3. При околозвуковых скоростях полета руль настолько охвачен областью возмущений, вызванных отрывом, что его отклонения (в большом диапазоне углов) не в состоянии изменить направления потока. Это означает, что эффективность, например, руля высоты дополнительно снижается, а в некотором диапазоне углов отклонения утрачивается полностью. Это явление названо аэродинамической блокировкой рулей. Руль вновь приобретает нормальную действенность только тогда, когда все обтекание становится сверхзвуковым.
4. Большое значение для устойчивости самолета и характера переходных процессов имеют демпфирующие моменты, которые появляются во время поворота самолета относительно соответствующих осей. Эти моменты возникают вследствие существования относительной скорости потока, противоположной направлению поворота. Относительная скорость потока вызывает изменение углов атаки профилей и приводит к возникновению дополнительных аэродинамических сил, моменты которых относительно центра тяжести самолета противодействуют повороту. Результирующий демпфирующий момент представляет собой сумму моментов от оперения, фюзеляжа и крыла. С учетом несущих поверхностей наибольший момент возникает, очевидно, относительно поперечной оси, а его значение зависит от формы и величины крыла, фюзеляжа и горизонтального оперения, т.е. от принятой аэродинамической схемы и компоновки самолета, особенно от формы крыла и наличия горизонтального оперения.
5. На продольное демпфирование значительное влияние оказывает скос потока в области горизонтального оперения. Возникновение скоса потока объясняется тем, что вихревое течение, индуцируемое концами крыла, имеет составляющую скорости, направленную вниз, которая, суммируясь со скоростью невозмущенного потока, изменяет угол атаки горизонтального оперения. Величина этого изменения зависит от угла атаки крыла (или коэффициента подъемной силы), числа Маха, а также от формы крыла. Скос потока вблизи горизонтального оперения, расположенного за крылом, может оказывать существенное влияние на продольную устойчивость самолета, поскольку сильнее всего он проявляется при околозвуковых скоростях, когда центр давления перемещается назад.
Особенно неблагоприятен скос потока для самолетов с прямым крылом, у которых в результате интерференции крыла и фюзеляжа кризисные явления возникают главным образом в корневой части крыла. Они приводят к уменьшению скоса потока, а тем самым к уменьшению направленной вниз уравновешивающей силы оперения и появлению дополнительного момента на пикирование, который возникает одновременно с другим дополнительным моментом-от перемещения ц.д. самолета.
В отличие от прямого крыла у стреловидного кризисные явления возникают прежде всего на концах. Это вызывает такое изменение распределения давления вдоль размаха, что скос потока вблизи горизонтального оперения возрастает, а устойчивость самолета уменьшается. В самолетах со стреловидным либо треугольным крылом при околозвуковых скоростях это совпадает с уменьшением подъемной силы на концах крыла. Поскольку концы таких крыльев находятся за центром тяжести самолета, уменьшение на них подъемной силы приводит к возрастанию момента на кабрирование, что в совокупности с увеличением этого же момента вследствие скоса потока может привести к неустойчивости на некоторых режимах полета, особенно при больших значениях коэффициента подъемной силы. При увеличении сверхзвуковой скорости полета скос потока вблизи горизонтального оперения постепенно уменьшается, так как по мере разгона самолета углы раствора конусов возмущений уменьшаются. В зависимости от соотношения размахов крыла и оперения, а также от значения числа Маха скос потока за крылом может вообще не оказывать влияния на работу горизонтального оперения, если это оперение расположено за конусами возмущений.
6. Возникновение скачков уплотнения на крыле в области элеронов, а также интенсивный срыв потока за элеронами при околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета могут снизить эффективность элеронов и даже вызвать их обратное действие, обусловленное чисто аэродинамическими причинами 1* . Например, отклонение элерона книзу может усугубить волновой кризис (отрыв потока) на верхней поверхности, что приведет к уменьшению подъемной силы крыла вместо требуемого увеличения ее. Отклонение элерона кверху на другом полукрыле может вызвать отрыв потока на его нижней поверхности, что приведет к нежелательному увеличению подъемной силы. В результате оказывается, что момент крена, создаваемый элеронами, противоположен требуемому.
7. Явление, аналогичное описанному выше, возникает также при управлении самолетом по курсу. При дозвуковой скорости полета после поворота руля направления, например, вправо самолет, осуществляя поворот, кренится в ту же сторону независимо от формы крыла. При полете с Мкр картина меняется: после отклонения руля вправо левое крыло выдвигается вперед и его эффективный угол стреловидности относительно потока уменьшается, в связи с чем снижается также Мкр . В результате волновой кризис раньше возникает на левом крыле и его подъемная сила уменьшается, вследствие чего самолет получает крен на левую сторону вместо правой. Этот эффект усугубляется еще и тем, что сила, возникшая на вертикальном оперении, после поворота руля направления воздействует на определенном плече относительно продольной оси самолета и, следовательно, создает момент, вызывающий дополнительный крен в направлении, противоположном требуемому.
Описанное явление особенно характерно для современных самолетов с вертикальным оперением большой площади и крыльями малого удлинения, которые имеют малый продольный момент инерции. Очевидно, что противоположная реакция самолета на отклонение руля направления может быть связана также со сжимаемостью воздуха и возникновением кризисных явлений при несимметричном обтекании правой и левой консолей крыла, а также со специфическими формами сверхзвуковых самолетов и их меньшим моментом инерции относительно продольной оси. Эффект реверса руля направления может проявляться в диапазоне не только околозвуковых, но также и сверхзвуковых скоростей, особенно при М › l,5-2,0.
1* Обратное действие (реверс) элеронов проявляется в отклонении самолета в сторону, противоположную заданной пилотом. Реверс связан с упругостью конструкции и возникает при определенной (для данного типа самолета) скорости.
Развитие аэродинамических систем управления
Большое число и разнообразие явлений, ведущих к ухудшению устойчивости и управляемости в диапазоне сверхкритических скоростей, а также отсутствие эффективных средств противодействия им в первых около- и сверхзвуковых самолетах сделали полеты очень сложными и потребовали от пилотов исключительно осторожного управления. Практическое использование таких самолетов было невозможным, так как выполнение полета требовало концентрации всего внимания пилота.
Утрата эффективности управления в диапазоне сверхкритических скоростей-крайне опасное явление, требующее энергичного противодействия со стороны конструктора самолета. Если самолет имеет двигательную установку с достаточно большой тягой, то при разгоне он может относительно быстро преодолеть интервал околозвуковых скоростей, и поэтому некоторые из вышеописанных эффектов проявляются в течение такого короткого времени, что это не влияет на поведение самолета. Однако требование длительного полета современных самолетов на малой высоте с околозвуковыми скоростями вынуждает конструкторов разрабатывать различные аэродинамические и конструктивные способы обеспечения надлежащей управляемости во всем диапазоне эксплуатационных скоростей. Особенно стремятся к тому, чтобы снижение эффективности управления не совпадало по времени с нарушениями устойчивости, связанными с волновым кризисом на крыле в диапазоне околозвуковых скоростей.
В построенных до настоящего времени сверхзвуковых самолетах проблемы устойчивости разрешены различными способами, однако преимущественно посредством соответствующих комбинаций управляющих поверхностей: элеронов; элевонов; управляемого дифференциального стабилизатора; элеронов и рулей высоты, размещенных в хвостовых частях крыла; зависающих элеронов; интерцепторов; рулей высоты и направления либо цельнопово- ротного горизонтального и вертикального оперения, которое в самолетах вертикального взлета и посадки (как исключение, и в высотном самолете Х-15А) дополнено системой струйного (реактивного) управления.
Как следует из данных, содержащихся в табл. 1, в 37 самолетах для поперечного управления использованы элероны; в 7-элероны и интерцепторы; в 3-элероны и дифференциальный управляемый стабилизатор; в 8-интерцепторы и дифференциальный управляемый стабилизатор; в 5-только дифференциальный управляемый стабилизатор; в 19-элевоны; в 6-элероны и рули высоты в хвостовой части крыла; в 1-зависающие элероны и дифференциальный управляемый стабилизатор и в 2-только интерцепторы. Для управления по тангажу и курсу в 6 самолетах использовано классическое горизонтальное оперение, состоящее из неподвижного стабилизатора и руля высоты; в 56-полностью поворотное горизонтальное оперение, в том числе в 17-дифференциальное (всего создано 62 самолета классической схемы); в 75-классическое одно- килевое оперение; в 6-двухкилевое оперение; в 5-полностью поворотное одно килевое и в 2-поворотное двухкилевое.
