Поперечная управляемость

Способность самолета поворачиваться вокруг своей продольной оси оx₁ при отклонении элеронов называется поперечной управляемостью.

Принцип действия элеронов аналогичен принципу действия рулей высоты (Рисунок14.3).

Рисунок 14.3 Принцип действия элеронов

Для того чтобы накренить самолет влево, летчик отклоняет ручку влево. При этом левый элерон поднимается вверх, а правый опускается вниз. Изменяется кривизна профиля крыла на участке расположения элерона. Поэтому изменяется и угол атаки этой части крыла.

У полукрыла с опущенным элероном угол атаки увеличится, следовательно, увеличится и коэффициент подъемной силы Су. На крыле с поднятым элероном коэффициент подъемной силы и угол атаки, наоборот, уменьшаются.

Разные подъемные силы полукрыльев создают кренящий момент М_Хкрен относительно продольной оси. Самолет будет вращаться в сторону полукрыла с поднятым элероном, в сторону отклоненной ручки управления.

Рисунок 14.4 Возникновение крена и разворота самолета при отклонении элеронов

На малых углах атаки полета (с большими скоростями) отклонение элеронов практически не вызывает разворота самолета.

На больших углах атаки (с малыми скоростями) сопротивление крыла с опущенным элероном значительно возрастает по сравнению с противоположным крылом. Возникает разворачивающий момент М_Уразв в сторону полукрыла с опущенным элероном.

За счет разворота самолет начинает скользить на полукрыло с поднятым элероном. Возникает дополнительная подъемная сила на опущенном полукрыле, которая создает момент, противоположный основному кренящему моменту. Такой обратный момент снижает эффективность элеронов.

По мере приближения к критическому углу атаки поперечная управляемость еще больше ухудшается. Может возникнуть явление обратной реакции по крену, то есть при отклонении ручки управления в одну сторону самолет кренится и разворачивается в противоположную сторону.

Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяется ряд способов для увеличения эффективности элеронов.

- Дифференциальное отклонение элеронов. Состоит в том, что при повороте штурвала опускающийся элерон отклоняется на меньший угол, чем поднимающийся.

Благодаря такому отклонению коэффициент подъемной силы крыла с опущенным элероном возрастает на меньшую величину. Поэтому индуктивное сопротивление полукрыла с опущенным элероном возрастет меньше, следовательно, меньше будет разворачивающий момент.

Поднимающийся элерон отклоняется на больший угол. Поэтому на крыле с поднятым элероном увеличивается профильное сопротивление, так как часть элерона выходит за пределы пограничного слоя.

Таким образом, элероны с дифференциальным отклонением увеличивают кренящий момент и уменьшают разворачивающий момент.

У современных самолетов элероны с дифференциальным отклонением могут отклоняться вверх до 30°, вниз – на 14 – 16°.

-Аэродинамические гребни. Устанавливаются на самолетах со стреловидными крыльями. Они предотвращают преждевременное развитие срыва потока на концевых частях крыла и увеличивают эффективность действия элеронов.

-На современных самолетах, осуществляющих полеты с около – и сверхзвуковыми скоростями, для улучшения управляемости применяют управляемые стабилизаторы, у которых рули высоты отсутствуют. Стабилизатор через систему гидроусилителей связан со штурвалом в кабине. При взятии штурвала на себя стабилизатор уменьшает угол атаки, при даче ручки от себя – увеличивает.

Рисунок 14.5 Интерцепторы на крыле самолета

так и на нижней (Рисунок 14.5). Выдвижение интерцептора вызывает срыв потока, вследствие чего происходит резкое снижение подъемной силы крыла.

Интерцепторы применяются как дополнение к элеронам. Увеличение угла отклонения элеронов происходит при выдвинутом интерцепторе. В результате синхронизации отклонения интерцептора и элерона их действия как органов управления суммируются.

Путевая управляемость

Способность самолета изменять свое положение в полете относительно вертикальной оси оy₁ при отклонении летчиком руля направления называется путевой управляемостью.

При отклонении руля направления на угол  возникает аэродинамическая сила Zво, момент которой относительно центра тяжести будет поворачивать самолет относительно вертикальной оси оy₁:

М_yBO = Zво · lво .

Продольная ось самолета составит с направлением движения угол  - угол скольжения (Рисунок 14.6):

Разность между боковой аэродинамической силой фюзеляжа Z_ф, образовавшейся при скольжении, и аэродинамической силой вертикального оперения (Z_В.О), образовавшейся в результате отклонения руля направления, создает неуравновешенную силу (Z_ф - z_В.О).

Под действием этой силы самолет будет разворачиваться в сторону отклонения руля, искривляя траекторию движения.

Рисунок 14.6 Принцип путевой управляемости самолета

Углы отклонения руля направления у современных самолетов в среднем составляют 20 – 25°.

На степень путевой управляемости оказывают влияние следующие факторы: скорость полета; центровка самолета; площадь руля направления; вынос назад вертикального оперения; длина хвостовой части фюзеляжа.

Дата добавления: 2014-08-04; просмотров: 553; Нарушение авторских прав

Мы поможем в написании ваших работ!