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

сировочные диаграммы), позволяющие определять отклонения ру­ левых поверхностей, потребные для сохранения постоянной пере­ грузки при переходе на другие скорости и высоты полета;

— зависимости градиентов =p"v, Р"У, Х"У от скорости (числа М) и высоты полета, позволяющие определять изменения перегрузки, соответствующие заданным изменениям угла 9 (или ов ), усилия на

§ 8.14. Динамические характеристики продольной управляемости

самолета

Динамические характеристики продольной управляемости са­ молета позволяют судить о динамике самого процесса изменения угла атаки и перегрузки при отклонении рулевых поверхностей и помогают летчику выбрать программу отклонения руля высоты или стабилизатора, обеспечивающую наиболее благоприятный ха­ рактер этого процесса.

Пусть самолет был сбалансирован при некоторых значениях скорости Vo и угла атаки <хо (перегрузки пу 0 ) . Чтобы не усложнять рассуждений, предположим, что исходный полет был прямолиней­ ным и горизонтальным (nv0—\). Пусть в некоторый момент вре­ мени летчик начал отклонять ручку управления на себя, чтобы выполнить какой-либо восходящий маневр.

При отклонении стабилизатора продольное равновесие нару­ шается, так как появляется пока еще ничем не уравновешенный рулевой момент, пропорциональный углу Дер отклонения стабили­ затора от балансировочного положения:

Под действием этого момента самолет начинает набирать угло­ вую скорость шг, появляется отклонение от исходного угла атаки Да, пропорционально скорости шг и углу Да нарастают демпфирующий и статический моменты — начинается развитие возмущенного дви­ жения. Однако это движение отличается от рассмотренного в § 8.10 наличием дополнительного, рулевого момента, который в общем случае является произвольной функцией времени и не свя­ зан непосредственно с собственными динамическими свойствами самолета. Кроме того, это движение имеет определенную целена­ правленность, поскольку летчик, видимо, поставил перед собой за­ дачу перевести самолет на новый угол атаки (на новую пере­ грузку). Такое целенаправленное возмущенное движение обычно называют п е р е х о д н ы м п р о ц е с с о м .

Для выявления динамических характеристик переходного про­ цесса нужно записать соответствующее ему уравнение движения. Так как здесь, как и в возмущенном движении, обусловленном

280

случайными нарушениями равновесия, наибольший интерес пред­ ставляет изменение угла атаки, движение удобно рассмотреть в системе отсчета, связанной с траекторией. Поскольку переходные процессы обычно достаточно скоротечны, здесь (см. § 8.10) тоже можно не учитывать изменения скорости и высоты полета. Чтобы не повторять уже проделанных однажды преобразований, восполь­ зуемся готовым уравнением баланса ускорений в возмущенном

движении (8.27-2) и добавим в его правую часть угловое ускоре-

м

нием второго порядка, правая часть которого является произволь­ ной функцией времени. Если эта функция, т. е. программа откло­ нения стабилизатора, заранее известна, то можно найти и общее решение уравнения (8.47). Имея такое решение, можно определить угол атаки и перегрузку в любой момент переходного процесса, частоту и период, если это колебательный процесс, характеристику затухания и т. п.

Через некоторое время после того, как перемещение ручки управления прекратилось и стабилизатор установлен в новое по­ ложение фуст, самолет, если он устойчив по перегрузке, сбаланси-

мики переходного процесса и определяется по моменту, когда на­ чальная амплитуда а у 0 т — ао уменьшится в 20 раз.

Для летчика больший интерес представляет не исследование переходного процесса при произвольной программе Аф (t), а выбор целесообразной программы с учетом динамических свойств само­ лета.

Если самолет имеет хорошие собственные свойства в малом возмущенном движении, т. е. достаточно большой коэффициент устойчивости по перегрузке оп при соответствующем демпфирова­ нии, так что относительный коэффициент затухания £ » 1 , летчик

281

может вообще не вмешиваться в протекание переходного процесса и свести свою роль к подаче начальной команды. Для установле­

случаях положение стабилизатора соответствует балансировке са­

угловых скоростей отсутствуют. Начнется возмущенное движение самолета, все характеристики которого определяются по форму­ лам, полученным в § 8.10. При указанных выше «хороших» дина­

будет апериодическим, при £, несколько меньшем единицы,— коле­

менительно к переходным процессам ордината Д<х0 на этих графи­ ках соответствует нулю (началу координат), а ордината Д а = 0 (на­ чало координат) —значению Д а у с т .

Разумеется, летчик лишь в редких случаях использует в каче­ стве переходного процесса свободное возмущенное движение само­ лета. Прежде всего его не устраивает стандартное время установ­

грузки. Сам характер возмущенного движения самолета тоже мо­ жет оказаться неприемлемым (например, явно выраженные коле­ бания Д а и Anv даже при удовлетворительном времени 4ат)-

При желании и достаточных навыках летчик может полностью подавить собственные динамические свойства самолета, т. е. мо­ жет соответствующими упреждающими отклонениями ручки совер­ шенно не дать им проявиться в переходном процессе. При наибо­ лее целесообразной, мягкой манере пилотирования он в первой половине переходного процесса плавно отклоняет ручку в нужную сторону в таком темпе, чтобы получить желаемую угловую ско-

282

рость шг, а во второй половине плавным отклонением ручки в про­ тивоположную сторону (что равносильно демпфированию) гасит угловую скорость с таким расчетом, чтобы переходный процесс закончился либо при нулевой скорости ыг и желаемом угле -на­ клона траектории (переход на новую прямолинейную траекторию), либо при желаемом значении перегрузки (ввод самолета в криво­ линейный маневр).

Может показаться что в рассмотренном случае собственные свойства самолета не имеют значения. Такой вывод справедлив лишь с точки зрения общего результата эволюции и при условии, что все действия выполнены безошибочно. Степень же сложности, потребная точность дозировки отклонений руля, а следовательно, и необходимый уровень подготовки, вероятность ошибок и степень утомляемости летчика зависят от собственных свойств самолета.

При достаточной устойчивости самолета по перегрузке для изменения последней на заданную величину требуется значитель­ ное отклонение руля. При таком отклонении возникает и значи­ тельный рулевой момент, под действием которого самолет быстро приобретает угловую скорость. В этом случае нет необходимости форсировать переход самолета на новый угол атаки а у с т и откло­ нение ручки уже в начале переходного процесса обычно ненамного отличается от того, которое необходимо для балансировки на этом угле. Если, кроме того, самолет имеет и хорошее демпфиро­ вание, то небольшого, мягкого встречного движения ручки бывает достаточно, чтобы погасить угловую скорость при его подходе к нужному положению. Так как при хорошей устойчивости само­ лет имеет ярко выраженную реакцию на отклонения по углу атаки,

нарастает слишком быстро. Если к тому же относительный коэф­

погасить ее, требуется достаточно энергичное встречное движение ручки. К тому моменту, когда угловая скорость затухает, положе­ ние ручки может сильно отличаться от балансировочного, что снова возбуждает вращение. Так как период колебаний мал, ис­ правлять такие ошибки трудно. Заметив, например, увеличение угла атаки, летчик отдает ручку от себя, но самолет в это время уже перешел на другую полуволну, где рулевой момент склады­ вается со стабилизирующим, а это приводит к раскачке самолета и т. п.

При малой устойчивости по перегрузке для перевода самолета на новый угол атаки (перегрузку) требуется небольшое отклоне­ ние руля. Соответственно малы рулевой момент и угловая ско­ рость о)г. В этом случае практически всегда летчик вынужден фор­ сировать управление, т. е. отклонять руль на значительно больший угол, чем требуется для балансировки самолета. Чтобы прекратить вращение самолета при подходе к нужному положению, требуется

283

почти такое же отклонение ручки в противоположную сторону, после чего ее нужно поставить в новое балансировочное положе­ ние. Ошибки, допускаемые при этом, летчик видит не сразу, так как самолет вяло реагирует на небольшие отклонения угла атаки. Считая эволюцию законченной, летчик переключает внимание на другие элементы своей работы, а через некоторое время обнару­ живает значительные уводы самолета по углу атаки.

Г л а в а 9

БАЛАНСИРОВКА, УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА В БОКОВОМ ДВИЖЕНИИ

§ 9.1. Боковая балансировка самолета

При изучении изолированного бокового движения будем счи­ тать, что в продольном отношении самолет уравновешен по силам и моментам.

Напомним, что боковое движение самолета складывается из его вращений вокруг продольной и вертикальной осей и переме­ щения вдоль поперечной оси (скольжения). Следовательно, чтобы

определению. Однако, как будет видно в дальнейшем, без него невозможно стационарное выполнение первых двух условий. По­

(5.20) и (5.17) общие условия боковой балансировки самолета за­ писываются в виде:

284

Поскольку система трех уравнений содержит четыре перемен­

линейному полету без крена и скольжения. Здесь в силу полной

Напомним, что в нормальных условиях все частные производ­ ные, вошедшие в уравнения (9.2), отрицательны и величина

Рис. 9.2. Прямолинейный полет со скольжением

пренебрежимо мала. При скольжении действует поперечный мо­ мент Мх$ (рис. 9.2), стремящийся накренить самолет на отстав­ шее полукрыло. Чтобы его уравновесить, нужно создать такой же по величине и обратный по знаку момент М*Ъа, для чего не­ обходимо отклонить элероны в сторону скольжения (на скользя­

285

вернуть самолет в сторону скольжения, должен быть уравновешен путевым моментом Му«Ъю для этого руль отклоняется против скольжения..Наконец, при скольжении возникает боковая аэроди­ намическая сила Z= 2?$, которая будет искривлять траекторию в сторону отставшего полукрыла. Чтобы сохранить прямолиней­ ность полета, эту силу необходимо уравновесить составляющей веса С? sin у, для чего самолет накреняют на скользящее полу­ крыло.

Рис. 9.3. Балансировочная диаграмма само­ лета для прямолинейного полета со сколь­ жением

Чтобы найти значения углов Зн , 8Э и у, потребные для балан­ сировки самолета при заданном угле j3, из уравнения (9.2-2) на­ ходится балансировочное отклонение руля направления оп , кото­ рое затем подставляется в уравнения (9.2-1) и (9.2-3). В резуль­ тате получаем:

2№

маневров на других режимах полета, то, чтобы выявить возмож­ ности самолета, в процессе подготовки к таким полетам целе­ сообразно построить балансировочные диаграммы для требуемых режимов. Поскольку зависимости 8И, 8Э и tgy от угла скольжения примерно линейны и их графики проходят через начало коорди­ нат, то для каждого параметра достаточно вычислить одну точку.

Имея балансировочную диаграмму, легко определить распо­ лагаемые углы скольжения и крена. Они ограничиваются предель­ ными отклонениями элеронов или руля направления.

Необходимость отклонения рулевых поверхностей для боковой балансировки возникает и в тех случаях, когда по каким-либо причинам нарушается собственная симметрия самолета. Наиболее характерными из таких случаев являются несимметричное рас­ пределение грузов при несбросе одной из парных внешних подве­

287

в сторону полукрыла, с которого подвеска сброшена. Дополнитель­

ной подвеской. Следовательно, дополнительное отклонение элеро­ нов будет

Добавив углы Д8Н и Д5Э к выражениям (9.3), можно построить балансировочные диаграммы для прямолинейного полета с несим­

Выключение двигателя равносильно нагружению самолета на­ правленной назад силой, численно равной сумме тяги Р этого дви­

вариантов балансировки самолета в этих условиях. Возможен по­ лет без скольжения (рис. 9.5, вариант 1). В этом случае момент Mv Р полностью уравновешивается рулевым моментом Мъу»ЬкЬ для чего

288