Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»
Д. крыла явилась причиной многие катастроф и аварий самолётов (например, моноплана С. Ленгли в 1903), Первые работы, посвящённые Д
жүктеу/скачать 14.24 Mb.
|
Д. крыла явилась причиной многие катастроф и аварий самолётов (например, моноплана С. Ленгли в 1903), Первые работы, посвящённые Д., в конце 20 х гг. выполнили немецкий учёный X. Рейснер и английские учёные Р. Фрейзер, В. Дункан. Эффективный метод расчёта критической скорости Д. крыльев большого удлинения предложен в СССР в конце 30 х гг. Е. П. Гроссманом. Важная методическая особенность современных исследований Д. — обычно совместное выполнение их с рассмотрением другие явлений динамической и статической аэроупругости. В частности, представление о Д. крыльев может быть получено по результатам расчёта реверса элеронов, поворотного стабилизатора, носков, рулей — по результатам измерений их шарнирных моментов и жёсткости проводки управления; Д. фюзеляжа с дестабилизатором может быть исследована на основании расчёта суммарных аэродинамических характеристик свободно летящего самолёта. Важное представление о характеристиках Д. может быть получено при исследовании флаттера. При приближении состояния конструкции к Д. деформации (а также производные аэродинамических коэффициентов летательного аппарата по углам атаки и отклонения рулей) резко нарастают и становятся неопределёнными по знаку. Например, наиболее опасная Д. для самолётов с крылом обратной стреловидности характеризуется увеличением (вплоть до бесконечно большого значения) производной {{cay}} — коэффициент подъёмной силы по углу атаки (см. рис.). Эта производная, как и критическая скорость Д., определяется при статических испытаниях упруго-подобной модели в аэродинамической трубе; в ряде случаев более полное и строгое представление о Д. и других формах потери устойчивости летательного аппарата дают испытания динамически-подобной модели. Повышение жёсткости крыла, главным образом на изгиб, достигаемое ужесточением его композиционными материалами и некоторым рациональным направлением их волокон, позволяет уменьшить темп роста производной {{cay}}, уменьшить аэродинамические нагрузки и увеличить критическое значение скоростного напора. Опасность другие форм Д. весьма ограничена и при необходимости наиболее просто устраняется рациональным выбором жёсткостных характеристик конструкции.
Сравнительные характеристики дивергенции крыла обратной стреловидности: I — для исходного крыла; II — для крыла, ужесточенного композиционным материалом (VI, VII, — критические скорости дивергенции соответственно для исходного и ужесточенного крыла). динамика полёта — раздел аэромеханики, изучающий динамические свойства и движение летательного аппарата различного назначения. В Д. п. исследуется движение летательного аппарата как в целом по траектории (траекторное движение), так и движение относительно его центра масс в установившемся и переходном режимах, а также при наличии разного рода возмущений (возмущённое движение), устойчивость летательного аппарата на различных режимах полёта (см. также Режимы летательного аппарата) и его управляемость, как при использовании «классических органов управления, так и «новых», появившихся в 80 х гг. (см. Непосредственное управление подъёмной и боковой силами). Все возрастающая скорость полёта и улучшающаяся манёвренность летательного аппарата оставляет пилоту всё меньше времени на принятие решения, и его исполнение требует все более широкого использования автоматики. Поэтому в Д. п. значительное внимание уделяется синтезу систем управления (см. Автоматическое управление) и эргономике (см. Эргономика авиационная) системы «летательный аппарат — человек» (см. Лётчик), разработке систем улучшения устойчивости и управляемости. Существенное место в Д. п. отводится разработке методов создания и создания летательного аппарата с заданными летно-техническими характеристиками (см. Аэродинамический расчёт). Рост скоростей полёта и нагрузок на летательный аппарат и его элементы (крыло и т. п.) привели к тому, что стало необходимым учитывать и в определенной мере исключать влияние на летно-технические характеристики летательного аппарата его упругих свойств (см. Аэроупругость). Быстрое развитие средств автоматики позволили приступить к разработке и в конце 80 х гг. создать первые системы, учитывающие это влияние, — активные системы управления. Решение возникающих в Д. п. задач базируется на знании и выборе аэродинамических характеристик летательного аппарата (см. также статью Аэродинамика, Аэродинамические силы и моменты); параметров силовой установки (типа двигателей авиационных, тяги или мощности двигателей, их зависимости от высоты и скорости полёта — см. Характеристики двигателя); взаимного расположения элементов летательного аппарата (крыла, оперения, двигателей и т. п. — см. Аэродинамическая схема); характеристик атмосферы (см., например, Атмосферное возмущение, Сдвиг ветра); характеристик и состава бортового и наземного оборудования (см., например, Бортовое оборудование, Бустерное управление, Электродистанционная система управления). При этом проектируемые и разрабатываемые устройству и системы апробируются в виде моделей в аэродинамических трубах и других экспериментальных установках, при полунатурном моделировании на пилотажных стендах, натурных испытаниях в летных исследованиях и доводятся в процессе лётных испытаний. Математической основой Д. п. являются теоретическая механика (см., например, Уравнения движения), теории устойчивости и систем автоматического регулирования, методы оптимизации и статистические методы анализа и синтеза динамических систем. динамическая высота — высота полёта, превышающая статический потолок летательного аппарата. Д. в. достигается в динамическом режиме полёта, при котором часть кинетической энергии летательного аппарата переходит в потенциальную. Максимально достигаемая Д. в. называют динамическим потолком летательного аппарата. динамическая жесткость упругой системы — отношение комплексных амплитуд силы или момента соответствующего смещения (линейного или углового), являющееся функцией частоты колебаний. Для линейных систем (а при некоторых ограничениях и для нелинейных) Д. ж., зависящая от основных параметров системы, полностью характеризует соответствующие динамические свойства системы (в том числе летательного аппарата). Для определения Д. ж., например, при изучении взаимодействия рулевых приводов и органов управления летательного аппарата, наряду с расчётными методами эффективно использование экспериментальных исследований на соответствующих стендах. динамический потолок 1) Д. п. самолёта — наибольшая высота, достигаемая самолётом в неустановившемся полёте. В области установившихся режимов полёта (ниже линии статических потолков, см. рис.) может быть достигнуто равенство внешних сил, действующих на самолёт. Выше линии статических потолков силы не могут быть уравновешены, поэтому полёт может быть только неустановившимся; переход в эту область возможен лишь путём преобразования части кинетической энергии самолёта в потенциальную. Однако достижение максимальной энергетической высоты, равной максимальной удельной энергии самолёта, неосуществимо. Максимальная удельная энергия e реализуется в горизонтальном установившемся полёте при максимальной тяге двигателей. Для перевода самолёта в режим набора высоты необходимо увеличить угол атаки, что приводит к увеличению аэродинамического сопротивления, в результате чего нарушается баланс сил и производная удельной энергии de/dt = Vnx (V — скорость самолёта, nx, — продольная перегрузка) становится отрицательной. Таким образом, переход в область выше линии статических потолков возможен только из тех точек, в которых производная удельной энергии в горизонтальном полёте положительна, то есть из области, лежащей ниже линии статических потолков. Возможно несколько типов такого перехода. Если при максимальной тяге создать угол атаки, при котором тяга уравновешивает сопротивление, то переход будет совершаться по линии e = const. Параметры траектории (скорость, высота, угол наклона траектории) будут изменяться, причем максимальное значение угла наклона траектории достигается в точке статического потолка. Для обеспечения максимальной высоты в таком движении выход на него из горизонтального полёта нужно производить из точек границ области, допускаемой по скоростному напору или по Маха числу полёта М{{∞}}. Самолёт может достичь большей высоты, если закон управления усложнить. Движение также должно начинаться из точек границ области при максимальной тяге двигателей. На первом участке полёта угол атаки необходимо выдерживать таким, чтобы обеспечить движение с максимально допустимой нормальной перегрузкой (если она достигается). По мере увеличения высоты угол атаки увеличивается до значения, максимально допустимого условиями устойчивости полёта, и на остальной части траектории остаётся постоянным. Такой полёт происходит с уменьшением удельной энергии, поэтому после достижения Д. п. при снижении самолёт переходит в горизонтальный установившийся полёт в точке области с меньшим значением удельной энергии. Максимальное значение высоты полёта на этой линии является практически достижимым Д. п., если в этой точке области режимов полёта выполняются требования устойчивости, управляемости и обеспечивается работа силовой установки. Использование неустановившихся режимов полёта наиболее эффективно для скоростных самолётов, кинетическая энергия которых составляет большую часть полной энергии. Расчёты и практические рекордные полёты показывают, что для сверхзвуковых самолётов динамический потолок может превышать статический на 10—15 км. 2) Д. п. вертолёта — наибольшая высота, достигаемая вертолётом в полёте с поступательной скоростью. Лит.: Микоян С. А., Динамический метод набора высоты, в сб.: Летчику о практической аэродинамике. М., 1961. Б. X. Давидсон. Диаграммы полёта для достижения динамического потолка: 1 — кривые набора высоты при условии e = const во время полёта; 2 — кривая набора высоты дли достижения максимального динамического потолка; 3 — кривая спуска, соответствующая минимальному уменьшению удельной энергии; 4 — гранича области режимов полёта, допустимых по скоростному напору (прочности конструкции) или числу М{{∞}}. динамически-подобная модель летательного аппарата — модель летательного аппарата, созданная в соответствии с законом динамического подобия и используемая при исследованиях флаттера и другие явлений аэроупругости в аэродинамических трубах. Полученные в лабораторных условиях результаты переносятся на натурный летательный аппарат пересчётом. Обычно Д.-п. м. геометрически подобна натурному летательному аппарату, имеет такое же распределение масс и жёсткостей и обеспечивает подобие аэродинамических сил (без учёта сил вязкости), а также упругих и инерциальных сил при малых колебаниях около положения равновесия. Все масштабы моделирования однозначно выражаются через 3 основные масштаба; длины kL, плотности kρ и скорости kV (при малых скоростях потока в аэродинамической трубе) или скоростных напоров kq, (при больших скоростях). И для модели, и для натурного летательного аппарата при пересчёте используется равенство безразмерных подобия критериев (чисел Ньютона, Коши, Струхала, Маха). Например, масштабы для масс kM, жёсткостей kE и частоты колебаний kp определяются следующим образом: kM = kpk3L; kE = kpk2Vk4L = kqk4L; kp = kVk-1L = kqkp. Основные масштабы выбираются оптимальными для моделирования исходя из данных натурного летательного аппарата в пределах, допускаемых параметрами аэродинамической трубы. Имеется несколько основных конструктивных схем Д.-п. м.: модель-копия, конструктивно-подобная модель, отсечно-балочная модель. Кроме того, применяют модели комбинированной схемы, упрощённые и схематические. Модель-копия выполняется из того же материала, что и натурный летательный аппарат, с соблюдением всех подробностей конструкции, как её копия, геометрически подобная ей в выбранном масштабе длин kL. Масштабы плотности и скорости при этом равны единице, и, следовательно, плотность и скорость потока при испытании модели-копии равны натурным. Такие условия выполнимы не во всех случаях. Имеются и технологические затруднения при изготовлении элементов модели. Конструктивно-подобная модель — модель, силовые элементы которой подобны натурным по жёсткостным и массовым характеристикам, и схема их силового взаимодействия воспроизводит силовую схему натуры. Но такая модель не копирует натурный летательный аппарат во всех деталях. Существует несколько возможных вариантов такой модели. Например, силовые элементы могут быть выполнены из материала с другим модулем упругости. Получающаяся из-за замены материала разница в массе восполняется так называемыми доводочными грузами. При сохранении подобия по массовым характеристикам такая модель будет Д.-п. м. с масштабом скоростей kу = {{E-1/2}} = (EМ/ЕН){{1/2}}, где ЕМ и ЕН — модули упругости материала модели и натурного летательного аппарат, {{E}} — приведённый модуль упругости. Такую модель изготовляют из целлулоида, винипласта или других пластиков и исследуют в аэродинамических трубах с малыми скоростями потока. В другом варианте модели площади F силовых элементов могут быть изменены в {{F}} раз по сравнению с требованиями геометрического подобия при сохранении их координат в сечениях конструкции. В этом случае масштаб скоростей будет kV{{(EF)1/2}} и, подбирая значения {{F}} и {{E}}, можно создать Д.-п. м. с любым (в известных пределах) масштабом скоростей. Возможен вариант, в котором при изменении относительной толщины профиля крыла в {{H}} раз ({{Н}} > 0,8) характеристики жёсткости его сечений изменяются примерно в {{H}}-2 раз; масштаб скоростей будет kV({{EFH}}-2) Выбирая kL и комбинируя величины {{Е}}, {{F}}, {{H}} или заменяя только некоторые из них, можно в большинстве случаев подобрать такие их значения, при которых будут удовлетворены и требования эксперимента, и условия, диктуемые технологией изготовления. Отсечно-балочные модели (см. рис.) — модели, в которых элементы летательного аппарата (крыло большого строительного удлинения, фюзеляж и т. п.) схематизируются так называем эквивалентными балками. Жёсткостные характеристики такой балки воспроизводятся упругим стержнем лонжерона; геометрические формы создаются жёсткими отсеками, моделирующими также и массовые характеристики. Эти отсеки, разделённые между собой щелями, передают на лонжерон инерционные и аэродинамические силы и жёстко закреплены на нём так, что следуют за перемещениями лонжерона, но не стесняют его деформации и не искажают жёсткостные характеристики. Массовые характеристики воспроизводятся распределением масс по условиям подобия. Эти модели относительно просты, удобны и дают хорошие результаты при моделировании. Модели комбинированной схемы используются для тех участков конструкции, к которым отсечно-балочная схема моделирования не применима. При этом упругие свойства элементов в ряде случаев можно воспроизводить путём приближённого копирования основных силовых элементов или заменой этой конструкции другой упругой системой с приближённо эквивалентными характеристиками. Такой приём применим, например, для узла сочленения крыла с фюзеляжем, для корневых участков крыльев большой стреловидности, для подмоторных рам. Некоторые сложные по силовой схеме участки конструкции, жёсткости которых трудно определить расчётом, можно выполнить на модели конструктивно-подобными, применяя материал с малым модулем упругости. Упрощённые и схематические модели применяются в тех случаях, когда нет необходимости добиваться полного подобия по массовым и жёсткостным характеристикам. Так, иногда можно жёсткостные характеристики крыла малого удлинения моделировать характеристиками пластины. В других случаях, например, при установке тяжёлого агрегата на конце крыла, можно не выдерживать подобия крыла по массам, ограничиваясь подобием по жёсткости. Такие модели обычно применяют при предварительных исследованиях летательного аппарата.
Общий вид отсечно-балочной модели. динамическое давление — используемое в зарубежной литературе, но не рекомендуемое в отечественной название скоростного напора. диполь (от греческого di- — приставка, означающая дважды, двойной, p{{ó}}los — полюс) гидродинамический — точечная особенность в поле безвихревого течения идеальной несжимаемой жидкости, которая представляет собой предельное состояние источников и стоков равной интенсивности Q, когда расстояние между ними l{{→}}0, a Q{{→∞}} таким образом, что произведение Q*l = M = const. Постоянная M называется моментом Д. и является векторной величиной, так как она зависит от ориентации линии, соединяющей источник и сток в процессе предельного перехода и называемой осью Д. Как источник и сток, Д. является математической моделью и используется в аэро- и гидродинамике для анализа потенциальных течений; другие название Д. — дублет. На основе двух Д. в результате аналогичного предельного перехода можно получить особенность более высокого порядка, которая называется мультидиполем или мультидублетом. В плоском случае в плоскости комплексного переменного z = x + iy течение от Д., расположенного в точке z0, ось которого составляет угол {{α}} с осью x, описывается комплексным потенциалом {{формула}} где {{φ}}(х, у) — потенциал скорости, {{ψ}}(х, у) — функция тока. Схематическая картина линий тока (сплошные линии {{ψ}} = const) и эквипотенциальных линий (штриховые линии {{φ}} = const) для Д. (z0 = {{α}} = 0) показана на рис. В рассматриваемом течении расход жидкости через произвольный замкнутый контур, охватывающий Д., равен нулю; это свойство делает Д. очень удобным для анализа обтекания тел. Так, например, если в однородный набегающий со скоростью V{{∞}} поток поместить Д. с М = 2{{π}}V{{∞}}, то суммарное течение будет соответствовать обтеканию кругового цилиндра единичного радиуса. Понятие Д. используется также при анализе течений идеальной сжимаемой жидкости на основе линеаризованных уравнений (см. Линеаризованная теория течений). В. А. Башкин. директорное управление самолётом — способ управления, при котором для стабилизации движения самолёта на заданной траектории лётчик выполняет индицируемые ему директорным прибором команды о необходимых воздействиях на органы управления. Индикаторы команд Д. у. совмещаются с указателями положения самолёта относительно горизонта и заданной траектории, а также с указателем скольжения в командно-пилотажных приборах (см. рис. в статье Пилотирование по приборам). Д. у. существенно упрощает процесс пилотирования по приборам и применяется главным образом при взлёте, заходе на посадку и уходе на второй круг. Команда управления формируется как разность текущего и заданного значений выбранного для Д. у. параметра короткопериодического движения самолёта, например, углов крена и тангажа (или нормальной перегрузки). Выдаваемое значение параметра Д. у. является суммой сигнала отклонения от траектории и сигнала скорости его изменения. Конструктивно принцип Д. у. реализуется в директорных системах траекторного управления, включающих вычислитель команд управления, контрольно-пилотажный и навигационно-плановый приборы. Чаще всего директорная система входит в состав бортовой системы автоматического управления (см. Автоматическое управление). Лит.: Михалев И. Д., Окоемов Б. Н., Чикулаев М. С., Системы автоматического управления самолетом, 2 изд., М., 1987. дирижаблестроительный учебный комбинат (ДУК) — был образован в 1933 в системе ГВФ в г. Тушине под Москвой на базе Московского дирижаблестроительного института, воздухоплавательного факультета Ленинградского учебного комбината ГВФ и Воздухоплавательной школы ГВФ. Включал Воздухоплавательную школу и Дирижаблестроительный институт. Школа готовила пилотов аэростатов и дирижаблей и техников по их эксплуатации, а институт — инженеров-дирижаблестроителей широкого профиля. ДУК в сотрудничестве с «Дирижаблестроем» принимал участие в научно-исследовательских работах и конструкторских разработках в области воздухоплавательной техники. В 1935 комбинату было присвоено имя К. Э. Циолковского. В числе выпускников ДУК Г. И. Голышев, Н. С. Гудованцев, С. В. Дёмин, А. Ф. Крикун, И. В. Паньков, Г. П. Свищёв, В. А. Установич, В. В. Уткин, А. А, Фомин. В 1939 в связи со свёртыванием дирижаблестроения в стране ДУК был расформирован — Воздухоплавательная школа закрыта, а институт реорганизован в Московский институт инженеров ГВФ, который послужил базой для создания в 1940 Московского авиационного технологического института. «дирижаблестрой» — специализированное предприятие по опытному строительству и эксплуатации дирижаблей. Основан в конце 1931 в Москве в системе ГВФ, в 1932 переведено в г. Долгопрудный Московской области, где ему была передана дирижабельная база Осоавиахима. Сюда же были перебазированы ранее созданные в СССР дирижабли «Комсомольская правда» и В-1. В «Д.» были построены и проходили опытную эксплуатацию дирижабли В-2 (объёмом 5000 м3). В-3 (6500 м3), В-5 (2168 м3), В-6 (18500 м3), В-7, В-7 бис, В-8 (все объёмом 9150 м3), В-10 (3700 м3). Были созданы модернизированные варианты дирижаблей «Комсомольская правда» (получил название В-4) и В-1 (В-1бнс и В-12). Был проведён ряд значительных опытно-конструкторских работ, в том числе построен макетный цельнометаллический дирижабль, в конструкции которого была реализована одна из идей К. Э. Циолковского — применена оболочка из тонкостенных гофрированных листов из нержавеющей стали. В «Д.» работали такие учёные и конструкторы, как Б. А. Гарф, М. М. Кулик, У. Нобиле, А. И. Путилов, Р. В. Пятышев, Г. П. Свищёв, воздухоплаватели Н. С. Гудованцев, С. В. Дёмин, И. В. Паньков, С. А. Попов, В. А. Устинович и др. В 1936 производственная база «Д.» была передана в Наркомтяжпром (завод №207), а эксплуатация и подготовка лётных кадров остались за ГВФ. В начале 1940 работы по дирижаблям на предприятии были прекращены. дирижабль (от французского dirigeable — управляемый)— управляемый аэростат. Имеет удлинённый обтекаемый корпус, наполненный подъёмным газом (гелий, водород или тёплый воздух), создающим аэростатическую подъёмную силу. Воздушные винты, приводимые во вращение двигателями, сообщают Д. поступательную скорость 60—120 км/ч (скорость может быть и несколько большей). В кормовой части корпуса устанавливается оперение, состоящее из неподвижных поверхностей (стабилизаторов), рулей направления и высоты. Корпус Д. совместно с кормовым оперением способен создавать аэродинамическую подъемную силу, что позволяет сочетать летно-технические характеристики аэростата и самолёта. В нижней части корпуса располагаются гондола с кабиной управления, помещения для пассажиров и экипажа, топлива и специального оборудования. Двигательные установки с винтами обычно размещаются на корпусе или гондоле. Полеты Д. проводятся на высоте до 3 км, в отдельных случаях — до 6 км. По типу конструкции корпуса и оболочки различают (рис. 1): жёсткие дирижабли и нежёсткие (полужёсткие дирижабли, мягкие дирижабли и разновидность последних — полумягкие Д.). Основные данные некоторых жёстких, полужёстких и полумягких Д. приведены в таблицах 1—3. Взлёт Д. происходит в результате сброса балласта, а спуск — вследствие частичного выпуска подъёмного газа, при этом форма и жёсткость корпуса сохраняются путём пополнения воздуха в баллонетах. Вертикальный взлёт, висение и вертикальный спуск Д. могут также осуществляться изменением вектора тяги винтов. В свободном полёте (то есть при неработающих движителях) устойчивость и управляемость Д. обеспечиваются только аэростатической подъёмной силой заключённого в его корпус газа. В управляемом полете устойчивость и управляемость Д. в горизонтальной плоскости обеспечиваются стабилизаторами и рулями направления, а при использовании движителей с изменяемым вектором тяги также и воздушными винтами, в вертикальной плоскости — изменением аэродинамической подъёмной силы оперённого корпуса (путём изменения углов атаки и углов поворота рулей высоты) и вектора тяги движителей. Изменением объёма газа в носовых и кормовых баллонетах нежёстких Д. достигается изменение угла атаки при аэродинамическом взлёте с разбегом. При полёте с углом атаки благодаря аэродинамической подъёмкой силе оперённого корпуса подъёмная сила Д. может увеличиться или уменьшиться на 10—30% по сравнению с аэростатической. жүктеу/скачать 14.24 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|