книги из ГПНТБ / Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник

отклонения стабилизатора на кабрирование. Если такие измене­ ния т2о и m'f происходят в начале области волнового кризиса, они способствуют образованию «ложки».

Характерный для самолетов с рулем высоты положительный коэффициент т г 0 на сверхзвуковых режимах полета сохраняется. В сочетании с низким значением коэффициента эффективности руля т/ = т'?п„ он дает крутой подъем балансировочной диа­ граммы и большую положительную ординату ее асимптоты — •

§ 8.3. Влияние эксплуатационных факторов на балансировочную диаграмму самолета

Изменение продольной центровки. Пусть известна балансиро­

неизменном режиме полета потребуется дополнительный угол от­ клонения стабилизатора

знаки Дф и Дл:, совпадают: при сдвиге центра тяжести назад

240

пропорционален коэффициенту су. Чем больше этот коэффициент (чем 'меньше число М полета), тем сильнее изменяется балансиро­ вочная диаграмма при изменении центровки.

Кроме того, необходимо иметь в виду, что чем больше цен­ тровка, тем меньше запас центровки, больше относительные изме­ нения xF — хт в начале области волнового кризиса и, следова­ тельно, ярче выражена «ложка» на балансировочной диаграмме самолета.

Изменение полетного веса. Подставляя в уравнение баланси­ ровочной диаграммы (8.2-1) выражение потребного коэффициента подъемной силы (7.3), получим

рактерно, что изменение веса, как и изменение центровки, оказы­ вает большее влияние на течение балансировочной диаграммы в области малых чисел М: здесь больше коэффициенты сут.а, непо­ средственно зависящие от веса. Увеличение запаса центровки и снижение эффективности стабилизатора при переходе через ско­ рость звука усугубл'яют влияние веса на течение балансировочной диаграммы самолета (рис. 8.6).

241

Изменение высоты полета. Как видно из развернутого' уравне­ ния балансировочной диаграммы (8.5), при изменении высоты по­ лета от Hi {рн = Р\) ДО # 2 (Ры = Р2) Для балансировки самолета на неизменном числе М стабилизатор нужно дополнительно откло­ нить на угол

Перестановка стабилизатора. Наряду со своим основным преи­ муществом— значительно большей эффективностью, чем у руля высоты, управляемый стабилизатор имеет и существенные недо­ статки, о чем будет сказано далее. Поэтому на некоторых даже сверхзвуковых самолетах, целевым назначением которых не преду­ сматривается энергичное криволинейное маневрирование, продоль­ ное управление осуществляется рулем высоты, а стабилизатор делается переставным и используется как дополнительное средство продольной балансировки.

Рулевой момент переставного стабилизатора при любом фикси­ рованном угле <р можно рассматривать как часть момента М2 о- Исходя из этого уравнению (8.2-2) в данном случае можно при­ дать вид

242.

откуда следует, что отклонение стабилизатора уменьшает балан­ сировочный угол отклонения руля на величину

(имеется в виду, что стабилизатор переставляется в ту сторону, куда был отклонен руль).

Для оценки возможностей и анализа особенностей баланси­ ровки самолета с таким «двойным» управлением обычно строятся балансировочные диаграммы 8П (М) при двух крайних положениях стабилизатора и диаграмма ср(М) при ов = 0.

Изменения режима работы силовой установки. В установив­ шемся горизонтальном полете тяга силовой установки должна уравновешивать лобовое сопротивление' самолета. Поэтому каж­ дому режиму (Н, V) такого полета соответствует вполне опреде­ ленный режим работы двигателя и вполне определенный коэффи­ циент продольного момента т г Р , который можно добавить в урав­ нение балансировочной диаграммы самолета. Тогда она примет вид

силовой установки потребуется дополнительное отклонение стаби­ лизатора на угол

на кабрирование при т2Р<0 и на пикирование при т г Р > 0 . Горизонтальный полет может быть и неустановившимся. Для

разгона самолета летчик увеличивает тягу, а для торможения уменьшает ее. Чтобы летчик мог оценить особенности баланси­ ровки в таких случаях, в технической документации самолетов, имеющих большие значения коэффициента тг Р, приводятся либо балансировочные диаграммы при основных режимах работы дви­ гателя (малый газ, номинал, максимал, форсаж), либо баланси­ ровочные диаграммы для установившегося горизонтального по­ лета, а к ним — вспомогательные графики Дф (М, Н), позволяю­ щие определять дополнительные отклонения стабилизатора, обу­ словленные моментом МгР на указанных режимах.

§ 8.4. Шарнирный момент руля высоты и усилие на ручке

управления самолетом

Часть аэродинамической нагрузки горизонтального оперения, распределенная по площади руля высоты (рис. 8.8), сводится к не­ которой равнодействующей, нормальная составляющая Ув которой

243

При фиксированном числе М полета в условиях плавного об­ текания коэффициент т ш в примерно пропорционален углам аг .0 и 8В:

Обе частные производные обычно отрицательны (рис. 8.8). Чтобы руль высоты оставался в.заданном положении, в системе

продольного управления необходимо создать усилие, момент кото­ рого уравновешивал бы шарнирный момент руля. В простейшем случае необходимое усилие Рв непосредственно на ручке (штур­ вале) управления создает сам летчик (рис. 8.9).

Пусть летчик, прикладывая к ручке управления силу Рв, пере­ местил ее на малое расстояние dxB. Если не учитывать небольшие потери энергии на преодоление трения в системе управления ру­ лем, то работа Pudx, выполненная летчиком, численно равна ра-

244

является передаточным числом системы управления рулем, зави­ сящим от ее геометрических параметров. Так как знаки Рв и Мш .„ противоположны, то положительным будет давящее, а отрицатель­ ным— тянущее усилие на ручке (штур­ вале).

На основании формул (8.11) и (8.13-1) можно записать

(tri тт..во, г. о

ряет балансировочную диаграмму. Усилие на ручке управления пропорционально еще и скоростному напору, за счет чего оно увеличивается с ростом числа М. Разумеется, дополнительные из­ менения усилия на ручке могут быть вызваны изменениями произ­ водных / Я щ " и mil в- Эти изменения обычно особенно существен­ ны на околозвуковых режимах, когда в процессе развития волно­ вого кризиса оперения местный скачок уплотнения выходит на руль

245

р у ч к е у п р а в л е н и я (рис. 8.10). Как и диаграмма о в (М), диа­ грамма ЯВ (М) околозвуковых и сверхзвуковых самолетов имеет

числа системы управления рулем. Но физическая работа, выпол­ няемая летчиком в процессе управления самолетом, при этом не уменьшится. Кроме того, допустимые ходы ручки при неизменном положении корпуса летчика ограничены.

На дозвуковых самолетах снижение усилий на ручке управле­ ния обычно достигается применением различных видов аэродина­ мической компенсации руля, принцип действия которой сводится к уменьшению коэффициента шарнирного момента за счет сокра­ щения плеча h между центром давления руля и осью его подвески (рис. 8.11).

В случае осевой компенсации ось шарнира смещается назад от передней кромки руля. Часть площади руля, расположенную впе­

На более скоростных самолетах, для которых выход носка руля за общие контуры оперения и наличие щели 'между рулем и ста­ билизатором нежелательны, часто применяют так называемую в н у т р е н н ю ю а э р о д и н а м и ч е с к у ю к о м п е н с а ц и ю . Ее особенностью является герметическое разделение верхней и ниж­ ней поверхностей оперения с помощью эластичной непроницаемой ленты, которая и составляет основную часть компенсирующей пло­ щади.

Недостатком аэродинамической компенсации руля является то, что она не учитывает особенностей балансировки самолета на раз­ личных режимах полета. Подобранная для одних режимов, она может оказаться недостаточной или чрезмерной для других режи­

бует дополнительного напряжения внимания и снижает точность пилотирования. На некоторых режимах полета может произойти

246

ручку, летчик не только не встречает никакого сопротивления, но, наоборот, на ручке возникает дополнительное усилие, направлен­ ное в сторону ее отклонения. В этих условиях нормальное пилоти­ рование самолета практически невозможно.

Балансировочные усилия на ручке управления в довольно ши­ роких пределах можно корректировать с помощью триммера (рис. 8.12).

Т р и м м е р о м н а з ы в а ю т н е б о л ь ш у ю д о п о л н и т е л ь ­ н у ю р у л е в у ю п о в е р х н о с т ь , шарнирно подвешенную около задней кромки руля и имеющую независимый привод. Чтобы умень­

в большинстве случаев можно снизить до нуля.

Но триммером трудно скорректировать интенсивные (по вели­ чине и темпу) изменения шарнирного момента на околозвуковых режимах полета. Кроме того, триммер не решает задачу нормиро­ вания усилий на ручке управления при преднамеренных быстрых изменениях нормальной перегрузки.

Основным средством нормирования усилий на ручке управле­ ния для околозвуковых и сверхзвуковых самолетов является вклю­

247

на ручку управления. Таким образом, при обратимой схеме летчик воспринимает пропорциональную часть общего усилия и выпол­ няет пропорциональную часть работы, необходимой для переме­ щения руля. При количественной оценке усилия на ручке наличие

ручку управления. Обычно он держит ее свободно, создавая на ней только необходимое усилие Рв. При зажатой ручке движения

248

летчика становятся резкими, грубыми, кроме того, руке быстро устает.

При случайных отклонениях самолета по углу атаки при про­ стой (без гидроусилителя) или обратимой системе управления «незажатый» руль высоты «плавает» по потоку, т. е. все время устанавливается в положения, соответствующие исходному значе­ нию шарнирного момента. Следовательно, при неизменном усилии

Указанный недостаток полностью исключается при необрати­ мой схеме включения гидроусилителя в систему управления (рис. 8.13,6"). В этом случае изменения шарнирного момента не мо­

угла атаки, при неизменном усилии на ручке. По указанной при­ чине управляемый стабилизатор применяется только с необрати­ мым гидроусилителем.

При необратимой схеме управления усилия на ручке создаются

печивается достаточно крутое течение характеристики загрузоч­ ного механизма РВ(ЬВ) при малых и более пологое при больших углах отклонения руля высоты или стабилизатора. В результате летчик хорошо чувствует управление на тех режимах полета, где требуются небольшие отклонения руля, и избавляется от чрез­ мерно больших усилий на режимах, где отклонения руля велики. Балансировочная диаграмма усилий на ручке управления у само­

мом и корпусом самолета, длину которого можно менять. Обычно этот механизм выполняется в виде винтовой пары с независимым реверсивным электроприводом, включаемым из кабины. Изменяя длину звена, летчик может сместить точку нулевого усилия загру­ зочного механизма на любое положение ручки.

§ 8.6. Продольная статическая устойчивость самолета

по перегрузке

Аэродинамические силы и моменты в. продольном движении определяются двумя параметрами: углом атаки и скоростью. По­ скольку эти параметры изменяются неодновременно и по-разному,

249