Средняя аэродинамическая хорда крыла

Положение центра тяжести самолёта ориентируется относительно средней аэродинамической хорды крыла.

Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки (Рисунок 12.4).

Рисунок 12.4 Средние аэродинамические хорды крыльев

Координаты САХ для каждого самолета определяются в процессе проектирования и указываются в техническом описании. Сама хорда наносится на чертеж общего вида самолета, см. Рисунок 12.3.

Зная величину и положение САХ на самолете, относительно нее определяется положение центра тяжести самолета, центра давления крыла фокуса и т. д.

Положение центра тяжести и центра давления, как правило, не совпадают. Поэтому образуется момент аэродинамической силы крыла относительно центра тяжести. Величина этого момента зависит от величины силы и расстояния между ЦТ и центром давления. Их положение определяется расстоянием от начала САХ, выраженное в линейных величинах или в процентах длины САХ.

Задача: Определите величину и положение САХ стреловидного крыла, размах которого l=40м, bкор=6м, bконц=2м.

Задача: Определите изменение центровки самолёта, если в полёте было выработано 10000 кгс топлива из бака, расположенного перед центром тяжести самолёта на расстоянии 1,5м от него. Начальный вес самолёта 40000 кгс. Начальная центровка Хт= 25%, длина САХ bcax = 4м.

Занятие №22

Продольное равновесие и балансировка самолета

Продольное равновесие – это такое состояние самолёта, при котором он не изменяет своего положения в полёте относительно поперечной оси оz .

Чтобы обеспечить продольное равновесие самолета в полете, необходимо его сбалансировать.

Балансировкой самолета называется процесс выдерживания равновесия в полете. Для этого необходимо уравновесить все моменты, действующие относительно оси оz.

Для объяснения балансировки рассмотрим установившийся горизонтальный полет ().

На самолет действуют следующиепродольные моменты.

Рисунок 12.5 Условия продольного равновесия самолета в горизонтальном полете

-Вес G приложен к центру тяжести, следовательно, момент его относительно оси оz всегда равен нулю;

-Подъемная сила Y действует на плече а, и ее момент стремится повернуть самолет на уменьшение угла атаки. Момент подъемной силы крыла называется моментом крыла. Так как этот момент стремится уменьшить угол атаки самолета, его называют пикирующим;

- Если сила тяги Р и сила лобового сопротивления Х проходят через ЦТ, т. е. их моменты равны нулю.

Чтобы самолет не поворачивался и продолжал горизонтальный полет, необходимо уравновесить пикирующий момент. Для этого горизонтальное оперение (ГО) должно создавать подъемную силу y_Г.О., направленную вниз.

Момент подъемной силы горизонтального оперения называется моментом горизонтального оперения:

М_го ⁼ -Y_гo. L_го,

где l_го – плечо действия подъемной силы ГО относительно оси оz.

- Момент горизонтального оперения считается кабрирующим, если он стремится увеличить угол атаки самолета (угол тангажа).

На величину подъемной силы горизонтального оперения большое влияние оказывают крыло самолета, а также работа силовой установки.

Влияние крыла на горизонтальное оперение. Условия обтекания потоком горизонтального оперения отличаются от условий обтекания крыла. Воздушный поток от крыла самолета набегает на стабилизатор горизонтального оперения и изменяет его угол атаки.

Углом атаки стабилизатора называется угол между хордой профиля стабилизатора и направлением набегающего потока. Угол атаки стабилизатора равен сумме углов атаки крыла α и угла установки стабилизатора :

α_ст= .

Под влиянием крыла самолета воздушный поток ГО отклоняется от своего направления вниз на некоторый угол , называемый углом скоса потока ( Рисунок12.6).

Рисунок 12.6 Момент горизонтального оперения

За счет скоса потока угол атаки стабилизатора дополнительно уменьшается: α_ст=α + φ_ст – έ. Следовательно, момент горизонтального оперения также уменьшается. В формуле:

α – угол атаки крыла;

α_с - угол атаки стабилизатора;

έ – угол скоса потока;

φ_ст– угол установки стабилизатора.

Влияние работы винта на продольное равновесие. Если тяга силовой установки проходит вне центра тяжести самолета, то есть выше или ниже его (децентрация тяги), будет действовать дополнительный продольный момент (Рис 12.6).

Современные самолеты, как правило, имеют переднюю центровку, а при передней центровке крыло создает пикирующий момент. Если самолет имеет верхнюю децентрацию тяги силовой установки, это приводит к созданию дополнительного пикирующего момента. Поэтому при увеличении тяги двигателя самолет будет стремиться уменьшить угол атаки.

При уменьшении тяги двигателя самолет, наоборот, стремится увеличить угол атаки.

Следовательно, с учетом рассмотренных факторов горизонтальное оперение должно создавать момент, который должен быть равным по величине моменту подъемной силы крыла: Сбалансированным считается самолет, у которого алгебраическая сумма всех моментов относительно оси оz равна нулю:

Mz = 0.

Выводы: -Горизонтальное оперение – это орган продольной балансировки на самолете. Продольная балансировка осуществляется при помощи отклонения руля высоты. Если под влиянием внешних факторов продольное равновесие нарушается, летчик отклоняет руль высоты, изменяя тем самым момент горизонтального оперения (см. Рисунок12.5);

-Продольная балансировка обеспечивает переход от одного режима полета к другому;

Если летчик своевременно отклоняет ручку управления от себя, он предотвращает выход самолета на опасные режимы полета, сваливание и переход в штопор.