Строим  самолетэнциклопедия авиасамодельщика Soviet Ultralight and Homebuilt Aircraft Download aircraft line drawings Aircraft painting schemes www.stroimsamolet.ru   






ultralights for sale, aircraft parts



Продольная статическая устойчивость и управляемость

Определение средней аэродинамической хорды крыла

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) является характерным отрезком продольной оси крыла, от начала и в долях которого отсчитываются координаты центра масс и фокуса самолета. Длина САХ трапециевидного крыла (Рис 1) определяется как:



Координата носка САХ относительно носка корневой хорды вычисляется по формуле



где




На Рис 1 справа показан простой графический способ определения САХ трапециевидного крыла.



Рис 1


Фокус самолета

Фокусом по углу атаки называется точка на САХ крыла, относительно которой продольный момент остается постоянным при малых изменениях угла атаки. Другими словами, фокус является точкой приложения приращения аэродинамической силы при изменении угла атаки.

Следует различать понятия фокуса и центра давления. Последний является точкой приложения равнодействующих всех аэродинамических сил. Координаты фокуса и центра давления идентичны только у крыльев симметричных профилей, но не могут совпадать для реального летательного аппарата.

Фокус самолета определяется фокусом изолированного крыла и его смещениями из-за влияния остальных частей и силовой установки. Наиболее существеннен сдвиг фокуса от влияния горизонтального оперения, пропорциональный его площади и плечу относительно центра масс. У самолета обычной схемы (с задним расположением горизонтального оперения) фокус смещается назад, у схемы "утка" (с передним Г.О.) - вперед. Расчет положения фокуса совместно с определением центра тяжести позволяет сделать вывод о продольной статической устойчивости проектируемого летательного аппарата. Для обеспечения продольной статической устойчивости необходимо, чтобы фокус самолета находился позади центра тяжести. В этом случае при отклонении от балансировочного угла атаки появляется восстанавливающий продольный момент, что соответствует отрицательному знаку производных и коэффициента момента тангажа по углу атаки и по подьемной силе.

Влияние работы силовой установки на продольную управляемость самолета обычно положительно, благодаря обдувке оперения струей винта. Поэтому расчетным случаем является полет с остановленным или задросселированным двигателем. В этом случае координата фокуса определяется соотношением



Фокус без горизонтального оперения определяется фокусом изолированного крыла и сдвигом фокуса вследствие влияния фюзеляжа



Здесь координата фокуса изолированного крыла находится по формуле



Положение фокуса профиля, приведенного к САХ крыла, определяется по характеристикам профиля крыла. При отсутствии данных можно принять

Смещение фокуса крыла относительно положения фокуса центрального сечения, вызванное стреловидностью, находится по формуле



Фюзеляж в основном сдвигает фокус вперед, смещение достиигает 3 - 5 % САХ и вычисляется как



Здесь a - производная коэффициента подьемной силы по углу атаки , определяемая по Рис 3. Коэффициент RF находится по Рис 2



Рис 2


в зависимости от удлинения фюзеляжа и отношения Площадь проекции фюзеляжа в плане определяется по формуле



Следует отметить, что данная методика разработана для фюзеляжей обычной формы и не применима для СЛА, имеющих тонкие хвостовые балки.

Сдвиг фокуса для самолета обычной схемы хвостовым горизонтальным оперением находится по формуле



Плечо горизонтального оперения Lго отсчитывается от фокуса самолета без ГО до сетверти хорды стабилизатора. Коэффициенты производных по углу атаки подьемной силы горизонтального оперения aго и крыла a определяются по Рис 3 в зависимости от удлинения



Рис 3


Величина - производная угла скоса потока у оперения по углу атаки крыла достигает значений 0,4 - 0,6 и расчитывается по эмпирической формуле




Практически расчет по формуле (9.10) дает сдвиг фокуса



который без большой погрешности может быть использован для предварительной оценки продольной устойчивости самолета обычной схемы с горизонтальным оперением на тонкой хвостовой балке. Анализ результатов продувок ряда моделей спортивных самолетов с обычным фюзеляжем дает следующее приближенное соотношение для определения положения фокуса самолета



помимо указанной методики расчета сдвига фокуса горизонтальным оперением можно пользоваться номограммами, показанными на Рис 4



Рис 4


Для самолета схемы "утка" скос потока крылом у оперения отсутствует, а само оно сдвигает фокус вперед. Величина сдвига находится из соотошения



гда коэффициент Kпго > 1 учитывает влияние фюзеляжа на обтекание переднего горизонтального оперения. Имеются экспериментальные данные, на основании которых можно считать, что Kпго = 1,5

Определение диапазона допустимых центровок

Центровка летательного аппарата характеризуется координатами его центра тяжести относительно САХ. Эксплуатационный диапазон центровок определяется крайними положениями центра тяжести, возможными при изменении расположения некоторых грузов и их весов в процессе эксплуатации. Для большинства самолетов обычной схемы центровка, отсчитываемая от носка крыла с долях САХ, должна лежать в диапазоне



На этот интервал следует ориентироваться в процессе проектирования.

Расчет положения центра тяжести ведется по следующим формулам с помощью центровочной ведомости с разбитием самолета на агрегаты (Рис 5)



Рис 5


Важным параметром самолета является нейтральная центровка, при которой теряется продольная статическая устойчивость. Это происходит при совпадении координат центра тяжести и фокуса самолета.



В реальном полете поведение самолета в значительной мере определяется запасом устойчивости по перегрузке, которая расчитывается с учетом дополнительного стабилизирующего эффекта аэродинамического демпфирующего момента, поэтому центровка самолета, при которой самолет обладает нейтральной устойчивостью по перегрузке, имеет более заднее положение и определяется как



Коэффициент демпфирующего момента вычисляется по формуле



Коэффициент относительной плотности



Степень устойчивости самолета по перегрузке



Предельно заднюю центровку СЛА целесообразно задавать из условия получения нормируемого минимального запаса продольной статической устойчивости 10% САХ




Расчетные оценки показывают, что при этом автоматически выполняется аналогичное требование к степени продольной устойчивости по перегрузке с освобожденным управлением поскольку повышение устойчивости за счет демпфтрования компенсируется дестабилизирующим эффектом свободно плавающего руля высоты.
,br> Предельно передняя центровка определяется из условия балансировки на максимальных (посадочных) углах атаки с отклоненными закрылками у земли по следующей формуле



Коэффициент, учитывающий торможение потока у Г.О. при посадке (Kпос), находится в зависимости от положения оперения относительно линии спутной зоны за крылом по графику на Рис 6



Рис 6


По оси абсцисс отложено отношение где - расстояние от задней кромки крыла до оси вращения руля высоты, а по оси ординат - отношение (Рис 7), где





Рис 7


Здесь находится по формуле (9.34) (см. ниже)

Коэффициент эффективности руля высоты определяется соотношением площади руля высоты и Г.О.



Балансировочный угол отклонения руля высоты по абсолютной величине с учетом запаса для управляемости не должен превышать 0,8, где - угол максимально возможного отклонения вверх. Максимально допустимый посадочный угол атаки соответствует коэффициенту подьемной силы, который должен быть не менее чем на 20% ниже величины поэтому реально не должен превышать 12 - 14 градусов

Потребный угол установки стабилизатора расчитывается по формуле (9.36)

Приращение коэффициента подьемной силы при отклоненных закрылках находится по формуле



Здесь зависимость изменения угла атаки нулевой подьемной силы от угла отклонения закрылков и их относительной хорды приведена на Рис 8



Рис 8


Отношение части площади крыла, обслуживаемой закрылками, ко всей площади



Определение показано на Рис 7. Коэффициент продольного момента самолета гез Г.О. при нулевой подьемной силе не зависит от центровки и в посадочной конфигурации вычисляется как



Коэффициент подьемной силы крыла без закрылков при посадочном угле атаки



Расчет скоса потока от крыла при полете вблизи земли с отклоненными закрылками производится по эмпирической формуле



Здесь - расстояние задней кромки закрылков от земли в посадочном положении самолета на нулевой высоте по нижним точкам пневматиков шасси (если закрылки занимают весь размах крыла). Для закрылков, занимающих только внутреннюю половину размаха крыла, величина соответствует высоте над землей задней кромки закрылка при уменьшенном вдвое угле его отклонения.

Для зависающих элеронов по всему размаху расстояние отсчитывается от их задней кромки в посадочном положении, второе слагаемое в формуле (9.34) не учитывается, а величина берется с отклоненными вниз элеронами.

Для крыла без механизации угол скоса определяется по формуле (9.34), полагая, что приняв равное расстоянию до задней кромки крыла в посадочном положении.

- расчитываются по формулам (9.15) (9.14).

Расположение центра масс самолета для обеспечения устойчивости и управляемости должно находиться в следующих пределах



Если условия (9.35) не выполняется, то обеспечение приемлемой центровки возможно либо за счет перераспределения агрегатов и грузов на самолете, либо расширением допустимого диапазона центровок за счет увеличения коэффициента статического момента оперения Aго (рис 9)



Рис 9


Наиболее доступным и эффективным мероприятием для сдвига вперед предельно передней центровки является увеличение отрицательного угла установки стабилизатора относительно САХ.

Потребный угол установки стабилизатора относительно хорды крыла определяется из условия балансировки самолета на режиме полета с заданной скоростью полета по маршруту с неотклоненным рулем высоты, т. е. с близким к нулю усилием на ручке управления.



Рекомендуемые предельные значения составляют -3 -4 градуса.

Расчет усилий на ручке управления

Связь между усилием на ручке управления и шарнирным моментом руля высоты определяется соотношением



Передаточное число, характеризующее кинематическую связь между отклонением ручки управления и отклонением руля высоты, (Рис 10) определяется как





Рис 10


Коэффициент для ЛА обычно находится в пределах 3 - 5 1/м.

В отличии от самолетов других классов может оказаться, что для СЛА необходимы мероприятия по повышению усилий на ручке управления с целью выполнения существующих требований по критериям управляемости. Поэтому оказывается целесообразным применение на рулях высоты минимально возможной, так называемой конструктивной компенсации, при которой носок руля выполняется по окружности, вписанной в конткр профиля, с центром в оси вращения.

Для рулей с конструктивной компенсацией можно принять следующее выражение для расчета производных коэффициента шарнирного момента (9.40)



Для нормального управления самолетом требуется выполнение ограничения по величине градиента усилия на ручке по перегрузке, который должен быть по абсолютной величине не менее 2 кгс.
,br> Указанный критерий определяется выражением





В общих технических требованиях к СЛА нормируются минимально допустимое тянущее усилие = -7 кгс на ручке управления для создания максимальной эксплуатационной перегрузки и минимальное усилие -5 кгс в процессе приземления на посадке. Проверка первого требования не вызывает трудности, если определен критерий по (9.44) и известна нормируемая максимальная эксплуатационная перегрузка , которая для СЛА назначается в пределах 3 - 4. Расчет усилия на посадке ведется по формулам (9.38) (9.39) и (9.40) при посадочной скорости и отклонении руля высоты . В этом случае слагаемое в (9.40) не стоит учитывать, поскольку при больших отклонениях руля высоты величина по (9.43) определяется неточно, а вклад составляющей шарнирного момента, обусловленный влиянием изменения угла атаки, в суммарное значение много меньше, чем составляющей

Нормируется также градиент перемещения ручки управления



где



Желательно иметь значение не менее 25 мм.

по материалам: "Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной постройки", Том 1, СибНИИА



Владелец сайта не несет ответственность за результаты и последствия, полученные при попытках использования кем-либо данных технических и иных материалов данного сайта как руководство к действию для самостоятельного творчества.