Самовращение крыла и штопор самолета

2006

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Студенческая наука

№ 110

УДК 629.735.015

САМОВРАЩЕНИЕ КРЫЛА И ШТОПОР САМОЛЕТА

К.О. ЧЕРНИГИН, И.А. КУБАКОВ Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.

В статье описано явление самовращения крыла, являющееся основной причиной штопора самолета.

Поток воздуха плавно обтекает крыло лишь при сравнительно небольших углах атаки. При дальнейшем увеличении угла атаки возникает срыв потока. Место зарождения срыва, характер и скорость его распространения по крылу в значительной мере определяет закон изменения сил и моментов, а следовательно, и поведение самолета.

Возникновение срыва потока на крыле означает выход самолета в область наиболее опасных режимов полета - сваливание, при котором нарушается устойчивость, ухудшается, а иногда и временно теряется управляемость. При этом возможно значительное изменение тангажа, либо попадание в крен, с последующей потерей высоты при выводе в горизонтальный полет, особенно при нечетких действиях летчика или запаздывания его вмешательства в управление.

Сваливание опасно прежде всего тем, что в процессе такого движения (обычно неожиданно возникающего и плохо контролируемого летчиком из-за частичной, а иногда и полной потери управляемости) самолет быстро теряет высоту, а "естественные" для летчика приемы пилотирования, как правило, дают обратный эффект. Так, при сваливании самолёта на крыло с опусканием носа любая попытка лётчика вернуть его на докритические углы атаки путем отклонения штурвала "на себя" и вбок "против крена" или энергичного перемещения педали "против крена" обычно вызывает переход самолета в штопор, т.е. в другой, еще более опасный, критический режим.

Штопором называется неуправляемое движение самолета по спиралеобразной траектории малого радиуса с одновременным самопроизвольным вращением его относительно всех трех осей на закритических углах атаки (рис.1).

В зависимости от угла тангажа самолета штопор может быть крутым (более - 45°) и плоским (менее - 45°). Абстрагируясь от того, что хорда крыла практически параллельна оси самолета, а спиральная траектория движения центра масс самолета приближается к виду вертикальной прямой, величина среднего угла атаки крыла при штопоре приблизительно равна углу между вертикалью и осью фюзеляжа. При крутом штопоре угол атаки крыла в среднем составляет 25...30°, а при плоском доходит до 60...65°. Приборная скорость полета составляет 1,2.. .2,0 ¥т1П, но при штопоре приборы ее не показывают, т.к. пневмо-анероидные датчики находятся в зоне возмущенного потока. По положению самолета относительно земли штопор может быть нормальным (голова пилота находится вверху) и перевернутым (голова снизу).

По характеру вращения самолета различают штопор устойчивый и неустойчивый. У самолетов с прямым крылом наблюдается устойчивый штопор, а для самолетов со стреловидным крылом - неустойчивый.

По колебаниям кинематических параметров штопор может быть равномерным (значения углов крена и тангажа и угловой скорости постоянны) и неравномерным.

По направлению вращения штопор может быть левым и правым.

Радиус штопора соизмерим с размахом крыла, а потеря высоты за один виток штопора в значительной степени зависит от типа самолета.

Рис. 1. Штопор самолета: а - траектория движения центра масс самолета в штопоре; б - углы атаки (а) и тангажа (ф) в штопоре

У многих современных самолетов наблюдается при штопоре неравномерное вращение, сопровождающееся периодическим изменением наклона фюзеляжа и угла крена. В некоторых случаях штопор получается неустойчивым: самолет самопроизвольно переходит из одного вращения в другое.

Неравномерность и неустойчивость штопора наблюдаются в своем большинстве непосредственно после сваливания на крыло, когда ось штопора близка к горизонтали. Но по мере на-кренения вертикальная составляющая подъемной силы уменьшается, у самолета возникает скольжение на опущенное крыло, т.е. внутреннее, или уменьшается внешнее скольжение, которое было создано при сваливании, и вращение замедляется.

Когда самолет повернется примерно на 180°, то при дальнейшем вращении внизу окажется внешнее крыло и начнет разворачиваться (или усиливаться) внешнее скольжение, которое ускоряет вращение. В итоге вращение оказывается неравномерным. У самолетов со стреловидным, очень чувствительным к скольжению, крылом появившееся внутреннее скольжение может не только замедлить вращение, но и изменить его направление. Это возможно в случае недостаточно энергичного, с малой угловой скоростью, входа в штопор.

Попадание в штопор связано со свойством крыла, называемым самовращением или авторотацией.

Предположим, что полет выполняется на докритическом угле атаки а1, и под действием какой-то возмущающей силы самолет стал крениться с угловой скоростью (Ох .

Тогда в сечении опускающегося полукрыла, на расстоянии ъ от строительной оси ОХ, угол атаки увеличится на величину Аа = сох2 / У, а в симметричном сечении поднимающегося полу-крыла уменьшится на ту же величину. На докритических углах большему углу соответствует большее значение коэффициента подъемной силы Су сечения (рис. 2).

Поэтому на опускающемся крыле будет действовать большая нормальная сила У, а на поднимающемся - меньшая. Возникающий демпфирующий момент крена МОхох препятствует начавшемуся вращению самолета вокруг оси ОХ.

Если полет выполняется на закритическом угле атаки а2, то кренение с угловой скоростью ох, как и на докритических углах, приводит к увеличению углов опускающегося полукрыла и к уменьшению углов атаки на ту же величину поднимающегося полукрыла. На закритических углах атаки из-за срыва воздушного потока на опускающемся полукрыле большему углу атаки соответствует меньшее значение коэффициента подъемной силы. В результате возникает аэродинамический момент крена МОх (Ох, направление которого совпадает с направлением начальной угловой скоростью.

Рис. 2. Влияние угла атаки на момент Mx x wx крыла:

1 - демпфирование; 2 - самовращение

Под действием этого момента угловая скорость wx будет расти до тех пор, пока не сравняются коэффициенты нормальной подъемной силы правого и левого полукрыльев. В этом случае вращение будет установившимся ( wx = const).

Аэродинамическое самовращение возникает на закритических углах атаки в результате потери самолетом аэродинамического демпфирования крена из-за асимметрии в распределении областей отрыва потока по крылу. Самопроизвольное вращение относительно продольной оси вызывает появление начальной скорости крена (после сваливания).

На рис. 3 показана зависимость аэродинамического момента Ma относительно оси вращения самолета от угловой скорости W, определяющей изменение угла атаки на концах крыла для трех различных значений а .

На докритических углах атаки (а < акр) демпфирующий момент практически пропорционален угловой скорости W. На околокритических углах атаки (а ~ акр) при возникновении небольшой угловой скорости (а > акр) появляется положительный момент, усиливающий вращение. При дальнейшем увеличении угловой скорости аэродинамический момент меняет знак. Значение угловой скорости w1 соответствует устойчивому режиму сваливания. На закритических углах атаки (а > акр) существует диапазон (w < w2), где сохраняется демпфирование. Превышение w2 приводит к попаданию в устойчивый установившийся режим сваливания

(L < (ікр \ а, ~ а, кр Рис. 3. Зависимость аэродинамического момента от угловой скорости

с угловой скоростью w3. Условие баланса раскручивающего и демпфирующего аэродинамических моментов (Ma = 0) является одним из необходимых условий для существования режима

штопора, наряду с условием балансировки самолета по тангажу.

Таким образом, на закритических углах атаки в результате действия начального малого возмущения крыло выходит в режим самовращения (авторотации).

Для определения режимов самовращения проводится трубный эксперимент, на основании которого строится диаграмма самовращения (так называемая характеристика самовращения), на которой штриховой линией показаны режимы неустойчивого самовращения. Для некоторого угла атаки возможны две угловые скорости установившегося самовращения сох1 и сох2.

Значительное влияние на характеристики самовращения оказывает скольжение. На опущенном вниз полукрыле оно называется внутренним, а на поднятом вверх - внешним. Так как срыв потока более интенсивно развивается на отстающем полукрыле, то при скольжении на внутреннее крыло возникает дополнительный момент, препятствующий вращению, а на внешнем - способствует этому. Поэтому скорость установившегося самовращения при скольжении на внешнее крыло больше, чем при внутреннем скольжении. Стреловидное крыло имеет ряд особенностей самовращения, которые определяются характером срыва потока и более сильным влиянием скольжения.

Основные из них следующие:

- при наличии скольжения самовращение начинается на углах атаки меньше критических;

- взаимовлияние углов атаки и скольжения обуславливает изменение зон отрыва на крыле и сложный характер поведения стреловидного крыла на больших углах атаки;

- в зависимости от положения зон на полукрыльях изменяется скорость самовращения как по значению, так и по направлению;

- в некотором диапазоне закритических углов атаки самовращение вообще не наступает или наступает только при больших начальных скоростях вращения. Поведение самолета на больших углах атаки значительно сложнее, чем изолированного крыла, что объясняется интерференцией частей самолета и разнообразием широкого спектра эволюции самолета в воздухе по сравнению с изолированным крылом или моделью самолета, установленной в аэродинамической трубе.

ЛИТЕРАТУРА

1. Динамика полета транспортных летательных аппаратов; Под ред. А.Я. Жукова. - М.: Транспорт, 1996.

2. Пашковский И.М. Устойчивость и управляемость самолета. - М.: Машиностроение, 1975.

3. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. - М.: Машиностроение, 1979.

4. Доброленский П.П. Динамика полета в неспокойной среде. - М.: Машиностроение, 1989.

5. Котик М.Г., Филиппов В.В. Полет на предельных режимах. - М.: Воениздат, 1977.

SELF-ROTATION OF THE WING AND SPIN OF THE AIRCRAFT

Chernigin K.O., Kubakov I.A.

The phenomenon of wing self-rotation, which is the main reason of spin, is described in this article.

Сведения об авторах

Чернигин Константин Олегович, студент 4-го курса МГТУ ГА механического факультета.

Кубаков Иван Атанасов, гражданин Болгарии, окончил магистратуру МГТУ ГА на кафедре аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов.