CC BY
4УДК 629.7.085
М.А. Базухаир
ВЛИЯНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЫ НА УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА ПРИ ВЗЛЕТЕ НАД ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКОЙ ИЗ ПЕРЕНАПРАВЛЕННЫХ РЕАКТИВНЫХ СТРУЙ
В данной статье рассмотрено влияние расположения горизонтального опреснения относительно центра масс на продольную устойчивость самолета, взлетающего над воздушной подушкой, созданной перенаправлением собственных реактивных струй. Найдена необходимость к поиску и исследованию нового технического решения для реализации устойчивого взлета для наиболее распространенных аэродинамических схем.
Ключевые слова: метод перенаправления реактивных струй, короткий взлет, сокращение разбега, улучшение ВПХ самолета.
Экранный эффект - существенное увеличение несущих свойств и аэродинамического качества крыла при полете вблизи поверхности (экрана) [1]. При полете самолета вблизи земли воздушной поток между крылом и землей тормозится, и давление на нижней поверхности крыла увеличивается. При этом происходит дополнительное перетекание масс воздуха на верхнюю поверхность крыла, где скорость потока возрастает, а давление уменьшается. В результате разность давлений между нижней и верхней поверхностями крыла увеличивается и появляется дополнительный прирост подъемной силы (Д су а 3 ем > 0 ) [2].
Так как коэффициент момента тангажа самолета нормальной схемы при полете вблизи поверхности взлетно-посадочной полосы (ВПП) с отклоненной механизацией и ут < 0 . 1 , т.е. относительной вертикальной координатой центра тяжести, имеет следующий вид [3]:
= ш™ох + (*т - хРс)(суа + Дсуаэкр) + (хт - хР2)Дс™х + т1в8в + т%ср + тРг1
Здесь шМе>х - коэффициент момента тангажа при су а (а) = 0 , 5В = 0 и <рст = 0 ,
т^ = т2 о б.г.о + Д^меох + о ш + ст (а0 - е0 - Д^мех - Д^з) (2)
В уравнениях (1) и (2) приняты следующие обозначения: т2 0 бг о - коэффициент момента тангажа самолета без горизонтального оперения (ГО) при нулевой подъемной силе; т2 0 ш - коэффициент момента тангажа шасси; - коэффициент момента тангажа стабилизатора при стояночном угле повороте; 5В - угол отклонения рули высоты; - угол установки (поворота) стабилизатора относительно плоскости хорд крыла; су а = с"а (а — а0) - коэффициент подъемной силы самолета при 5мех = 0 , ср = 0 и 5В = 0; а - угол атаки; а0 - угол атаки, соответствующий суа = 0. т^ - коэффициент момента тангажа за счет поворота стабилизатора; е0 - угол скоса потока при су а б г о = 0 или при а = а0 бг о; Д емех - угол скоса потока за счет механизации; - угол скоса потока из-за отражения крылом потока; - относительная координата точки приложения приращения подъемной силы ( ) при выпуске закрылков ( ); ; - относительная координата фокуса; - относительное смещение фокуса; - относительная горизонтальная координата центра тяжести; - прирост коэффициента подъемной силы за счет экранного эффекта; - прирост коэффициента подъемной силы за счет выпуска механизации; - коэффициент момента тангажа при отклонении рули высоты; .
Практика показывает, что влияние экрана на подъемную силу самолета при разбеге существенно, когда расстояние от фокуса самолета до земли к меньше полуразмаха крыла (к/1 < 0.5). В этом случае подъемная сила может увеличиться более чем на 20% [2].
Следовательно, в работе [4] был предложен новый метод создания воздушной подушки, использующий киническую энергию реактивных струй самолета для его приподнимания над ВПП при разбеге или так называемом экранном полете. Воздушная подушка - слой сжатого воздуха, образуемого нагнетанием под летательным аппаратом воздухом специальными устройствами, размещенными, как правило,
© Базухаир М.А., 2015.
в корпусе. Сущность метода заключается в перенаправлении реактивных струй с помощью перенаправляющей установки, включающей новую схему газоотбойник. Кроме этого, установка содержит как минимум одно сопло обдувки, через которое перенаправленные струи обдуваются на нижнюю часть несущих поверхностей, образуя плотную воздушную подушку, отрывающую самолета от ВПП. Одно из основных преимуществ разработанного метода проявляется в устранении неблагоприятного эффекта силы трения колес с ВПП, в результате чего осуществляется выполнение укороченного взлета.
Из уравнения (1) очевидно, что суммарный прирост момента самолета Д тк 2 может быть как каб-рирующим, так и пикирующим, что в первую очередь зависит от аэродинамической схемы самолета, в точности от расположения руля высоты относительно центра масс (ЦМ). На Рис. 1 представлена наиболее распространенная схема самолетов - нормальная, в которой замечается отсутствие обдувки перенаправленных струй к горизонтальному оперению (ГО). Это связано с выбранной формой сопла обдувки, которые зависит от ряда факторов как коэффициента сужения крыла, расположения крыла относительно ЦМ и расположения ГО относительно ЦМ.
В данной статье ограничимся рассмотрением последнего фактора, так как расположение ГО относительно ЦМ оказывает наибольшее влияние на продольную устойчивость, и также усложняет конфигурацию перенаправляющей установки.
При малых скоростях V нехватка подъемной силы компенсируется перенаправленной силой, поднимающей самолет на заданную высоту Н при экранном полете. Экранный полет непрерывно продолжается, до тих пор, пока самолет не наберет достаточную скорость отрыва. Исходя из этого требуется вы-
у
полнить его при постоянной нормальной перегрузкой пу а + пуп = 1 , где пу а = —— нормальная перегрузка, результирующая от изменения Уа и п у п = - нормальная перегрузка, связанная с величиной
свзл
/уп. Вертикальная составляющая перенаправленной силы /*уп, действующая на крыло запишется при Ру ~ 0 так [4]:
^пу = 2 СУ пРпМи 5 = Спу <7п^> (3)
Здесь у2Д - коэффициент адиабаты; Рп - давление, под которым обдуваются перенаправленные струи; - число Маха для перенаправленных струй; - коэффициент перенаправленной силы, зави-
Рис. 1. Силы и моменты, равнодействующие на самолет нормальной схемы
Анализ уравнение (1) с учетом значительной неэффективности ГО, где т'1" = тЦ = 0 показывает отсутствие продольного устойчивого движения в начале взлетного разгона у самолетов нормальной схемы (см. Рис.2), так как у неё Д тй 2 < 0. Следовательно, для продольной устойчивости самолета требуется использование внешней балансировочной системы. Для этой цели предлагается оснастить перенаправляющей установки механической опорой, создающей усилие приложенной к хвостовой части планера самолета на расстояние , что способствует ей уравновешивать балансирующим коэффициентом момента т б 2 (см. Рис. 2 (а)).
Выражая изложенное выше, мы запишем тб 2 в следующем виде:
Тбхб
тпб2
(4)
<?П5ЬЛ
где ЬА - средняя аэродинамическая хорда. Учитывая выражение (4), условие устойчивости самоле та нормальной схемы при малых скоростях будет,
ж"™ + (хТ xFc)Acvn + (хт + m
■m6z = 0
(5)
Однако стоит отметить, что недостаток предложенного технического решения проявляется в его стоимости и степени усложнения конструкции, так как к управлению момента тангажа самолета требуется изготовить специальную укрепляемую к самолету механическую опору, быстро и точно устраняющую пикирующий момент, возникающий при малых скоростях экранного полета. Кроме того, при достижении скорости отрыва Уотр добавляется требование к осуществлению плавного открепления балансирующей опоры от самолета. Такими искомыми техническими требованиями чаще обеспечивают автоматические системы контроля усилий и моментов при различных режимах экранного полета.
Рис. 2. Связь между аэродинамической схемой и покрываемой воздушной подушки площадью крыла; где а) для самолета нормальной схемы. б) для самолета схемой «бесхвостка». в) для самолета схемой летающей тарелки. д) для самолета схемой «утка».
При росте подъемной силы Уй работа внешней балансирующей опоры постепенно компенсируется функцией рулей высоты в нормальной схеме или элевонов в схемах «бесхвостка» и «летающее крыло». Соответственно
mRz = m™f + (хт - xFc){cya + Дсуп) + (хт - xF2)Ac™x + mzBSB + rn^cp +mPzl- тб2
(6)
При выпуске закрылков увеличивается скос потока в районе ГО (Д е > 0), что приводит к уменьшению аг 0 и, как следствие к кабрирующему моменту [2]
ДmZT0 = -т^(рАешех > 0
(7)
Проектирование автоматических сопел обдувки, с управляемой выпускной решеткой по углу сужения крыла х, чтобы управлять распределением плотности перенаправленных струй рп позволит их концентрировать на определенную площадь крыла, приводя к возникновению некоторого приращения вектора подъемной силы к ЦМ, что снизит влияние пикирующего момента. Такой подход приемлем в некоторых самолетах схемой «бесхвостка» и «летающее крыло». Для этих схем условие статической устойчивости в полной мере зависит от конфигурации самолета, расположения элевонов, расположения двигателей, механизации крыла и коэффициента приращения перенаправленной силы
Шд z = Ш™0Х + (*т - ^Fc) (суа + Д спу) + (*т - *F2 )Дс™уех + "V5 В5ЭВ + Шр zl (8)
При (5эв > о => rnz ЭВ = Ш^Э в(5эв < о.
На Рис.2 (д) представлена аэродинамическая схема «утка», характеризуемая расположением ГО впереди ЦМ. В отличии от рассмотренных выше схем при отклонении передних (ПГО) 5В < 0 возникает кабрируюший момент и наоборот. Именно такое свойство позволит ограничиться осуществлением продольной устойчивости самолета лишь использованием собственных поверхностей управления. В соответствии с этим требования к оптимальной форме сопла обдувки для самолетов схемы «утка» конструктивно отличается от остальных аэродинамических схем (см. Рис.2 (д)).
Учитывая только изменением знака момента ГО можно перезаписать уравнение (1)
Шй z = Ш™е0Х + (Хт - XFcXSa + ДСпу) + (Хт - ^Дс™^ - ГШ^ -Ш^ + Шрг1 (9)
При экранном полете нужно учесть увеличение подъемной силы Уй при росте скорости 7, что требует постепенное уменьшение угла отклонения ПГО при скоростях меньше 7,тр. Тогда, потребный угол отклонения ПГО для балансировки самолета можно определить из (9) так:
1 _ ст ¿>В = Т~ [Шд z + + (Хт - XfJСу п + (Хт - Х/2еХ)Дс;упХ - ^уст + ШР Zl] (10)
171 z"
Аналогично, в случае поворотного ПГО, потребный угол поворота равен: 1 _
К Z - rnzT - (Хт - XFc)Cyn - (Хт - Xf2Mc™x - т/5в + Шр zi] (11)
Таким образом, продольная устойчивость самолета при взлете над воздушной подушкой, созданной перенаправлением реактивных струй зависит от аэродинамической схемы самолета. Для самолетов нормальной, «бесхвостка» и «летающее крыло» схем требуется обеспечить особенные новые технические решения и режимы автоматического управления пикирующим моментом при малых скоростях полета. Такие решения могут быть представлены в виде внешней механической опоры или управляемых сопел обдувки. Однако для самолетов схемой «утка» используется переднее горизонтальное оперение для осуществления балансировки при экранном полете на всех режимах.
Автор выражает благодарность Григорьеве Т.Е., кандидат филологических наук Казанского национального исследовательского университета им. А.Н. Туполев за языковую правку текста статьи.
Библиографический список
1.Иродов Р.Д. Критерии продольной устойчивости экраноплана // Ученые записки ЦАГИ, 1970. Ч.1. №4. С. 63-72.
2.Динамика полета: учебник/коллектив авторов; под ред. А.М. Мхитаряна. - М.: ЭКОЛИТ, 2012. 424 с.
3.Аэромеханика самолета: учебник/ А.Ф. Бочкарев, В.В. Андреевский, В.М. Белоконов и др.; Под ред. А.Ф. Бочкарева. - М.: Машиностроение, 1985. 360 с.
4.Базухаир М.А. Метод создания воздушной подушки под летательным аппаратом перенаправлением реактивных струй для сокращения разбега // Вестник Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева, 2014. № 4. С. 5-8.
БАЗУХАИР Мохаммед Ахмед - студент, Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ.
