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

грузки. Чтобы получить приращение перегрузки при имеющихся высоте и скорости полета, летчик, отклоняя руль или стабилиза­ тор, создает необходимый рулевой момент и тем самым переводит самолет на новый угол атаки.

Во втором случае при изменении скорости подъемная сила и перегрузка тоже изменяются, в связи с чем траектория откло­ няется от исходной. Заметив это, летчик, как и в первом случае, целенаправленно создает дополнительный рулевой момент, чтобы получить приращение перегрузки, необходимое для восстановле­ ния желаемой траектории. Аналогично он поступает и в третьем случае, когда замеченное им искривление траектории обусловлено какими-либо случайными причинами.

Таким образом, чтобы управлять самолетом, т. е. чтобы обес­ печить его движение по определенной траектории, летчик в любом случае должен иметь возможность изменять нормальную пере­ грузку.

Естественно, что в продессе управления проявляются не только собственные свойства самолета, но и свойства самого летчика. Чем лучше эти свойства будут согласованы, тем меньшее напряжение потребуется от летчика в процессе управления самолетом и выше будет качество этого процесса. Такое согласование идет по двум направлениям. С одной стороны, в процессе подготовки летчик приобретает определенные профессиональные навыки и дополни­ тельно шлифует их при освоении данного типа самолета, при от­ работке техники пилотирования в том или ином диапазоне скоро­ стей и высот полета и т. п. С другой стороны, самолет конструи­ руют так, чтобы характеристики его управляемости возможно лучше соответствовали обычному, непрофессиональному жизнен­ ному опыту и возможностям человека.

Так, на всех самолетах для увеличения перегрузки, а следова­ тельно, и искривления траектории кверху ручку (штурвал) управ­ ления нужно отклонять на себя, для уменьшения — от себя, для создания большей перегрузки к ручке нужно приложить большее усилие. Необходимо, чтобы движения ручки, потребные для вы­

Для оценки продольной управляемости самолета вводится ряд параметров, которые (несколько условно) принято делить на ста­ тические и динамические. К статическим относят параметры, не связанные непосредственно с динамическими свойствами само­ лета.

В двух последующих параграфах характеристики продольной' управляемости будут рассматриваться применительно к самолету

270

с управляемым стабилизатором. Там, где при управлении рулем высоты возникают какие-либо существенные изменения или допол­ нительные явления, будут сделаны соответствующие оговорки. Если самолет имеет руль высоты, во все формулы вместо коэффи­ циента Щ эффективности стабилизатора должен подставляться

коэффициент гп/ эффективности руля.

§ 8.13. Статические характеристики продольной управляемости самолета

Величина и характер отклонений ручки управления при изме­ нении скорости (числа М) в прямолинейном горизонтальном по­ лете определяются наклоном балансировочной диаграммы, кото­ рый зависит от статической устойчивости самолета по скорости и эффективности стабилизатора. Балансировочная диаграмма устой-

чивого по скорости самолета имеет положительный наклон - jr/>U .

В этом случае при увеличении скорости полета стабилизатор не­ прерывно отклоняется на пикирование (ручка — от себя). Чем больше устойчивость самолета по скорости и меньше эффектив­ ность стабилизатора, тем круче балансировочная диаграмма и, следовательно, больше отклонение ручки при заданном изменении скорости.

Угол ф отклонения стабилизатора, потребный для балансировки самолета на данной скорости (числе М) полета при любом зна­ чении нормальной перегрузки пу, можно определить по уравнению балансировочной диаграммы (8.5), если в него вместо полетного веса G, равного подъемной силе в горизонтальном полете, подста­ вить величину Gny, равную подъемной силе _при заданной пере­ грузке, а вместо запаса центровки (xF— хг)—действительное

нием в прямолинейном полете). В результате, чем больше пере­ грузка, тем круче проходит балансировочная диаграмма и на уча­ стках устойчивости, и на участках неустойчивости самолета по ско­ рости. «Ложка» при этом становится все более глубокой.

271

стабилизатора, пропорционального производной Су^°0. Это обстоя­ тельство усугубляет увеличение градиента у"*1. Еще интенсивнее

272

этому, естественно, что области «ложек» примерно совпадают по числам М.

Влияние высоты полета на градиент <р"у сначала проследим на кривых 9"y(Vi) (рис. 8.24, верхний график). Фиксированному зна­ чению индикаторной скорости на всех высотах полета соответст­ вует один и тот же скоростной напор. Поэтому в области неболь­ ших чисел М, где проявление сжимаемости воздуха несущественно,

градиент <?"У от высоты полета практически не зависит. Однако, чем больше высота полета, тем меньше индикаторные скорости, соответствующие характерным числам М, и, следовательно, раньше происходит деформация кривой Ф"У (V[), обусловленная измене­ ниями параметров оп и

При фиксированных числах М с увеличением высоты полета градиент f"y увеличивается обратно пропорционально давлению (рис. 8.24, нижний график). Как и на балансировочных диаграм­ мах, все участки диаграммы ф^' (М) становятся круче, а «лож­ ка» — глубже.

273

При пилотировании летчик хорошо ощущает изменения усилия на ручке (штурвале) и в известной степени ориентируется на них, создавая желаемую перегрузку. Связь между изменениями пере­ грузки и усилия на ручке управления принято характеризовать частной производной

(8.42-1)

которая показывает, какое дополнительное усилие требуется при­ ложить к ручке (штурвалу) управления, чтобы изменить нормаль­

Поскольку при переходе на новую перегрузку дополнительное отклонение руля значительно больше, чем изменение угла атаки всего оперения, для приближенного анализа допустимо предполо­ жить, что часть усилия на ручке управления, связанная с изме­ нением перегрузки, просто пропорциональна углу 8В:

Д Р в = = - о т 5 ш в в § в ^ г . 0 5 Л ^ .

Из всех параметров, вошедших в это выражение, от перегрузки непосредственно зависит только угол 8В. Поэтому, учитывая фор­ мулу (8.41-2), видоизмененную применительно к самолету с рулем высоты, можно записать

практически не зависит. В процессе развития волнового кризиса горизонтального оперения распределенная по его хорде нагрузка

274

особенно на числах М, близких к М з в . п . на больших стратосферных высотах, где градиент <?"У возрастает в десятки раз, управление самолетом станет невозможным. Для создания перегрузки 2—3 еди­ ницы здесь потребуются ходы ручки, превышающие размеры ка­ бины летчика.

Если подобрать характеристики системы управления по прием­

даже могут значительно превышать их. Одновременно появляется большое запаздывание обратной связи в процессе управления, практически равносильное полному ее разрешению. Дело в том, что летчик знает заранее лишь общий характер потребных откло­ нений ручки. Начиная эволюцию, он наблюдает за движением са­ молета (например, по перемещению его видимых частей относи­ тельно линии естественного горизонта), сравнивает фактическое движение с желаемым и на основании такого наблюдения и ана­

случайных искривлений траектории обычно используются прираще­ ния перегрузки порядка 0,1—0,3. Соответствующие им перемещения ручки составляют доли миллиметра. Растянуть такое движение хотя бы на несколько секунд практически невозможно. Как только летчик начнет отклонять ручку, например, на себя, как бы плавно он ни старался это сделать, появляется значительный рулевой мо­ мент (он тоже пропорционален q), самолет начинает увеличивать угол атаки. Поворот на угол порядка 0,5°, очевидно, произойдет за доли секунды. Конечно, за такое время траектория не успевает сколько-нибудь существенно искривиться и изменение угла тан­ гажа ДЭ = Да + Дв будет менее градуса. Столь малое изменение по­ ложения самолета летчик обнаружить не может — сигнала по об­ ратной связи не будет. Следовательно, движение ручки продол­ жается, угол атаки и перегрузка увеличиваются. Лишь через не­ которое время, когда накопится угол А®, летчик увидит результат своих действий и примерно одновременно ощутит увеличение пере­ грузки непосредственно — поступит сигнал по обратной связи. Но поздно, перегрузка уже в несколько раз больше, чем предполага­ лось по замыслу, самолет со значительной угловой скоростью ухо­ дит на кабрирование. Чтобы погасить скорость ы2 и вернуть само­ лет на прежнюю траекторию, летчик будет отдавать ручку от себя и все повторится в прежней последовательности.

276

Таким образом, любое вмешательство летчика в поведение са­ молета на больших приборных скоростях полета при чрезмерно малом градиенте Х"У приводит к раскачке самолета, сопровождаю­ щейся большими (опасными) забросами нормальной перегрузки. Забегая вперед, укажем, что самый правильный выход из подоб­ ной ситуации— зафиксировать ручку управления. На рассматри­ ваемых режимах полета самолеты обычно имеют вполне удовле­ творительные динамические свойства и колебания быстро затух­ нут. Одновременно необходимо задросселировать двигатели, чтобы погасить скорость и уйти из области малых градиентов Л'";'.

ростной напор, ни потребные углы а и ср не изменятся, но большими станут потребные ходы ручки. При плавном ее отклонении угол атаки будет изменяться медленнее, накапливание угла Д.6 будет поспевать за увеличением перегрузки. В результате летчик полу­

мощью винтовой или реечной нары с электроприводом. Включение и выключение электропривода осуществляется специальным реле, на которое подаются управляющие сигналы от датчиков скорост­ ного напора, высоты и числа М полета. На малых скоростях по­ лета шток смещен в крайнее положение по стрелке /. Плечо OA максимально, для поворота стабилизатора на заданный угол нужно минимальное отклонение ручки. При увеличении скорости

277

KHJ? И на малых высотах приходит в крайнее положение при скоро­ сти, соответствующей минимуму градиента <?"У. Теперь плечо Л О ми­ нимально, такому же углу поворота стабилизатора соответствует максимальное отклонение ручки. На больших высотах сокращение

зочным механизмом. С уменьшением плеча OA плечо ОВ увели­ чивается, за счет чего в области малых градиентов Х"У возрастает

емной силы. Последний может ограничиваться продольной управ­ ляемостью самолета.

Располагаемое по продольной управляемости значение коэф­

На дозвуковых режимах полета эффективность рулевых по­ верхностей достаточно высока, а коэффициент продольной устой­ чивости самолета по перегрузке минимален. В этих условиях коэф­

при некотором числе М, обычно несколько большем единицы, на­

стабилизатора на кабрирование. При еще больших числах М про­ дольная управляемость самолета начинает ограничивать возмож­

278

Для упрощения анализа уравнения (8.46) примем mz = 0, что для сверхзвуковых режимов полета близко к действительности. Тогда, выделив отдельно параметры, зависящие' от числа М по­

числа М. Поэтому, не повторяя рассуждений, можно установить,

279