального оперения по линии 1 /₄ хорд (черт. 7).

96. Угол стреловидности вертикального оперения по передней кромке

Угол стреловидности вертикального оперения по линии передней кромки вертикального оперения (черт. 7)

97. Угол отклонения руля направления

Угол между хордой руля направления в отклоненном состоянии и хордой руля направления в неотклоненном состоянии, измеряемый в плоскости, перпендикулярной к оси вращения руля направления

1 — фюзеляж; 2 — полукрыло

1 — фюзеляж; 2 — наплыв; 3 — полукрыло

Примечание. Если наплыв не считается частью крыла, S = 2S₁. Если наплыв считается частью крыла, S = S( S₁ + S₂).

Местные углы стреловидности χ _n , поперечного V крыла Ψ _n и угла крутки φ_кр

1 — плоскость QRST, перпендикулярная центральной хорде крыла;
2 — плоскость PRS, параллельная базовой плоскости крыла;
3 — базовая плоскость самолета; 4 — местная хорда крыла; 5 — линия n процентов хорд крыла;
6 — линия PR, параллельная центральной хорде крыла

1 — габаритная площадь (S_г.о_габ); 2 — фюзеляж

АЛФАВИТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ ТЕРМИНОВ

Высота самолета габаритная

Высота самолета габаритная на земле

Диаметр фюзеляжа эквивалентный максимальный

Длина концевой хорды крыла

Длина местной хорды крыла

Длина местной хорды закрылка

Длина местной хорды предкрылка

Длина местной хорды элерона (элевона)

Длина самолета габаритная

Длина самолета габаритная на земле

Для центральной хорды крыла

Координаты носка средней аэродинамической хорды САХ

Линия п процентов хорды

Ось самолета базовая

Ось элемента базовая

Плоскость вертикального оперения базовая

Плоскость крыла базовая

Плоскость самолета базовая

Плоскость симметрии крыла

Плоскость фюзеляжа базовая

Площадь вертикального оперения

Площадь вертикального оперения относительная

Площадь горизонтального оперения

Площадь горизонтального оперения относительная

Площадь закрылка относительная

Площадь миделевого сечения фюзеляжа

Площадь предкрылка относительная

Площадь руля высоты

Площадь руля высоты относительная

Площадь руля направления

Площадь руля направления относительная

Площадь элеронов (элевонов)

Площадь элеронов (элевонов) относительная

Плечо вертикального оперения

Плечо горизонтального оперения

Поверхность хорд крыла

Положение одного элемента относительно другого

Положение связанной системы координат относительно базовой системы координат самолета

Положение элемента относительно базовой системы координат самолета

Размах элеронов (элевонов)

Система координат вертикального оперения

Система координат крыла

Система координат самолета базовая

Система координат фюзеляжа

Система координат элемента базовая

Состояние самолета геометрическое

Точка n процентов хорды

Точка самолета базовая

Точка элемента базовая

Угол крутки крыла местный

Угол наклона продольной оси относительно базовой системы координат самолета

Угол отклонения закрылка

Угол отклонения предкрылка

Угол отклонения руля высоты

Угол отклонения руля направления

Угол отклонения стабилизатора

Угол отклонения стабилизатора по потоку

Угол отклонения элерона (элевона)

Угол по крену на земле предельный

Угол по тангажу на земле предельный

Угол поперечного V крыла местный

Угол стреловидности вертикального оперения

Угол стреловидности вертикального оперения по передней кромке

Угол стреловидности крыла местный

Угол стреловидности крыла местный по задней кромке

Угол стреловидности крыла местный по передней кромке

Угол стреловидности крыла по линии n процентов хорд

Угол стреловидности оси вращения поворотного закрылка

Угол стреловидности оси вращения элерона (элевона)

Угол установки крыла

Угол фюзеляжа базовый

Удлинение элеронов (элевонов)

Хорда вертикального оперения аэродинамическая средняя

Хорда горизонтального оперения аэродинамическая средняя

Хорда закрылка местная

Хорда крыла аэродинамическая средняя

Хорда крыла местная

Хорда крыла центральная

Хорда предкрылка местная

Хорда элерона (элевона) местная

Ширина самолета габаритная

Ширина самолета габаритная на земле

Видео:Расчёт и построение аэродинамических профилей на примере профиля N.A.C.A.Скачать

ПРИЛОЖЕНИЕ

ПОЯСНЕНИЯ К СТАНДАРТИЗОВАННЫМ ТЕРМИНАМ

К термину «Базовая плоскость самолета» (п. 1).

Самолет принимается состоящим из отдельных элементов. Эти элементы объединяются в группы, образующие «основные части самолета», например, фюзеляж, крыло и т.д. Основная часть обычно состоит из одного главного элемента и других элементов.

Для главного элемента — фюзеляжа признаки «передний», «правый» и «верхний» имеют общепринятый смысл. Для любого другого элемента они определяются с учетом общей ориентации элемента относительно фюзеляжа и не зависят от направления движения самолета, его положения относительно земли или от положения летчика на самолете. Это дает возможность каждый элемент связать с базовой системой координат самолета.

К термину «Базовая точка самолета» (п. 2).

В качестве базовой точки самолета может быть выбран, например, «центр масс самолета».

К термину «Базовая система координат самолета» (п. 4).

Базовая система координат самолета не обязательно совпадает со связанной системой координат по ГОСТ 20058-80, но обычно совпадает с системой координат фюзеляжа.

К термину «Угол наклона продольной оси относительно базовой системы координат самолета» (п. 6).

Угол наклона продольной оси относительно базовой системы координат самолета следует считать положительным, когда поворот базовой оси самолета вокруг оси O _r Z _r производится в направлении по часовой стрелке, если смотреть вдоль положительного направления оси координат, относительно которой осуществляется вращение.

К терминам «Базовая точка элемента», «Базовая ось элемента» и «Базовая система координат элемента» (пп. 7 — 9).

Эти термины могут также применяться в качестве характеристик основных частей самолета, например, базовая точка, базовая ось и базовая система координат главного элемента основной части.

К терминам «Предельный угол по тангажу на земле» и «Предельный угол по крену на земле» (пп. 19 — 20).

Предельные углы по тангажу и по крену на земле характеризуют крайние угловые положения, которые самолет может занимать на плоскости земли. Здесь рассматривается случай отрыва самолета на взлете, когда силы реакции в точках опоры равны нулю.

Аналогично могут быть определены предельные углы в других случаях, например, при стоянке, при посадке и т.д. В этих случаях необходимо употреблять термин с добавлением соответствующего пояснения, например, предельный угол тангажа на земле при полном обжатии стоек шасси.

К термину «Система координат фюзеляжа» (п. 21).

Если фюзеляж имеет одну плоскость симметрии, параллельную базовой плоскости самолета, оси O _ф X _ф и O _ф Y _ф расположены в этой плоскости симметрии.

Если фюзеляж имеет две плоскости симметрии в направлении носовая часть — хвостовая часть и одна из них параллельна базовой плоскости самолета, то ось располагается по линии пересечения этих плоскостей симметрии, а ось O _ф Y _ф параллельна базовой плоскости самолета.

В частности, если фюзеляж представляет собой тело вращения, то ось O _ф X _ф располагается по оси вращения.

Обычно система координат фюзеляжа совпадает с базовой системой координат самолета.

К термину «Положение фюзеляжа» (п. 24).

Если система координат фюзеляжа совпадает с базовой системой координат самолета, все шесть величин, определяющих положение фюзеляжа, равны нулю.

К термину «Базовый угол фюзеляжа» (п. 25).

Базовый угол фюзеляжа следует считать положительным, если поворот совершается в направлении положительного вращения.

Если система координат фюзеляжа совпадает с базовой системой координат самолета, то базовый угол фюзеляжа равен нулю.

К термину «Система координат крыла» (п. 30).

При определении основной части самолета, называемой «крыло», необходимо перечислить составляющие ее элементы, указать, считаются ли частью крыла расположенные на нем наплывы, элементы сопряжения крыла с фюзеляжем, гондолы двигателей, топливные баки и т.д.

Крыло обычно является закрученной поверхностью, ограниченной непрерывной и замкнутой линией, называемой «контуром». Контур включает линии на поверхности крыла, называемые передней кромкой крыла и задней кромкой крыла. Если эти линии прерываются, условие непрерывности удовлетворяется условно выбранным дополнением линий передней и задней кромок крыла там, где крыло пересекает элементы, не являющиеся элементами крыла, например, фюзеляж, гондолы. Способ дополнения должен быть указан.

Если эти линии не соединяются у концов крыла, то контур крыла на каждом его конце замыкается соответственно выбранными отрезками прямых, лежащими в плоскостях, параллельных базовой плоскости самолета, и называемыми концевыми хордами крыла.

Если несущих поверхностей больше, чем одна, то может быть определено несколько основных частей, например, верхнее или нижнее крыло, или переднее или заднее крыло. Определения относятся к заданному геометрическому состоянию крыла.

Если рассматривается несколько геометрических состояний и в соответствии с этим изменяются некоторые геометрические величины, как, например, у самолета с крылом изменяемой в полете стреловидности, то за базовые значения рекомендуется выбирать значения геометрических величин, определяемые одним геометрическим состоянием крыла, которое должно быть указано.

К термину «Плоскость симметрии крыла» (п. 31).

Плоскость симметрии крыла обычно совпадает с базовой плоскостью фюзеляжа, которая в свою очередь совпадает с базовой плоскостью самолета.

Ось крыла О_крХ_Кр совпадает с центральной хордой, а начало системы координат обычно располагается в передней точке этой хорды.

К термину «Профиль крыла» (п. 34).

Для изолированного крыла или полукрыла в качестве секущей плоскости можно принимать любую удобную для задачи плоскость.

К термину «Средняя аэродинамическая хорда крыла» (п. 44).

Положение средней аэродинамической хорды определяется в базовой системе координат самолета координатами ее носка. Аналогичное определение может быть дано с использованием местных хорд крыла, а не их проекций.

К термину «Координаты носка средней аэродинамической хорды» (п. 45).

При определении положения координаты центра масс, аэродинамических фокусов, точек нейтральности по ГОСТ 20058-80 по отношению к САХ за положительное принимают направление от передней к задней точке САХ.

К термину «Местный угол крутки крыла» (п. 48).

Местный угол крутки крыла следует считать положительным, когда передняя точка хорды по отношению к базовой плоскости крыла находится выше задней точки этой хорды.

К термину «Местный угол стреловидности крыла по линии n процентов хорд» (п. 49).

Местный угол стреловидности крыла по линии n процентов хорд следует считать положительным, если точка Т пересечения касательной с базовой плоскостью самолета находится впереди точки Р (черт. 3).

К термину «Местный угол поперечного V крыла» (п. 53).

Местный угол поперечного V крыла следует считать положительным, если точка Т пересечения касательной базовой плоскостью самолета лежит ниже точки Р (черт. 3).

В зависимости от задачи могут быть рассмотрены углы поперечного V крыла и для линии n % хорд.

К термину «Угол установки крыла» (п. 54).

Угол установки крыла следует считать положительным, когда передняя точка центральной хорды крыла расположена выше задней точки.

К термину «Размах предкрылка» (п. 55).

За размах каждой секции принимают расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и касающимися концов секции.

К термину «Угол отклонения предкрылка» (п. 60).

Угол отклонения предкрылка следует считать положительным, если точки передней кромки предкрылка в отклоненном положении располагаются ниже соответствующих точек предкрылка в неотклоненном положении.

К термину «Размах закрылка» (п. 62).

За размах каждой секции принимается расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и касающимися концов секции.

К термину «Угол отклонения закрылка» (п. 67).

Угол отклонения закрылка следует считать положительным, если задняя кромка отклонена вниз.

К термину «Угол стреловидности оси вращения поворотного закрылка» (п. 69).

Угол стреловидности оси вращения поворотного закрылка следует считать положительным, если точки оси вращения закрылка, расположенные ближе к плоскости симметрии крыла, занимают более переднее положение, чем точки, расположенные на большем удалении от нее.

К термину «Размах элеронов (элевонов)» (п. 70).

За размах каждой секции элеронов (элевонов) следует принимать расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и касающимися концов секции.

К термину «Угол отклонения элерона (элевона)» (п. 75).

Угол отклонения элерона (элевона) следует считать положительным, если задние кромки элерона (элевона) отклонены вниз.

К термину «Угол стреловидности оси вращения элерона (элевона)» (п. 77).

Угол стреловидности оси вращения элерона (элевона) следует считать положительным, если точки оси вращения элерона (элевона), расположенные ближе к плоскости симметрии крыла занимают более переднее положение, чем точки, расположенные на большем удалении от нее.

К термину «Площадь горизонтального оперения» (п. 78).

При определении основной части самолета, называемой «оперение», необходимо перечислить составляющие его элементы, указать, считаются ли частью оперения расположенные на нем внешние контуры двигателей, элементы сопряжения с фюзеляжем, надстройки, контейнеры для парашюта и т. д. и определить «контур оперения» по аналогии с «контуром крыла».

Для определений могут быть введены основные понятия, аналогичные употребляемым для крыла, и использованы соответствующие обозначения с добавлением индекса «г.о.».

Термины 78 — 86 могут относиться к различным типам горизонтального оперения: неподвижному стабилизатору и рулю высоты, подвижному стабилизатору и рулю высоты, полностью поворотному стабилизатору.

Кроме омываемой площади горизонтального оперения в некоторых случаях пользуются «габаритной» площадью горизонтального оперения S _г. _o _габ , за которую принимают площадь горизонтального оперения с подфюзеляжной частью (черт. 5).

К термину «Относительная площадь горизонтального оперения» (п. 79).

Аналогично определяется «относительная габаритная площадь горизонтального оперения» как отношение габаритной площади горизонтального оперения (черт. 5) к площади крыла

К термину «Угол отклонения руля высоты» (п. 86).

Угол отклонения руля высоты следует считать положительным, если задняя кромка руля высоты отклонена вниз.

К термину «Система координат вертикального оперения» (п. 87).

Рассматривается одна вертикальная поверхность, которая может состоять из двух аэродинамических поверхностей: одна сверху, а другая снизу фюзеляжа.

Термины 87 — 97 могут относиться к различным типам вертикального оперения: неподвижному килю и рулю направления, подвижному килю и рулю направления, полностью поворотному килю.

К термину «Угол отклонения руля направления» (п. 97).

Угол отклонения руля направления следует считать положительным, когда задняя кромка руля отклоняется вправо при наблюдении сверху.

Видео:Фюзеляж самолетаСкачать

Геометрические параметры несущих частей самолета (фюзеляжа)

Очевидно, что для фюзеляжа как части самолета, не создающей в традиционной компоновке подъемной силы, оптимальной с точки зрения аэродинамики будет форма удобообтекаемого тела минимального лобового сопротивления, подобного изображенному

Рис. 7.9. Формы фюзеляжей самолетов: а — Ту-144; б — Ту-104; и — Як-18; г — Ан-14; д — SN-600(Франция); е — Mini Guppy (США); з — ДС-3 (США); и — Argosy (Англия); к — «Илья Муромец»

на рис. 5.11,г. Обратите внимание на формы фюзеляжей самолетов, показанных на рис. 7.9 (масштабы самолетов — разные). Видно, что они сильно отличаются от аэродинамически целесообразных. Некоторые причины этого рассмотрены в разделе 7.5. Фюзеляж по длине условно делят на три основные части: носовую (переднюю, головную); цилиндрическую (центральную); кормовую (хвостовую, донную). На рис. 7.10 им соответствуют обозначения: l_н — длина носовой части, l_ц — цилиндрической, l_к — кормовой.
Геометрия фюзеляжа строится относительно условно выбранной базовой линии, которую называют строительной горизонталью фюзеляжа (СГФ).
В качестве параметра, устанавливающего некоторое (неполное) подобие фюзеляжей, принимают удлинение фюзеляжа:

Здесь λ_н, λ_ц, λ_к — соответственно удлинение носовой, цилиндрической и кормовой частей фюзеляжа, определяемое соотношениями λ_i=l_iф/d э _ф; d э _ф —

Рис. 7.10 К поячнению основных геометрических параметров фюзеляжа

эквивалентный диаметр фюзеляжа, определяемый как диаметр круга, площадь которого равна площади S_м.ф миделевого сечения фюзеляжа:

Для современных околозвуковых самолетов (с крейсерскими скоростями, соответствующими М=0,8¸0,9) λ_ф=8¸13 (λ_н = 1,7¸2,5; λ_к = 3¸4); для сверхзвуковых самолетов λ_ф = 10¸22 (λ_н = 4¸6; λ_к=5¸7).
Отметим, что деление на несущие и ненесущие части правомерно только для традиционных аэродинамических компоновок самолета и весьма условно для перспективных аэродинамических компоновок со специально профилированным, «несущим» корпусом (фюзеляжем) — так называемых «интегральных» аэродинамических схем. 7.2. Полетная конфигурация самолета

В установившемся горизонтальном полете подъемная сила Y уравновешивает силу тяжести G и сумма моментов всех сил (ΣM = 0) относительно центра масс (ц. м.) равна нулю. Однако с изменением скорости полета меняется положение центра давления (ц. д.) крыла, в котором приложена подъемная сила Y_кр . Выгорание топлива в процессе полета, перемещение пассажиров в кабине приводят к смещению ц. м. При положении ц. д. позади ц. м (рис. 7.11) относительно ц. м. (оси самолета 0Z) создается пикирующий момент (M_z), момент на пикирование (от франц. piquer (une tкte) — падать вниз головой).


Рис. 7.11. К образованию пикирующего момента	Рис. 7.12. К образованию кабрирующего момента

В случае, показанном на рис. 7.12, создается кабрирующий момент (M_z > 0), момент на кабрирование (франц. cabrage, от cabrer, букв. — поднять на дыбы). Для моментов сил относительно оси самолета 0Z принято правило знаков: положительный момент +Mz стремится поднять нос самолета вверх, отрицательный момент —Mz — опустить нос самолета.


Рис. 7.13. Горизонтальное оперение	Рис. 7.14. Цельноповоротное горизонтальное оперение

Обеспечить продольную балансировку (балансировку по тангажу) самолета (M_z = 0) можно за счет горизонтального оперения (г.о.) — дополнительных горизонтально расположенных несущих поверхностей, разместив их на определенном расстоянии от ц. м. На г.о. создается сила, парирующая момент M_z, возникающий при взаимном смещении ц. м. и ц. д. или при изменении значений сил Y_кр и G. Конструктивно горизонтальное оперение (рис. 7.13) может быть выполнено в виде неподвижно закрепленного на фюзеляже 1 стабилизатора 2, концевую часть которого — руль высоты 3 летчик может поворачивать относительно оси 4, меняя таким образом силу на горизонтальном оперении Y_г.о.за счет изменения кривизны его профиля.
Другой возможной конструктивной реализацией г.о. (рис. 7.14) является цельноповоротное горизонтальное оперение (ц.п.г.о.) — несущая поверхность 2, которая может поворачиваться относительно фюзеляжа 3 вокруг оси 1.
В этом случае Y_г.о. изменяется за счет изменения угла атаки г.о.

7.2.1. Аэродинамические схемы. Продольная балансировка,
устойчивость и управляемость самолета

Аэродинамическая схема самолета, у которого продольная балансировка обеспечивается г.о., расположенным за крылом, называется нормальной или «классической» схемой (рис. 7.15).
Пикирующий момент крыла (—M_z_кр) парируется кабрирующим моментом (+M_z_г.о ), создаваемым подъемной силой горизонтального оперения Y_г.о.


Рис. 7.15. Балансировка самолета нормальной схемы	Рис. 7.16. Балансировка самолета схемы «Утка»

«Утка» (рис. 7.16) — схема самолета, у которого продольная балансировка обеспечивается г.о., расположенным перед крылом.
Возможна также продольная балансировка самолета по схеме «бесхвостка» (рис. 7.17) без горизонтального оперения за счет отклонения элевонов, расположенных на крыле.
Схема сил при балансировке «бесхвостки» за счет подъемной силы элевонов Y_эл представлена на рис. 7.18.


Рис. 7.17. Элевоны на самолете схемы «бесхвостка»	Рис. 7.18. Балансировка самолетов схемы «бесхвостка»

Все первые самолеты, созданные в России и Советском Союзе, начиная с самолета И.И. Сикорского «Илья Муромец», были построены по «нормальной» схеме; самолет братьев Райт был построен по схеме «утка». Впервые в нашей стране самолет по схеме «бесхвостка» создал Б.И. Черановский (БИЧ-3). Фюзеляж этого самолета практически вписывался в крыло толстого профиля.
Схема «бесхвостка», не имеющая явно выраженного фюзеляжа, называется «летающим крылом» ;. Классификация самолетов по различным аэродинамическим схемам (по способу обеспечения продольной балансировки) представлена на рис. 7.19.

Рис. 7.19. Классификация самолетов по аэродинамическим схемам

Здесь и далее на рисунках вопросительный знак означает, что представленные примеры не исчерпывают весь спектр возможных технических решений, которые уже найдены или будут найдены проектировщиками.
Выбор схемы — один из сложнейших вопросов при проектировании. Самолет Ту-144 в крейсерском полете (см. рис. 7.8) — «бесхвостка», на режимах взлета и посадки (см. рис. 20.35) — «утка», самолет «Ш-Тандем» («Тандем-МАИ») (см. рис. 19.27) имел два крыла, расположенные тандемом. Таким образом, при проектировании самолета в зависимости от стоящих перед ним задач могут комбинироваться известные и появляться новые схемы, обеспечивающие необходимую устойчивость и управляемость самолета в полете.
Устойчивость — способность самолета противостоять внешним силам, стремящимся отклонить его от заданного (установившегося) режима полета.
Устойчивый самолет самостоятельно, без участия летчика, сохраняет заданный (установившийся) режим полета и за конечный промежуток времени возвращается к исходному режиму после непроизвольного отклонения от него под действием кратковременных малых внешних возмущений (например, порыва ветра, восходящего потока воздуха, случайного перебоя в работе двигателя или отклонения рулевой поверхности и т. п.).
При изменении полетных углов атаки (так же, как и при изменении скорости полета) происходит значительное изменение положения центра давления крыла и горизонтального оперения.
Следовательно, изменяются моменты аэродинамических сил, действующих на самолет.
При оценке дополнительных моментов относительно оси 0Z, возникающих на самолете при изменении угла атаки, в методическом плане более удобным, чем понятие «центр давления», является понятие «аэродинамический фокус самолета» (или крыла, если рассматривается изолированное крыло).
Можно считать, что при изменении угла атаки Δα положение ц. д. не изменяется, а приращение подъемной силы ΔY приложено в некоторой точке, выбранной таким образом, что получающееся за счет смещения ц. д. изменение момента самолета ΔM_z соответствует реально происходящему.
Точка приложения приращения подъемной силы при изменении угла атаки называется аэродинамическим фокусом.
Положение аэродинамического фокуса относительно носка средней аэродинамической хорды крыла можно записать в виде относительной величины (в долях CAX) x_F = x_F/b_А.
Положение центра масс самолета (совпадающее с положением центра x_T приложения силы тяжести) относительно носка CAX крыла в относительных величинах x_ц.м. = x_T = x_ц.м/b_А называется центровкой самолета. Центровку, как и положение фокуса, часто выражают в процентах CAX. Так, выражение «центровка самолета 20%» означает, что расстояние от центра масс самолета до носка САХ составляет 20% длины САХ.
Продольная устойчивость (устойчивость по тангажу) обеспечивается определенным положением фокуса самолета относительно центра масс.

Рис. 7.20. К объяснению продольной устойчивости самолета Начало формы Конец формы

Если фокус самолета расположен за центром масс, то, например, при увеличении угла атаки +Δα за счет вертикального порыва ветра возникает приращение подъемной силы +ΔY (рис. 7.20,а), которое создаст относительно ц. м. самолета пикирующий момент M_z, под действием которого самолет, вращаясь относительно ц. м. с угловой скоростью ω_z, возвратится к исходному режиму полета.
Схема сил при случайном уменьшении угла атаки приведена на рис. 7.20,б.
При таком взаимном расположении ц. м. и фокуса самолет устойчив по тангажу.
Нетрудно видеть, что если ц. м. находится за фокусом, при действии внешних возмущений самолет не возвращается к исходному положению (самолет неустойчив). Пилотирование неустойчивого самолета возможно только с применением средств автоматического управления.
Таким образом, взаимное положение центра масс ( x_ц.м. = x_T ) и фокуса ( x_F ) определяет знак и величину момента M_z, возникающего при действии возмущений и, следовательно, степень устойчивости самолета.
В инженерных расчетах принято выражать аэродинамический момент, действующий на самолет, формулой

где	q	—	скоростной напор (q=ρV²/2) ;
S	—	площадь крыла;
b_A	—	длина САХ крыла;
m	—	безразмерный коэффициент момента, зависящий от компоновки, геометрических параметров и числа M полета самолета.

Продольная устойчивость самолета оценивается производной коэффициента продольного (относительно оси 0Z) момента m_z по коэффициенту подъемной силы.
Если для самолета, сбалансированного на угле атаки α_б (M_z = 0; m_z = 0), случайное увеличение угла атаки Δa и, соответственно, коэффициента подъемной силы ΔC_Y вызовет появление момента на пикирование (Δm_z 0 и, соответственно, > 0).Кривая 2 характеризует нейтральный (безразличный) в области балансировочного угла атаки α_б самолет ( = 0), для которого случайное малое изменение угла атаки не вызывает нарушения балансировки.
Таким образом, коэффициент характеризует степень нарастания восстанавливающего (или дестабилизирующего для неустойчивого самолета) аэродинамического момента самолета по мере отклонения его от исходного угла атаки в горизонтальном полете с постоянной скоростью при случайном изменении угла атаки (например, при мгновенном воздействии на самолет вертикального порыва).
Можно показать, что коэффициент , называемый степенью (или запасом) продольной устойчивости, численно равен разности относительных координат ц. м. и фокуса самолета:

= x_ц.м. — x_F.

Выражение «степень продольной устойчивости минус 8%» означает, что ц. м. находится впереди фокуса по полету; расстояние от ц. м. до фокуса составляет 8% длины CAX; = x_ц.м. — x_F = -0,08; самолет устойчив. Выражение «запас продольной устойчивости равен нулю» означает, что положение фокуса совпадает с положением ц. м. и самолет нейтрален в продольном отношении. Положение фокуса определяется аэродинамической компоновкой самолета (взаимным расположением и геометрическими параметрами несущих и ненесущих частей) и при заданной, например, крейсерской скорости полета остается практически неизменным. Положение ц. м. (центровка), таким образом, является основным фактором, определяющим устойчивость самолета. Если ц. м. смещается назад, то расстояние между ним и фокусом уменьшается, уменьшается и степень продольной устойчивости самолета.
«Предельно задняя центровка» определяет минимально допустимый запас устойчивости , при котором возможные возмущающие воздействия на самолет не приводят к недопустимо большим изменениям угла атаки и перегрузки, при которых возможна «раскачка» самолета. Обычно _min = -0,05 ¸ -0,10, т. е. ц. м. находится перед фокусом на расстоянии 5-10% CAX.
«Предельно передняя центровка» характеризует максимальную устойчивость самолета и определяется возможностью сбалансировать самолет на необходимых значениях C_Y при предельно возможных отклонениях руля высоты.
«Разбег центровок» (эксплуатационный диапазон центровок) — разность между предельно задней и предельно передней центровками.
Устойчивость самолета проявляется в динамике движения, т. е. в характере протекания возмущенного движения самолета, обусловленного как воздействием на него внешних факторов (например, турбулентной атмосферы), так и действиями летчика, управляющего самолетом.
На это движение оказывают влияние не только аэродинамические моменты устойчивости, т. е. моменты, обусловленные взаимным положением ц. м. и фокуса, но и моменты, обусловленные вращением самолета относительно ц. м. в процессе возмущенного движения. Это, прежде всего, инерционные моменты, т. е. моменты, обусловленные силами инерции, действующими на каждый агрегат самолета при его вращении относительно ц. м., зависящие от распределения масс агрегатов и грузов по длине самолета.
Это также демпфирующие (от нем.dampfen — заглушать) моменты, обусловленные аэродинамическими силами, возникающими при вращении самолета относительно ц. м. в плотной воздушной среде и препятствующими этому вращению.

Рис. 7.22. Возмущенное движение самолета

Характер протекания по времени t возмущенного движения самолета (например, изменения угла атаки α), выведенного случайным воздействием из исходного равновесного положения А (состояния балансировки) в положение Б в зависимости от степени устойчивости проиллюстрирован рис. 7.22.
Устойчивый самолет (рис. 7.22,а) в процессе затухающего апериодического 1 или затухающего колебательного 2 движения со временем возвращается к исходному состоянию балансировки.
Неустойчивому самолету свойственно (рис. 7.22,б) апериодическое 1 нарастающее отклонение от исходного равновесного положения или незатухающие колебания 2 с возрастающей амплитудой, не обеспечивающие возврат самолета к исходному состоянию балансировки.
Нейтральный самолет (рис. 7.22,в) в возмущенном движении будет совершать незатухающие колебательные движения постоянной амплитуды относительно исходного равновесного положения.
Естественно, что характеристики устойчивости самолета определяют его управляемость.
Управляемость — способность самолета в ответ на действия летчика выполнять любой маневр, предусмотренный условиями летной эксплуатации. Разумеется, надо стремиться к тому, чтобы это происходило наиболее просто, с наименьшими затратами энергии и времени летчика. Управление движением самолета в вертикальной плоскости летчик осуществляет, отклоняя руль высоты (ц.п.г.о.) или элевоны (у «бесхвостки») на определенный угол Δδ. При отклонении руля на угол Δδ на г.о. возникает дополнительная сила Y_г.о., создающая момент ΔM_z относительно ц. м.; самолет, вращаясь относительно ц. м. с угловой скоростью Δω_z, изменит угол атаки на величину Δα, что приведет к изменению ΔY_сам = ΔY_кр + ΔY_г.о. , возникнет приращение перегрузки Δ¯n_y и самолет начнет двигаться по криволинейной траектории в вертикальной плоскости. Таким образом, процесс управления может быть записан алгоритмом:

Δδ ΔY_г.о. ΔM_z Δω_z Δα ΔY_сам Δ¯n_y.

Следовательно, рули высоты и элевоны (в самолете-«бесхвостке») являются не только органами балансировки, но и органами управления самолетом при движении его в вертикальной плоскости.
Естественно, что чем более устойчив самолет, тем труднее вывести его из состояния балансировки, тем, следовательно, хуже его управляемость. И при проектировании самолета необходимо отыскать рациональный компромисс между его устойчивостью и управляемостью.

Рис. 7.23. Изменение запаса продольной устойчивости самолета по скорости полета

Для самолетов, спроектированных для полета на малых дозвуковых скоростях, запас устойчивости , выбранный в процессе проектирования, изменяется весьма незначительно, только в пределах, обусловленных эксплуатационным разбегом центровок, поскольку положение фокуса самолета остается практически неизменным в достаточно широком спектре дозвуковых скоростей полета. В связи с этим незначительно изменяются углы отклонения рулей высоты (ц.п.г.о. или элевонов), необходимые для балансировки самолета на всех режимах полета, и, как следствие, незначительны потери аэродинамического качества самолета на балансировку, которые определяются как уменьшение (по сравнению с максимально возможным) качества самолета за счет увеличения лобового сопротивления, вызванного необходимостью балансировки на неоптимальных углах атаки.
Для самолетов, спроектированных для полета на больших дозвуковых скоростях (M = 0,80¸0,85) обеспечить хорошие характеристики устойчивости и управляемости на всех эксплуатационных режимах полета одними аэродинамическими средствами практически невозможно.
При переходе к сверхзвуковым скоростям полета за счет перераспределения давлений по несущим поверхностям фокус самолета (рис. 7.23) значительно смещается назад, что, с одной стороны, резко увеличивает потери на балансировку, а с другой стороны, приводит к существенному возрастанию степени продольной устойчивости и, как следствие, к заметному ухудшению продольной управляемости при сверхзвуковых скоростях.
Тщательная отработка традиционных схем самолетов, поиск новых, нетрадиционных конфигураций, широкое применение автоматики в системах управления позволяют создавать высокоэффективные самолеты для решения различных сложных задач.