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

ЬОДЙТ к увеличению угла Аф0 С т и, следовательно, отвлекает внпма» ние летчика на постоянный контроль за курсом полета и его вос­ становление.

Слабо затухающие боковые колебания самолета при периоде менее 1—2 с, а тем более колебательная неустойчивость катего­ рически недопустимы, так как при периоде Г < 1 с летчик практи­ чески уже не может целенаправленно вмешаться в управление. Полупериод, на протяжении которого самолет кренится в одну

устойчивости первая уменьшается за счет отрицательного угла по­ перечного V крыла, а вторая повышается путем увеличения пло­ щади вертикального оперения. Поскольку площадь вертикального оперения влияет и на путевую, и на поперечную устойчивость, то, чтобы добиться значительного увеличения первой при минималь­ ном увеличении второй, вертикальное оперение обычно выпол­ няется с большим сужением, а часть его площади выносится под фюзеляж (рис. 9.14). Это позволяет приблизить центр давления оперения D B . 0 к оси Ох. Кроме того, для увеличения путевой устой­ чивости за счет стабилизирующего момента хвостовой части фю­ зеляжа на ней часто выполняется гаргрот, а сечение в районе вертикального оперения делается овальным.

При условии выполнения перечисленных мероприятий можно добиться согласования поперечной и путевой устойчивости и обеспечить хорошие динамические свойства самолета в боковом движении в каком-либо интервале режимов полета. Однако с из­ менением режима полета эти свойства меняются. Так, на дозву­ ковых скоростях с увеличением угла атаки поперечная устойчивость самолета сильно возрастает, а путевая несколько уменьшается. Это может привести к заметному сокращению периода малого бо­

310

перегрузками указанные явления усугубляются и развиваются при меньших числах М. Внешние подвески, особенно центральные (под фюзеляжем), повышают статическую поперечную устойчивость (высокопланный эффект), за счет чего также увеличивается избы­ ток поперечной устойчивости и уменьшается число М, при котором его проявление становится неблагоприятным.

Для улучшения динамических свойств современных самолетов в боковом движении широко используются различные автомати­ ческие средства: демпферы рыскания, креновые автопилоты, рабо­

Изменения углов крена и скольжения, равно как и изменение нормальной перегрузки в продольном движении, являются не ко­ нечной целью действий летчика, а лишь средством, обеспечиваю­ щим движение самолета по заданной (желаемой) траектории. Искривление траектории, в какой бы плоскости оно ни происхо­ дило, осуществляется главным образом за счет приращения подъ­ емной силы. Создание приращений подъемной силы (изменение нормальной перегрузки) — задача продольной управляемости. Но чтобы траектория не просто искривлялась, а в каждое мгновение искривлялась в нужную сторону, плоскость симметрии самолета, в которой лежит подъемная сила, необходимо соответствующим образом накренять относительно земной вертикали. Отсюда выте­ кает первая задача боковой управляемости — управление углом крена.

В ряде случаев на движение самолета накладываются дополни­ тельные условия: выполнение криволинейного маневра в одной на­ клонной плоскости, выдерживание прямолинейного полета при заданном крене и т. п. В таких случаях для балансировки само­ лета на заданной траектории бывает удобно, а иногда и необхо­ димо использовать боковую силу Z. При выполнении некоторых эволюции (ввод самолета в разворот, вывод из разворота и т. п.) ненужная и даже вредная боковая сила возникает сама собой и ее необходимо устранить. Во всех таких случаях необходимо управ­ лять углом скольжения. Это вторая задача боковой управляе­ мости.

Обе указанные задачи тесно переплетаются между собой и ре­ шаются одновременно. Взаимосвязь между ними осуществляется

вании отклонения элеронов и руля направления должны быть со­ гласованы между собой. Такое согласование называют к о о р д и -

-312

н а ц и е й у п р а в л е н и я . Чаще всего законом (принципом) ко­ ординации управления является отсутствие скольжения. Но воз­ можны и другие законы: сохранение курса или высоты полета в процессе вращения самолета вокруг продольной оси, удержание криволинейной траектории в одной наклонной плоскости и т. д.

Для оценки боковой управляемости самолета вводится ряд спе­

виях эти производные всегда отрицательны, поэтому при приня­ том правиле знаков обеспечивается естественность движений орга­ нов управления. Так, чтобы накренить самолет вправо, летчик отклоняет и ручку (штурвал) управления вправо. Чтобы отвер­ нуть нос самолета влево (создать правое скольжение), летчик должен отклонить левую педаль вперед. Чем больше модуль ука­ занных производных, тем больше начальные ускорения крена и рыскания и, следовательно, энергичнее начальная реакция само­ лета на отклонения рулевых поверхностей.

Важными статическими характеристиками боковой управляемо­ сти самолета являются балансировочные диаграммы для прямо­

на руль высоты, действуют шарнирные моменты. Следовательно, при простой (без гидроусилителя), или обратимой, системе управ­

высоты. При необратимой системе управления эти усилия созда­ ются загрузочными механизмами. Изменения усилий на органах бокового управления в зависимости от углов скольжения или кре­

Заметим, что в системах ножного управления гидроусилители обычно не ставятся. Это объясняется тем, что при малых усилиях на педалях летчик может ошибочно отклонить руль направления на значительный угол. При больших скоростях полета это привело бы к грубому нарушению боковой балансировки самолета. Без гидроусилителя на сверхзвуковых режимах полета, когда коэф­ фициент относительной эффективности руля уменьшается примерно вдвое, а шарнирный момент возрастает (за счет увеличения ско­ ростного напора и смещения центра давления руля назад), про-

313

мые углы скольжения ограничиваются физическими возможностя­ ми летчика.

Важной характеристикой статической боковой управляемости является реакция самолета по крену на отклонение руля направ­ ления. Эта реакция называется нормальной или прямой, если са­

При отклонении руля направления возникает рулевой путевой момент Л4у н Зн и образуется скольжение. Сообразно со скольже­ нием появляется восстанавливающий путевой момент ЛЦф. Угол установившегося скольжения определяется равновесием этих мо­ ментов:

И отклонение руля непосредственно, и обусловленное им сколь­ жение приводят к появлению поперечного момента, суммарный коэффициент которого

тх = т[«Ьн + т?хф

Реакция самолета по крену на отклонение руля направления характеризуется производной

(9.30)

Реакция будет обратной, если эта производная отрицательна. Такое явление наблюдается у многих самолетов со стреловидным крылом на околокритических числах М, где коэффициент статиче­ ской поперечной устойчивости т\ сильно уменьшается или даже меняет знак.

В условиях обратной реакции любая попытка летчика выпол­

ся в противоположную сторону. При обратной реакции все разво­ роты должны выполняться без скольжения. Для этого целесооб­ разно начинать разворот накренением самолета в желаемую сто­ рону; по мере образования крена следует отклонять руль направ­ ления в такой степени, чтобы не допустить скольжения.

314

что и изменения угла атаки в малом продольном движении. Из этого следует, что все сказанное в § 8.14 о динамических характе­ ристиках продольной управляемости применимо и к боковой упра­ вляемости в части управления углом скольжения.

дому установившемуся углу скольжения соответствует определен,-

инертности самолета и поперечного демпфирования. При подходе самолета к заданному (желаемому) углу крена поперечное вра­ щение нужно погасить обратным отклонением элеронов, после чего они ставятся в нейтральное положение. При хорошем попе­ речном демпфировании можно просто поставить элероны ней­ трально с некоторым упреждением.. За счет демпфирования вра­ щение прекратится само по себе.

При отклонении элеронов па угол 8Э возникает рулевой попе­ речный момент М"х?Ъ9, под действием которого самолет .начинает ускоренно вращаться вокруг продольной оси. По мере увеличения угловой скорости нарастает поперечный демпфирующий момент

М"^шх. Если вращение происходит без существенного скольже­ ния, то поперечный момент, обусловленный скольжением, по ма­ лости можно не учитывать. Тогда очевидно, что при некоторой скорости шжуст записанные моменты взаимно уравновесятся и вра­ щение станет установившимся:

К*. + К * - 2 ^ = 0 ,

ронов, потребный для создания единичной угловой скорости уста­

Чтобы выявить зависимость градиента 8^* от режима полета, вспомним, что коэффициент поперечного демпфирования пропор­ ционален производной с* , а коэффициент эффективности элеро-

315

вается за счет уменьшения коэффициента относительной эффек­

на скоростному напору и быстро убывает с высотой.

Усилие на ручке (штурвале) управления от элеронов можно

316

поперечной угловой скорости. На докритических режимах полета

ционально давлению). С приближением к скорости реверса элеро­ нов градиент Р^х неограниченно возрастает (рис. 9.15).

Г л а в а 10

ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ ПРОДОЛЬНОГО

ИБОКОВОГО ДВИЖЕНИЙ

§10.1. Аэродинамическое, кинематическое и инерционное

взаимодействие продольного и бокового движений

Деление движения самолета на продольное и боковое условно. Изменения каких-либо параметров в одном из них неизбежно влияют на развитие другого. Обычно это влияние сводится к срав­ нительно небольшим, чисто количественным изменениям отдель­ ных характеристик, однако в ряде случаев оно становится столь существенным, что обусловливает принципиальные изменения об­ щего характера движения самолета. По своей природе связи ме­

жений разнообразно по своим формам. Гак, простое изменение приборной скорости (скоростного напора) в продольном движе­ нии вызывает изменение статических и динамических моментов от­ носительно осей Oxi и Оу\. Поскольку моменты инерции Jx и } у от скоростного напора не зависят, то на разных приборных скоро­ стях самолет по-разному реагирует на одни и те же нарушения бокового равновесия.

Если в продольном движении изменяются число М и угол ата­ ки, то меняются и все частные производные, характеризующие пи­ лотажные свойства самолета в боковом движении. Самолет подругому реагирует на одни и те же возмущения угла скольжения, отклонения руля направления и элеронов, по-другому баланси­ руется в прямолинейном полете со скольжением. При больших, околокритических углах атаки становится невозможным образова­ ние поперечного демпфирующего момента, так как нет резерва коэффициента су на опускающемся полукрыле. На отрицательных углах атаки самолет становится статически неустойчивым в попе­ речном отношении, поскольку теперь скольжение приводит к уве-

317

меняется эффективная стреловидность полукрыльев, что вызывает изменение несущих свойств всего крыла. В результате нарушается продольное равновесие самолета. При колебаниях самолета по углу скольжения горизонтальное оперение перемещается относи­ тельно спутной струи крыла. При этом угол атаки оперения, а сле­ довательно, и его продольный момент меняются за счет неравно­ мерности поля скосов потока. В результате могут возникнуть про­ дольные колебания самолета.

& Q оц=0 осг =-а0 - а3 = 0 а 0

Рис. 10.1. Взаимный переход углов атаки и скольжения

Увеличение угла скольжения снижает аэродинамическое каче­ ство самолета и увеличивает его лобовое сопротивление, что вызы­ вает нарушение равновесия сил в проекции на скоростную ось, и самолет тормозится. Лобовое сопротивление сильно возрастает и

Кинематическое взаимодействие проявляется при энергичном поперечном вращении самолета. Пусть, например, такое вращение началось при положительном угле атаки ао (рис. 10.1). Если счи­ тать, что продольная (по перегрузке) и путевая устойчивость не проявляются, то ось вращения будет совпадать с продольной осью самолета. Тогда, повернувшись на 90°, к концу первой четверти оборота самолет будет иметь угол атаки ai = 0 и угол скольжения j3)=ao. В конце второй четверти оборота самолет перевернется на

ливаться. Так, в первой четверти оборота, как только возникнет малый угол скольжения Др, путевой момент заставит са-

318

вращение самолета осуществляется относительно некоторой оси,

Если модель при угле скольжения |3 вращается вокруг вектора скорости V (рис. 10.3) с угловой скоростью а), то на массы дей­ ствуют силы инерции R = muy2r (где г — расстояние данной массы от оси вращения). Эти силы будут:

/?, = /?;, = тш2х sin р;

#2 = R4 — m(o2z cos p.

Как видно из рис. 10.3, силы инерции создают инерционный путевой момент

319