Из Википедии, бесплатной энциклопедии
  (Перенаправлен с Sabre Dance (подача) )
Перейти к навигации Перейти к поиску
Me 163 имел планки для управления нагрузкой по размаху. Их легче увидеть вверху изображения.

В аэродинамике , шаг вверх является самопроизвольным нос вверх вращение воздушного судна. Это нежелательная характеристика, которая наблюдалась в основном у экспериментальных самолетов со стреловидным крылом при высоких дозвуковых числах Маха или большом угле атаки. [1]

История [ править ]

Проблемы с питч-апом впервые были замечены на высокоскоростных испытательных самолетах со стреловидными крыльями. Это была обычная проблема на Douglas Skyrocket , которая широко использовалась для проверки.

Прежде чем явление тангажа было хорошо изучено, оно преследовало все ранние самолеты со стреловидным крылом. В F-100 Super Sabre он даже получил собственное название - танец сабли. На самолетах с высоко расположенным хвостовым оперением, таких как F-101 Voodoo , восстановление было особенно затруднено, потому что хвостовое оперение было помещено непосредственно в след крыла во время подъема по тангажу, вызывая глубокое сваливание (хотя T-образное оперение предназначалось для предотвращения тангажа. с самого начала). Развертывание тормозного парашюта и значительная высота над землей были важны для шанса на восстановление.

Описание [ править ]

У МиГ-17 крыло выдвигается вперед, чтобы центр давления находился рядом с точкой равновесия самолета. Для контроля обтекания по размаху на крыльях были установлены выступающие ограждения .

Крылья создают распределение давления на своей верхней и нижней поверхностях, которое создает единую силу, действующую в точке, известной как « центр давления », или CoP, которая обычно расположена между и ½ пути назад от передней кромки . Эта сила наклона вверх и назад заменяется эквивалентной парой сил, называемой подъемной силой и сопротивлением. Продольное положение, в котором действуют эти силы, и величина сил изменяются в зависимости от угла атаки . Кроме того, переменный момент тангажа существует для любого места действия силы, кроме CoP. Эти изменения приводят к необходимости балансировать самолет при изменении настроек скорости или мощности. [2]

Еще одно важное соображение при проектировании самолета - это векторное сложение всех весовых коэффициентов частей самолета, включая крыло. Это также можно свести к одному весовому члену, действующему в некоторой точке вдоль продольной оси самолета, « центре тяжести » или CoG. Если крыло расположено так, что его CoP находится рядом с CoG для самолета, в горизонтальном полете крыло будет поднимать самолет прямо вверх. Это уменьшает любые результирующие силы, толкающие самолет вверх или вниз, но по ряду причин две точки обычно немного разделены, и для уравновешивания этого используется небольшое усилие от поверхностей управления полетом . [2]

Такая же базовая компоновка желательна и для самолета со стреловидным крылом. На обычном прямоугольном крыле CoP встречает самолет в точке хорды, идущей прямо от корня. Хотя тот же анализ покажет центр точки давления для стреловидного крыла, его расположение может значительно отставать от передней кромки, измеренной у основания крыла . Для форм с высокой стреловидностью в плане CoP может располагаться за задней кромкой корневой части крыла, требуя, чтобы крыло встречалось с самолетом в, казалось бы, далеком переднем месте. [3]

В случае стреловидного крыла изменения КП с углом атаки могут быть увеличены. [4]

Внедрение стреловидных крыльев также произошло при переходе к более коническим конструкциям. Хотя давно было известно, что эллиптическая форма в плане «идеальна» с точки зрения индуцированного сопротивления , было также замечено, что линейная конусность крыла имеет почти такой же эффект, хотя и легче. Исследования во время войны [5] привели к широкому использованию конуса, особенно в послевоенное время. Однако с самого начала было замечено, что такие конструкции имеют неблагоприятные характеристики стойла; поскольку наконечники были более нагружены на больших углах атаки, они действовали ближе к точке сваливания.

Хотя этот эффект был неблагоприятным для обычного самолета с прямым крылом, для конструкции со стреловидным крылом он имел неожиданные и опасные результаты. Когда законцовка сваливается на стреловидном крыле, центр давления, средняя точка подъема крыла в целом, перемещается вперед. Это связано с тем, что секция, по-прежнему генерирующая значительную подъемную силу, расположена дальше вперед. Это вызывает дополнительную силу поднятия носа, увеличивая угол атаки и вызывая срыв большей площади наконечника. Это может привести к цепной реакции, вызывающей резкую качку самолета носом вверх.

Этот эффект впервые был замечен у Douglas D-558-2 Skyrocket в августе 1949 года, когда поворот на 0,6 G внезапно вышел из-под контроля до 6 G. Это не было полностью удивительным; эффект был замечен ранее при моделировании в аэродинамической трубе . [4] Эти эффекты можно увидеть на любой скорости; в Skyrocket они проявлялись в основном в трансзвуковом (критерии Вейля-Грея), но с более сильно стреловидными и сужающимися формами в плане, как на североамериканском F-100 Super Sabre , эффект был обычным и на низких скоростях (модель Ферлонга-МакХью граница), когда самолет летел с большими углами атаки, чтобы поддерживать подъемную силу на малых скоростях. [6]

Кроме того, стреловидные крылья имеют тенденцию создавать поток пограничного слоя по размаху , заставляя часть воздушного потока перемещаться «вбок» вдоль крыла. Это происходит по всей длине крыла, но по мере продвижения к законцовке боковой поток увеличивается, поскольку он включает в себя как вклад крыла в этой точке, так и поток по размаху из точек, расположенных ближе к корню. Этот эффект требует времени, чтобы нарастать, на более высоких скоростях поток, связанный с размахом, имеет тенденцию уноситься с задней части крыла, прежде чем он успеет стать серьезным. Однако на более низких скоростях это может привести к значительному нарастанию пограничного слоя на законцовке крыла, усугубляя проблемы, указанные выше. [7]

Наконец, хотя это и не связано напрямую с указанными выше эффектами, в раннюю эпоху реактивных двигателей было обычным делом использовать конструкции с Т-образным хвостовым оперением , чтобы аэродинамические поверхности не попадали в зону реактивного двигателя. В этом случае может возникнуть ситуация, когда турбулентный воздух за крылом будет течь через горизонтальный стабилизатор, что затруднит или сделает невозможным приложение давления носовой части вниз, чтобы противодействовать увеличению тангажа. Самолеты с низко расположенным хвостовым оперением не пострадали от этого эффекта и фактически улучшили свои возможности управления, поскольку след крыла пересекал поверхности управления, пролетая над ними. Однако этого не всегда было достаточно для устранения проблемы; F-86 продолжал страдать от подъема по тангажу, несмотря на увеличивающееся давление носовой части вниз от поверхностей хвостового оперения. [8]

Смягчение [ править ]

На этом изображении CF-18 Hornet отчетливо виден размыв. Обратите внимание на угол наклона ракеты Sidewinder на планке законцовки крыла по сравнению с углом атаки фюзеляжа.

Поскольку основные причины проблемы с подъемом тангажа связаны с потоком по размаху и большей нагрузкой на наконечники, меры по устранению этих проблем могут устранить проблему. В ранних конструкциях они, как правило, были «надстройками» к обычному крылу в плане, но в современных конструкциях это часть общей конструкции крыла и обычно управляется с помощью существующих устройств большой подъемной силы .

Первая известная попытка решить эти проблемы была предпринята на платформе Douglas Skyrocket, где они были впервые замечены. Это приняло форму серии вихревых генераторов, добавленных к внешним частям крыла, разрушая пограничный слой. Однако на практике оказалось, что это практически не действует. Тем не менее подобное решение было предпринято на Boeing B-47 Stratojet, где оно оказалось значительно более эффективным. Этому, возможно, способствовало наличие двигателей с гондолами , вертикальные опоры которых действовали как препятствия на пути потока.

Более распространенные решения проблемы обтекания по размаху крыла - использование ограждения крыла или соответствующей выемки с зубцами на передней кромке крыла. Это нарушает поток и перенаправляет его назад, в то же время вызывая накопление застойного воздуха внутри, что снижает точку остановки. Это действительно влияет на общий воздушный поток на крыле и обычно не используется при слабой стреловидности.

Для решения проблем, связанных с загрузкой по размаху, использовались более разнообразные методы, включая специальные предкрылки или закрылки, использование размыва или автоматическое управление элеронами . Необычным решением, опробованным на прототипе истребителя XF-91 Thunderceptor, было придание законцовкам крыла более широкой хорды, чем корням крыла. Идея заключалась в том, чтобы увеличить эффективность законцовки крыла и заставить сначала срываться корни крыла.

Датчики угла атаки на самолете также могут определять, когда угол атаки приближается к положению, которое, как известно, приводит к увеличению тангажа, и активировать такие устройства, как вибростенд для предупреждения пилота, и толкатель ручки, который подавляет пилота и заставляет нос самолета самолет на более безопасный угол атаки. Скручивание или вымывание законцовок крыла также может уменьшить подъем по тангажу. Фактически, угол атаки на законцовке крыла становится меньше, чем в других частях крыла, а это означает, что внутренние части крыла заглохнут первыми.

Часто используемым решением для повышения тангажа в современных боевых самолетах является использование утки управления . [9] Еще одно современное решение для подъема тангажа - использование ламелей. Когда предкрылки выдвигаются, они увеличивают развал крыла и увеличивают максимальный коэффициент подъемной силы . [10]

Подъем также возможен на самолетах с крыльями прямой стреловидности, которые используются на Grumman X-29 . У крыльев с прямой стреловидностью поток по размаху направлен внутрь, в результате чего корень крыла сваливается перед законцовкой крыла. Хотя на первый взгляд может показаться, что это вызовет проблемы с опусканием по тангажу , крайняя задняя установка крыла означает, что, когда корень сваливается, подъемная сила движется вперед, к концам.

Танец с саблями [ править ]

Когда стреловидное крыло начинает сваливаться, наиболее удаленные части имеют тенденцию срываться первыми. Поскольку эти части находятся за центром давления , общая подъемная сила перемещается вперед, наклоняя нос самолета вверх. Это приводит к большему углу атаки и вызывает сваливание большей части крыла, что усугубляет проблему. Пилот часто теряет управление, что приводит к фатальным последствиям на малой высоте, поскольку у пилота не было достаточно времени, чтобы восстановить управление или катапультироваться, прежде чем удариться о землю. Большое количество самолетов было потеряно из-за этого явления во время приземления, в результате чего они упали на взлетно-посадочную полосу, часто в огне.

Одним из самых громких инцидентов стала потеря F-100C-20-NA Super Sabre 54-1907 и его пилота во время попытки аварийной посадки на авиабазе Эдвардс , штат Калифорния, 10 января 1956 года. деталь на 16-миллиметровой пленке , сделанная камерами, настроенными для проведения не относящегося к делу теста. Пилот отчаянно пытался восстановить управление из-за неправильной техники приземления [11], в конце концов, крен и рыскание вправо, прежде чем удариться о землю с фюзеляжем, повернутым примерно на 90 градусов к линии полета. Андерсон, 1993 [12] заявляет, что F-100 был заметно слабее в свое время и имел ярко выраженные тенденции к "обратной стороне", если воздушной скорости позволяли слишком сильно снижаться.

Новый F-100C пилотировал лейтенант Барти Р. Брукс, родом из Марфы, Оклахома и Техас & M выпускника, в 1708th перегона крыла, отряд 12, Келли AFB , штат Техас . Самолет был одним из трех, доставленных с завода в Палмдейле в Северной Америке на авиабазу Джордж , Калифорния, но ось шарнира передней опоры вышла из строя, позволяя колесу вращаться в произвольном порядке, поэтому он переключился на Эдвардс, у которого была более длинная взлетно-посадочная полоса. [13] При приближении, на большом угле атаки, истребитель вышел за пределы своего диапазона полета и, слишком далеко в состоянии сваливания, потерял управление по курсу со смертельным исходом. Эти сцены были вставлены в фильм Охотники., В главных ролях Роберт Митчем и Роберт Вагнер , в фильме X-15 с актером Чарльз Бронсон играл пилота, а в для ТВ фильма Red Flag: The Ultimate Game , хотя в The Hunters и Red Flag: The Ultimate Game , то Предположительно представленные самолеты были соответственно F-86 и F-5E . [14] Этот инцидент был также отмечен в песне пилота-истребителя «Дайте мне операции» (на мелодию песни «Как вас звали в Штатах?» Из Калифорнийской золотой лихорадки): [15]

"Не давайте мне One-Double-Oh
Чтобы сражаться с дружелюбным или врагом
Этот старый танец с саблями
Сделал мне дерьмо в штаны
Не давайте мне One-Double-Oh. " [13] [16] [17]

См. Также [ править ]

  • Mach tuck
  • Закрутка крыла

Ссылки и примечания [ править ]

  1. ^ https://archive.org/details/TheCambridgeAerospaceDictionary/mode/2up/search/cambridge+aerospace+dictionary+gunston?q=cambridge+aerospace+dictionary+gunston
  2. ^ a b Ион Параскивойу, "Дозвуковая аэродинамика" , Presses inter Polytechnique, 2003, §1.9
  3. ^ Malcolm Абцуг и Евгений Larrabee, "Самолет устойчивость и управление", Cambridge University Press, 2005, стр. 179
  4. ^ a b Малькольм Абзуг и Юджин Ларраби, "Стабильность и управление самолетом", Cambridge University Press, 2005, стр. 177
  5. ↑ Истман Джейкобс, «Конические крылья, срыв кончика и предварительные результаты испытаний откидной створки» , NACA, 13 мая 1947 г.
  6. ^ Кеннет Шпрееманн, «Руководство по проектированию для оценки и исследования питч-апов при высоких дозвуковых скоростях возможных ограничений из-за вариаций соотношения сторон крыла» [ постоянная мертвая ссылка ] , NASA ™ X-26, 1959, стр. 5
  7. ^ Malcolm Абцуг и Евгений Larrabee, "Самолет устойчивость и управление", Cambridge University Press, 2005, стр. 174
  8. ^ Malcolm Абцуг и Евгений Larrabee, "Самолет устойчивость и управление", Cambridge University Press, 2005, стр. 178
  9. ^ Реймер, Дэниел П. (1989), Дизайн самолета: концептуальный подход , раздел 4.5 - Геометрия и расположение хвоста. Американский институт аэронавтики и астронавтики, Вашингтон, округ Колумбия. ISBN  0-930403-51-7
  10. Перейти ↑ Clancy, LJ (1975), Aerodynamics , Section 6.9
  11. ^ http://www.sabredance.net/officialaccidentreport.htm
  12. ^ «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинального (PDF) 17 июля 2013 года . Проверено 4 ноября 2017 . CS1 maint: заархивированная копия как заголовок ( ссылка )
  13. ^ a b Смертельный танец с саблями
  14. ^ Сабля танец
  15. ↑ Айвз, Берл, "Сборник песен Берла Айвза", Ballantine Books, Inc., Нью-Йорк, ноябрь 1953 г., стр. 240.
  16. ^ Mudcat.org тексты песен: КАК ВАШЕ ИМЯ В ШТАТАХ
  17. ^ Unhymnal - Неофициальный песенник полос Клемсон университета , редактировать около 1967, Университет Клемсона, Клемсон , Южная Каролина .

Библиография [ править ]

  • Лофтин, Л.К., младший "В поисках производительности: эволюция современных самолетов. НАСА SP-468" . Проверено 22 апреля 2006 . CS1 maint: не рекомендуется параметр ( ссылка ) CS1 maint: несколько имен: список авторов ( ссылка )
  • Deadly Saber Dance Проверено 24 ноября 2011 г.