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






ultralights for sale, aircraft parts



Аэродинамика тандемной схемы на примере "Небесной блохи"


Анри Минье, талантливый и оригинальный французкий авиаконструктор-любитель в 1934 году попытался найти более простой способ управления летательным аппаратом, чем общепринятый. После многочисленных экпериментов и неудач он создал курьезный маленький самолет тандемной схемы, который и назвал "Небесной блохой". Слишком поздно обнаружилось, что самолет оказался очень чувствительным к точности регулировки.



Для правильной оценки ситуации необходимо четко понимать, какую проблему пытался решить Минье. Он не ставил перед собой задачу сконструировать и построить просто что-то необычное. Перед этим он пытался без особого успеха научиться летать на обычном самолете. Ему показалось, что если избавиться от одного из трех аэродинамических рулей, пилотирование значительно упроститься. В качестве одного из аргументов он отмечал следующее известное обстоятельство. Естественная реакция пилота отклонять ручку управления элеронами в сторону, противоположную появившемуся крену на околокритических углах атаки повышает опасность сваливания самолета с последующим развитием штопора. Логичным представлялось устранить элероны и связать ручку поперечного управления непосредственно с рулем направления таким образом, чтобы указанное отклонение ручки управления по крену приводило к такому отклонению руля направления, которое обеспечивает подьем опущенной консоли.

Анри Минье пришел к выводу, что обойтись без элеронов можно только на крыле малого размаха. Поэтому он применил тандемную компоновку с передним крылом, установленным несколько выше заднего, с несколько большим чем у последнего площадью и размахом, и соответственно с большим вкладом в суммарную подьемную силу. Следующими его решениями были
  • фиксированная установка заднего крыла на фюзеляже
  • устранение обычного руля высоты, поскольку продольное управление было решено осуществлять изменением угла атаки шарнирно установленного переднего крыла.
Опрос, проведенный по результатам нескольких аварий "Блохи" выявил значительное сходство развития событий при аварийной ситуации. Вол всех случаях это происходило при посадке. При начале планирования с опусканием носа начиналось непрерывное увеличение угла планирования с переходом в пикирование, в том числе вертикальное.

Однообразие подобных ситуаций привело к подозрению, что самолет становится неуправляемым при малых углах атаки. Были проведены испытания модели в аэродинамической трубе и летные испытания натурного самолета. Результаты исследования выявили:
  • тенденцию к затягиванию в пикирование, настолько сильную, что ее нельзя предотвратить при полной перекладке переднего крыла на положительный угол установки
  • некоторую степень продольной неустойчивости в эксплуатационном диапазоне углов атаки, в том числе соответствующих крейсерским режимам полета
Отмеченная небольшая продольная неустойчивость "Блохи" не представляет серьезной опасности. Поскольку переднее крыло установлено шарнирно, пилот никогда не отпускает ручку управления и непрерывно стабилизирует самолет по углу тангажа. Напротив, затягивание в пикирование - это исключительно опасный дефект.

Экземпляр самолета для испытаний в аэродинамической трубе был отрегулирован и сбалансирован в соответствии с рекомендациями Минье и предварительно облетан как самим Минье, так и несколькими другими опытными пилотами. Геометрические параметры компоновки соответствовали так называемому "полигону безопасности Минье", представленному на следующей схеме:



Углы заданы относительно горизонта для крейсерского режима полета, размеры - в сантиметрах. Возможные углы установки переднего крыла относительно хорды заднего находились в пределах от -7 до +3 градусов. Оказалось, что при угле атаки -7 градусов заднего крыла начинается затягивание в необратимое пикирование и располагаемого угла установки переднего крыла недостаточно для вывода самолета в горизонтальный полет.

В большой аэродинамической трубе самолет устанавливался на шарнирном узле с возможностью управляемого движения по углу тангажа и "пилотировался" наряду с другими пилотами и самим Минье. Испытания проводились с работающим двигателем, чтобы смоделировать влияние обдувки струей винта. Как и следовало ожидать, на режимах, соответствующих условиям крейсерского полета и скоростям сваливания, самолет оказался вполне управляемым. Однако, при достижении некоторого, достаточно малого угла атаки машина становилась неуправляемой, причем тенденция к пикированию была настолько сильной, что при отсутствии ограждения по углу атаки тангажа мог бы произойти кувырок через нос с переходом самолета в перевернутое положение. Любая возможная перекладка переднего крыла не приводила к возвращению самолета в диапазон углов атаки нормальных режимов полета.

продувки были проведены с тремя различными длинами "кабана" (ферменной конструкции из стальных труб, на верхнем конце которой расположен шарнирный узел переднего крыла). и выявлен незначительный эффект этого геометрического параметра на тенденцию к пикированию. Центровка сначала составляла 77 см от передней кромки (55% хорды переднего плана), затем 71 см (51%). Положение центра тяжести в указанном диапазоне оказывало значительный эффект на балансировочное аэродинамическое качество самолета, а также на степень продольной неустойчивости в эксплуатационном диапазоне углов атаки, однако не влияло на возможность вывода из пикирования.

В то же время незначительная модификация шарнирного узла переднего крыла, позволившая увеличить положительный угол его перекладки на 5 градусов, обеспечивала вывод из пикирования.

Испытания показали также, что в конфигурации с укороченным "кабаном" имеется область углов атаки в эксплуатационном диапазоне режимов, в котором реализуется крайне опасный реверс управления по тангажу, то есть требуются обратные общепринятым отклонения ручки продольного управления, в частности, приложение толкающих усилий для вывода из пикирования.

Следующие испытания, довольно ограниченые по финансовым обстоятельствам позволили однако обнаружить продольную неустойчивость в эксплуатационном диапазоне режимов полета при центровках более задних, чем 40%. На режимах пикирования неустойчивость более существенна. Максимальный угол установки переднего крыла +4,8 градусов обеспечивал момент тангажа на кабрирование в диапазоне отрицательных углов атаки, не превышающих 15 градусов по абсолютной величине. При меньших углах атаки вывод из пикирования был невозможен. Самолет продувался без воздушного винта (так как испытания не выявили какого либо существенного влияния работающей силовой установки) и с манекеном пилота.

Момент тангажа был определен для трех центровок: 40, 50 и 60% хорды. При всех трех центровках имеет место очень большой момент на кабрирование с углом установки переднего крыла +4,8 градусов в диапазоне углов атаки 0...-10 градусов. С ручкой управления, отклоненной вперед, в положение, соответствующее углу установки переднего крыла -2,4 градуса, при центровке 50% самолет балансируется при угле атаки 0,3 градуса, при котором по расчету реализуется пикирование с углом 67 градусов на скорости 257 км/ч. Самолет, безусловно не может пикировать достаточно долго чтобы развить такую скорость, однако при вполне реальной скорости пикирования 110 км/ч перекладка переднего крыла на угол +4,8 градуса путем взятия ручки управления на себя обеспечивает достаточно положительный момент тангажа на кабрирование для выравнивания самолета. Углу установки переднего крыла +2 градуса соответствует отрицательный балансировочный угол атаки -10,5 градусов, при котором коэффициент подьемной силы является отрицательным и поэтому угол наклона траектории установившегося пикирования в случае его реализации превысил бы 90 градусов.

Тем не менее имеется запас кабрирующего момента для вывода.Экстраполяция на еще меньшие углы атаки приводит к заключению, что при отрицательном угле атаки порядка 15 градусов самолет будет сбалансирован при полном отклонении ручки управления на кабрирование и следовательно не может быть выведен из пикирования обычным способом. Графики зависимости момента тангажа от угла атаки выявляют неустойчивое равновесие самолета в сбалансированном состоянии. При центровке 50% нейтральная устойчивость имеет место при угле атаки +5 градусов. Эффект изменения центровки особенно наглядно проявляется в этой точке, поскольку более передняя центровка обеспечивает устойчивое, а более задняя - неустойчивое равновесие.



Испытания аэродинамических характеристик показали, что при больших углах атаки на режиме сваливания устойчивость "Блохи" безукоризнена. На крейсерской скорости устойчивость меньше, но еще достаточна по нормам, применяемым к обычным самолетам. ПРи малых углах атаки, соответствующих большим скоростям самолет неустойчив и требует постоянного активного внимания пилота.

Сформулированные замечания относятся к стандартной "Блохе". Конструктором Бейнесом была предложена концепция так называемой "свободнонесущей Блохи". Началу разработки новой машины предшествовал анализ, который привел к следующим заключениям:
  • если центровка более задняя, чем 40% хорды переднего крыла, самолет продольно неустойчив, подьемная сила заднего крыла составляет 8% полетного веса. САмолет в этом случае должен рассматриваться не как тандем, ав как самолет классической схемы с большим горизонтальным оперением
  • самолет имеет слишком малый для его веса размах крыла и поэтому большую вертикальную скорость планирования
  • щелевой эффект в данной компоновке практически равен нулю, так как основной несущей поверхностью является передняя, а щелевой эффект мог бы проявиться только на задней, которая вообще не подвержена проявлению срыва потока
  • основной смысл такой компоновки крыльев заключается в обеспечении управления по крену одним рулем направления и сомнительно, что это возможно при любой другой схеме. Исключение путевого управления педалями было главным положительным эффектом реализации данной концпеции, в полной мере оправдывающим применение необычной аэродинамической компоновки
  • продольное управление посредством изменения угла установки переднего крыла было здравой идеей, позволившей практически исключить влияние фюзеляжа на балансировку. Наряду с другими полезными особенностями ее конструктивная простота обеспечивает вероятно, самую недорогую конструкцию самолета из всенх когда либо построенных
  • фюзеляж и незакапотированный двигатель имели настолько большое аэродинамическое сопротивление, что в комплексе с повышенным индкутивным сопротивлением крыла малого размаха обеспечили очень большой угол планирования и крайне малую скороподьемность
  • если шарнирный узел переднего крыла сместить назад от передней кромки в соответствии с рекомендациями МИнье, то нельзя исключить опасность расположения центра давления впереди точки вращения и в случае нежесткой проводки управления непроизвольного увеличения угла атаки этого крыла до критического
  • короткий фюзеляж и ограниченная степень продольной устойчивости делают крайне желательным, чтобы линия тяги проходила как можно ближе к центру масс с целью уменьшения перебалансировки с работающим и выключенным двигателем
  • центровка стандартной "Блохи" близка к 70 см (50%). Благодаря этому несколько уменьшаются взлетная и посадочная скорости. Однако это же обстоятельство значительно ухудшает продольную устойчивость. Смещение центра тяжести назад приводит к уменьшению потребного для балансировки положительного угла установки переднего крыла по отношению к заднему и на достаточно большой скорости полета так называемый угол продольного V может обратиться в ноль
  • не вызывает сомнения, чтозадняя центровка улучшает взлетные характеристики, скороподьемность и уменьшает посадочную скорость благодаря реализации большей подьемной силы на заднем крыле. Однако плата за неустойчивость оказывается слишком высокой
Бейнес модифицировал компоновку и усоврешенствовал конструкцию стандартной "Блохи" в соответствии с принятыми требованиями летной годности следующим образом:

  • центровка была сдвинута вперед к координате 60 см от передней кромки, что соответствует 40% хорды переднего крыла
  • размах переднего крыла был увеличен с 5,2 до 6,7 м
  • ось поворота переднего крыла была сдвинута в более переднее положение
  • носовая часть фюзеляжа была спроектьирована заново таким образом, чтобы двигатель был установлен на мотораме и нориально закапотирован, при этом радиатор убран внутрь фюзеляжа для уменьшения лобового сопротивления


После такой модификации самолет успешно налетал значительное количество часов под управлением многих пилотов. Скороподьемность, изначально недостаточная у протопипа, в этом варианте более удовлетворительная. Вообще самолет не обнаружил каких либо пороков.

В последующих модификациях свободнонесущей "Блохи" были сохранены изложенные выше принципы обеспечения устойчивости но полностью пересмотрена конструкция. Были исключены все тросовые растяжки и устранена недостаточная прочность стандартной "Блохи" при аэродинамических нагрузках, возникающих в случае действия отрицательной подьемной силы.


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.