CC BY
317
2006
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Студенческая наука
№ 110
УДК 629.735.015
ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА ВОЗДУШНЫХ СУДОВ НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
К.О. ЧЕРНИГИН, И.А. КУБАКОВ
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
В статье приведен анализ особенностей возникновения срыва потока на крыле и последующего сваливания самолета при полете на больших углах атаки.
Понятие большие углы атаки определяет область их значений, в которой на верхней поверхности крыла возникает и развивается срыв потока, приводящий к качественному изменению поведения и управляемости самолета. Развитие срыва потока приводит к сваливанию, т.е. возникновению непроизвольного движения самолета по крену, тангажу или курсу, которое не парируется малыми отклонениями рулей без уменьшения угла атаки. Обеспечение приемлемого поведения при срыве всегда являлось одним из главных и сложных вопросов компоновки самолетов всех типов.
Срыв не возникает одновременно по всей поверхности крыла, а зарождается сначала на отдельных его участках, распространяясь с увеличением угла атаки. Срыв перераспределяет подъемную силу по размаху и хорде крыла, а также меняется скос потока и скорости в области горизонтального оперения. В результате возникают несбалансированные аэродинамические моменты относительно продольной и поперечной осей, вызывающие изменение угла атаки и кренение самолета. Величина кренящего момента зависит от места возникновения срыва потока, степени неравномерности его развития на левом и правом полукрыле, скорости распространения, а также от режима полета. В свою очередь, возникающее вращение оказывает определенное влияние на процессы развития срыва и восстановления безотрывного обтекания.
В области срывного обтекания, после нарушения линейной зависимости Су = / (а), определяющим явление срыва параметром является не коэффициент подъемной силы, а угол атаки, т.к. при различных углах атаки можно иметь одинаковые коэффициенты подъемной силы, но совершенно разную степень срыва на крыле и существенно различные балансировочные отклонения руля высоты. Кроме того, в области срывного обтекания величина коэффициента подъемной силы и руля высоты заметно зависит от скорости изменения угла атаки. Угол атаки и зона возникновения срыва на крыле в совокупности определяется геометрической компоновкой, набором профилей по размаху, надстройками и перегородками на крыле, скоростью и высотой полета, положением механизации. По положению зоны возникновения срыва по размаху крыла различают корневой, срединный и концевой срыв (рис. 1). Иногда срыв возникает практически одновременно в двух зонах крыла и называется комбинированным. Положение зоны возникновения срыва и быстрота его распространения по крылу при дальнейшем увеличении угла атаки определяют особенности поведения и управляемости самолета при сваливании.
При этом наиболее неблагоприятным оказывается концевой срыв, вызывающий возникновение продольной неустойчивости. Начальная зона срыва потока, возникнув на концах крыла при сравнительно небольшом угле атаки, при дальнейшем его увеличении распространяется по крылу постепенно. В связи с этим сваливание на самолетах с такими крыльями происходит, как правило, при угле атаки, существенно меньшем критического. В данном случае коэффициент подъемной силы, соответствующий сваливанию самолета, меньше, чем максимальный, и путать их ни в коем случае не следует.
Концевой срыв
Рис. 1. Виды срыва
Поведение самолета при сваливании существенно зависит от исходной высоты полёта, скорости движения по траектории, а также от начальных значений угла скольжения и угловой скорости крена.
С увеличением высоты движение самолета в процессе сваливания становится более колебательным и вялым, т.к. при этом уменьшаются демпфирующие моменты и момент авторотации.
Не менее существенным, с этой точки зрения, оказывается влияние скорости полета, а также начального угла скольжения и угловой скорости крена. Характер сваливания будет одним при движении самолета по прямолинейной траектории со скоростью, близкой к минимальной, и совсем иным в случаях движения его по криволинейной траектории со скоростью, большей минимальной, либо вращения относительно продольной оси или же полета со скольжением. При скорости движения, близкой к минимальной, вертикальный компонент перегрузки в процессе сваливания близок к единице, а при более высоких скоростях происходит увеличение перегрузки и боковых возмущений.
Косое обтекание (со скольжением) и вращение относительно продольной оси в исходном режиме обычно усиливает резкость движения самолета на крыло и несколько уменьшает угол атаки, при котором происходит сваливание. Возникающие при вращении самолета инерционные моменты и гироскопический момент двигателя также вносят определенную асимметрию в его движении при сваливании.
Необходимо четко представлять, что причиной образования срывов на крыле и сваливания самолета является выход на большой угол атаки и только угол атаки. Поэтому важнейшей информацией при маневрировании является информация об угле атаки.
Выход самолета на близкие к критическим углы атаки возможен при следующих обстоятельствах:
- при воздействии восходящих потоков воздуха;
- при оказании и влиянии высотного сдвига ветра на траекторное движение самолета, когда градиент натекания одних воздушных масс на другие превышает 10;
- недостатки и отказы в управлении самолетом;
- обледенение хвостового оперения;
- несовершенство измерения скорости полета;
- ошибки в технике пилотирования.
В настоящее время накоплен достаточно большой опыт теоретических и практических полетов, который позволяет классифицировать режимы сваливания самолета:
1. Сваливание на нос. Этот вид сваливания наблюдается на самолетах с прямым крылом при возникновении серединного и корневого срыва потока. При этом при подходе к околокри-тическому углу атаки, когда необходимость поддержания горизонтального полета осуществляется взятием штурвала (ручки управления) полностью или практически полностью "на себя",
самолет самопроизвольно опускает нос и переходит в неуправляемое снижение. По мере нарастания скорости полета самолет без вмешательства пилота выходит из снижения, но по мере увеличения угла атаки и падения скорости полета сваливание самолета на нос повторяется. Это может повторяться многократно. Этот вид сваливания, как правило, входит в программу летной подготовки в училищах, предшествующую началу самостоятельных полетов.
2. Глубокое сваливание. Вследствие продольной неустойчивости, которая может возникнуть при предельно задней центровки самолета, и недостаточной продольной управляемости, самолет, самопроизвольно кабрируя, выходит на очень большие углы атаки (~45...60°) и, парашютируя, снижается с большой вертикальной скоростью. При этом не наблюдается значительных разворачивающих и кренящих моментов, так как имеет место симметричный скос потока на крыле. Недостаточная эффективность продольного управления на таких углах объясняется или затенением, или срывом потока на горизонтальном оперении.
Этот вид сваливания характерен для самолетов со стреловидным крылом и высоко расположенным стабилизатором (Ил-62, Ту-134, Ил-76 и т.п.).
3. Сваливание колебательное. При полете на больших углах атаки возникают непарируемые прямыми управляющими воздействиями колебательные движения самолета по крену и курсу. При этом амплитуда колебаний по времени возрастает.
Если она постоянна по времени, то с увеличением углов атаки увеличивается не только амплитуда колебаний, но и угловая скорость.
Такой вид сваливания наблюдается на самолетах с повышенной поперечной устойчивостью, но при малом запасе поперечного демпфирования и пониженной путевой устойчивостью.
4. Сваливание с пространственным апериодическим движением. При этом самолет самопроизвольно опускает крыло с одновременным разворотом или же интенсивно кабрирует и кренится. В зависимости от тенденции в начальной фазе самопроизвольного сваливания подразделяют:
а) сваливание на крыло при интенсивном кренении самолета и достаточно вялом развороте по курсу. Причиной тому обычно бывает асимметричный концевой срыв потока, обуславли-
^ ^ ^ Ох
вающий изменение знака производной, свидетельствующей о появлении авторотации Шх .
При таком виде сваливания скорости крена и углы крена могут колебаться в пределах сох =
±0.1 - + 1...-2 с-1; 7 = ±20...30° - ±90...180°;
б) сваливание с резким разворотом по курсу характерно при движении самолета с быстрым нарастанием угла рыскания и кренением. Это происходит при потере самолетом динамической устойчивости на больших углах атаки по углу скольжения.
Этот вид сваливания обуславливает неблагоприятное воздействие сходящих с корневых частей крыла и с фюзеляжа вихрей, которые воздействуют на вертикальное оперение. Эти вихри при полете на больших углах атаки со скольжением создают дестабилизирующий момент рыскания, который возрастает с увеличением углов атаки. На некоторых типах самолетов этот вид сваливания может приводить к потере путевой статической устойчивости;
в) сваливание с интенсивным кабрированием происходит при движении самолета с резким нарастанием угла тангажа. Причиной тому является концевой срыв потока на стреловидном крыле с > 0, обуславливающий потерю самолетом устойчивости по перегрузке. При асимметричном развитии концевого срыва потока вместе с кабрирующим появляется и момент крена, который приводит к сваливанию самолета на крыло.
Асимметрия распределения аэродинамической нагрузки при скольжении обуславливает большую склонность самолета со стреловидным крылом к сваливанию на крыло, в отличие от самолета с прямым крылом, имеющим тенденцию при сваливании к опусканию носа. Скорость распространения срыва потока у самолета с прямым крылом выше, чем у самолетов со стреловидны крылом, поэтому последний сваливается менее резко. Наличие углов скольжения при сваливании вызывает вращение самолета относительно осей связанной системы координат.
Сваливание является следствием увеличения углов атаки и срыва воздушного потока с крыла, а не потери скорости. Однозначная связь между скоростью и углом атаки имеется только в установившемся потоке.
При пу > 1 скорость полета при вертикальном маневрировании может намного превышать
скорость горизонтального полета Угпс (пропорционально пу ). При этом угол атаки будет равен а с, что и обусловит срыв воздушного потока с крыла и сваливание.
Если при увеличении угла атаки срывное обтекание развивается симметрично, то после перехода на закритические углы атаки подъемная сила обоих полукрыльев уменьшается одинаково. Также одинаково уменьшается сила их лобового сопротивления.
При полете на больших углах атаки, изменяющихся во времени, необходимо учитывать явление аэродинамического гистерезиса (рис. 2), суть которого заключается в следующем.
При одном и том же угле атаки аэродинамические характеристики самолета оказываются различными в зависимости от направления выхода на требуемый угол атаки: от малых углов к большим (прямой ход) или от больших углов к малым (обратный ход).
Рис. 2. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки:
----прямой и --------обратный ход
Чем больше скорость изменения углов атаки, тем больше петля гистерезиса, тем сильнее отличаются аэродинамические характеристики при прямом и обратном ходе. Это явление очень хорошо наблюдается при полетах в пилотажной зоне на современных очень маневренных спортивных самолетах.
ЛИТЕРАТУРА
1. Динамика полета транспортных летательных аппаратов; Под ред. А.Я. Жукова. - М.: Транспорт, 1996.
2. Пашковский И.М. Устойчивость и управляемость самолета. - М.: Машиностроение, 1975.
3. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. - М.: Машиностроение, 1979.
4. Доброленский П.П. Динамика полета в неспокойной среде. - М.: Машиностроение, 1989.
5. Котик М.Г., Филиппов В.В. Полет на предельных режимах. - М.: Воениздат, 1977.
THE PECULIARITIES OF FLIGHT ON THE LARGE ANGLES OF ATTACK
Chernigin K.O., Kubakov I.A.
The analysis of the aircraft stall performance is provided in this article.
Сведения об авторах
Чернигин Константин Олегович, студент 4-го курса МГТУ ГА, механического факультета.
Кубаков Иван Атанасов, гражданин Болгарии, окончил магистратуру МГТУ ГА на кафедре аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов.
