БОКОВАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПРИ ВЗЛЕТЕ САМОЛЕТА ПОД ДЕЙСТВИЕМ ПЕРЕНАПРАВЛЕННЫХ РЕАКТИВНЫХ СТРУЙ

Базухаир М. А.

Бакалавр; Казанский национальный исследовательский технический университет им. А. Н. Туполева – КАИ,  Казань

БОКОВАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПРИ ВЗЛЕТЕ САМОЛЕТА ПОД ДЕЙСТВИЕМ ПЕРЕНАПРАВЛЕННЫХ РЕАКТИВНЫХ СТРУЙ

Аннотация

Рассмотрены уравнения боковой статической устойчивости самолета при укороченном взлете над воздушной подушкой, созданной применением метода перенаправления реактивных струй.

Ключевые слова: метод перенаправления реактивных струй, короткий взлет, сокращение разбега, улучшение ВПХ самолета

Bazuhair M. A.

Undergraduate, Kazan National Research Technical University named after A.N. Tupolev - KAI, Kazan

AIRCRAFT LATERAL STATIC STABILITY DURING SHORT TAKEOFF BASED ON REACTION JET REDIRECTION METHOD

Abstract

In this paper, basic equations of lateral static stability of takeoff rolling over an air-cushion generated by reaction jet redirection method are proposed. As result of said method, undercarriage friction with runway surface is eliminated, providing a short takeoff capability.

Keywords: reaction jet redirection method, short takeoff stability, takeoff roll shortening, STOL stability,

Боковые аэродинамические силы и моменты самолета возникают при несимметричном обтекании его воздушным потоком [1]. В случае разбега самолета нормальной схемы с взлетной симметричной конфигурацией над воздушной подушкой, созданной применением метода перенаправления реактивных струй при так называемом экранном взлете [2] симметрия потока относительно плоскости OXY может быть нарушена, если угол скольжения β≠0. К такому результату также приводят отклонение органов управления углами крена γ_a и рыскания ψ_a, и несимметричное перенаправление реактивных струй при применении соответствующего метода (см. рис.1), изложенного в работе [3].

В данной статье мы рассматриваем вопрос боковой устойчивости самолета только при изменении перенаправленных сил, т.е. предполагая, что углы β, ψ_a и боковые ветровые возмущения W_B равны нулю.

Таким образом, на основе изображенного на рис.1 двухсоплового комплекса перенаправления реактивных струй к главным факторам нарушения боковой статической устойчивости можно отнести несимметричное перенаправление реактивных струй на полуразмах крыла l/2. Такое явление при исключении влияния боковых возмущений воздушной среды может происходить из-за изменения скоростного набора  на каждом полуразмахе крыла.

Рис. 1 - изменение аэродинамической и перенаправленной нагрузок на размах крыла при экранном взлете: 1- газоотбойник реактивных струй; 2- ВПП; 3- опора балансировки; 4- канал перенаправления; 5- опоры перенаправляющей установки; 6- сопло обдувки. (а) при воздушной скорости V=0; (б) при V<<M, где М число Маха.

Согласно рис.1, при , увеличивается аэродинамическая нагрузка ∆F_пy на правом полуразмахе крыла, а при  на левом. Изменение перенаправленной силы ∆F_пy в данном случае описывается следующим соотношением, зависящим от угла перенаправления струй ф при нулевой воздушной скорости и P_y≈0 [2]:

               (1)

где c_пу – коэффициент перенаправленной силы, зависящий от ф; ^͞S – уменьшенная площадь крыла, которая равна разн ости между площадью несущей поверхности и миделью фюзеляжа F_M (см. рис. 1). Следовательно, пара перенаправленных нагрузок сил приводит к возникновению накреняющего момента M_x, записываемого при V=0 так:

               (2)

Очевидно, что суммарный момент ∆M_x при M_x<0 ⇒ γ_a>0 (см. рис.2), или M_x>0 ⇒ γ_a<0, где z_д – координата точки приложения вектора перенаправленной силы F_пу к полуразмаху крыла.

Поделив (2) на выражение q_пSl получим коэффициент бокового статического момента при V = 0

               (3)

Несимметричность обдувки при постоянных значениях S, z_д, l и F_M связана с изменением ф, что показано на рис.1. Техническим подходом обеспечения балансировки самолета при экранном взлете является дифференциальное управление углом ф в каждом сопле обдувки. Такое решение использует только преимущество двухсоплового комплекса перенаправления для балансировки без участия самолетных органов управления, т.е. элеронов.

Рис.2 - положительный момент крена.

Возникновение крена самолета сопровождается его рысканием из-за изменения продольных сил по полуразмахам крыльев. В зоне, обладающей относительно большим значением q_п, увеличивается лобовое сопротивление F_xп, а в зоне малого q_п значение F_xп уменьшается. При экранном взлете такое приводит к уходу самолета из зоны перенаправления реактивных струй, что недопустимо. Аналогичным подходом к выражению (3) был определен коэффициент рыскания

 

               (4)

Вследствие влияния накреняющих моментов относительно осей OX и OY появляются угловые скорости ω_пx и ω_пy, которые в безразмерном виде записываются так:

             (5)

где 

Таким образом, изучение уравнений статической боковой устойчивости самолета, взлетающего над созданной перенаправлением собственных реактивных струй воздушной подушкой, показывает возможность выполнения устойчивого экранного взлета в случае учета соответствующих требований к процессу перенаправления. К числу таких требований относятся равномерность перенаправления потоков на полуразмахи крыла, обеспечение экранного взлета с малой высоты от земли для использования запаса кинетической энергии перенаправленных струй и обеспечение регулируемых сопел обдувки.

Балансировка самолета при боковых ветровых порывах изменяет аэродинамическую нагрузку на полуразмахи крыла, что нужно учитывать при более точных расчетах. Данному вопросу будет посвящены другие работы.

Литература

1. Динамика полета: учебник / А.В. Ефремов, В.Ф. Захарченко, В.Н. Овчаренко и др.; под ред. Г.С. Бюшгенса.– М.: Машиностроение, 2011. – 776 с.
2. Базухаир М. А. Динамика укороченного взлета самолета под действием перенаправленных реактивных струй// Вестник КГТУ-КАИ, – №2. – С.5 – 12.
3. Базухаир М. А. Метод создания воздушной подушки под летательным аппаратом перенаправлением реактивных струй для сокращения разбега // Вестник КГТУ-КАИ, – №4. – С.5 – 8.
4. Аэромеханика самолета: учебник/ А. Ф. Бочкарев, В. В. Андреевский, В. М. Белоконов и др.; Под ред. А. Ф. Бочкарева. – М.: Машиностроение, 1985. – 360 с.

References

1. Dinamika poleta: uchebnik / A.V. Efremov, V.F. Zaharchenko, V.N. Ovcharenko i dr.; pod red. G.S. Bjushgensa.– M.: Mashinostroenie, 2011. – 776 s.
2. Bazuhair M. A. Dinamika ukorochennogo vzleta samoleta pod dejstviem perenapravlennyh reaktivnyh struj// Vestnik KGTU-KAI, 2015.– №2.– S.5.– 12.
3. Bazuhair M. A. Metod sozdanija vozdushnoj podushki pod letatel'nym apparatom perenapravleniem reaktivnyh struj dlja sokrashhenija razbega // Vestnik KGTU-KAI, – №4. – S.5 – 8.
4. Ajeromehanika samoleta: uchebnik/ A. F. Bochkarev, V. V. Andreevskij, V. M. Belokonov i dr.; Pod red. A. F. Bochkareva. – M.: Mashinostroenie, 1985. – 360 s.