Скачать 209.53 Kb.


страница1/3
Дата20.04.2018
Размер209.53 Kb.

Скачать 209.53 Kb.

Аэродинамика тандемной схемы на примере "Небесной блохи"


  1   2   3

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. Во 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:

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. 

  1   2   3

Коьрта
Контакты

    Главная страница


Аэродинамика тандемной схемы на примере "Небесной блохи"

Скачать 209.53 Kb.