книги из ГПНТБ / Алтухов В.А. Основы аэродинамики летательных аппаратов

Г л а в а XVI

ХАРАКТЕРИСТИКИ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ* АППАРАТОВ

§ 1. ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ РУЛЕЙ И ИХ ЭФФЕКТИВНОСТЬ

Для стабилизации летательного аппарата при установившем­

лем поворота. За положительное принимается такое отклонение рулей, которое создает отрицательный момент относительно соот­ ветствующих осей летательного аппарата.'

Иногда система рулей управления объектом, если для нор­ мальной его работы не обязательна стабилизация относительнопродольной оси х, может быть упррщенк. В этом случае управ­ ление объектом может быть достигнуто, например, с помощью рулей, устанавливаемых на крестообразном оперении (фиг. 16.2). Управление различных реактивных снарядов и ракет на активном участке пути (при.работающем.двигателе) может осуществлять­ ся с помощью так называемых газовых рулей. Они могут пред­ ставлять 'собой различные рулевые устройства, располагаемые на выходе из реактивного сопла двигателя и изменяющие направ­ ление силы реакции струи газов.

Аэродинамический руль представляет собой отклоняющуюся

443

хвостовую часть крыла горизонтального или вертикального опе­ рения. За счет отклонения руля образуется дополнительная аэродинамическая сила (положительная илц отрицательная) на участке крыла, занятом элероном, или на хвостовом оперении, которая на соответствующем плече до центра масс и создает момент, необходимый для управления аппаратом.

При дозвуковых скоростях полета возмущения, вызванные ■отклоненным рулем, распространяются во всех направлениях (в том числе и навстречу потоку). Вследствие этого происходит изменение распределения давления по всей ддине хорды несущей поверхности, снабженной рулем. Например, отклонение руля высоты вниз на некоторый угол Ф, (фиг. 16.3) вызывает дополни­

тельное, разрежение сверху стабилизатора и повышение давле­ ния снизу его, что приводит к увеличению подъемной силы гори­ зонтального оперения в целом.

При сверхзвуковых скоростях полета возмущения, вызван­ ные отклоненным рулем, не могут распространяться навстречу потоку, и распределение давления по поверхности вне пределов ■самого руля практически остается неизменным (фиг. 16.4).

444

Вследствие этого при одном и том же угле отклонения руля отно­ сительное приращение' подъемной силы горизонтального опере­ ния или крыла при сверхзвуковых скоростях, как правило, будег значительно меньше, чем при дозвуковых скоростях.

Эффективность рулей уменьшается и при больших дозвуко­ вых скоростях полета, при которых на профиле крыла или опере­ ния образуются местные сверхзвуковые зоны, заканчивающиеся скачками уплотнения. В этом случае возмущения, вызванные отклоненным рулем, также не могут распространяться навстречу

Эффективность элеронов можно повысить за счет применения дополнительных выдвигающихся поверхностей — и н т е р ц е п -

'т о р о в . Интерцептор представляет собою плоскую пластинку, выдвигающуюся перпендикулярно потоку в сторону отклонен­ ного элерона (фиг. 16.5). На некоторых летательных аппаратах интерцептор может применяться в качестве основного органа управления.

§ 2. ШАРНИРНЫЙ МОМЕНТ РУЛЯ. УСИЛИЯ, ПОТРЕБНЫЕ ДЛЯ ОТКЛОНЕНИЯ РУЛЯ

Аэродинамическая нагрузка, распределенная по рулю (фиг. 16.6), создает относительно eFo оси вращения некоторый моментМ т, называемый ш а р н и р н ы м м о м е н т о м .

445

Удобно величину шарнирного момента М т представить сле­ дующим выражением:

Здесь тш —- коэффициент шарнирного момента; йр и 5 р — соответственно хорда и площадь руля;

“ной рулем.

Величина коэффициента шарнирного момента >пш может быть определена теоретическим, либо экспериментальным путем и задается обычно в виде графиков .(фиг. 16.7), представляющих собой зависимость /иш= /(& )

Для удержания руля в заданном отклоненном положении требуется приложить усилие к соответствующим органам управ­ ления (рули в кабине летчика, рулевые машинки на управляе­ мых беспилотных объектах и т. п.). Если известна величина шар­ нирного момента М ш, то при известной кинематической схеме управления рулем можно определить и величину потребного уси­ лия на рычагах управления.

Рассмотрим простейшую схему управления рулем высоты, изображенную на фиг. 16.8. При отклонении руля на угол d6B совершается работа УИ,„г.8в, равная произведению силы Р в, при­ ложенной к ручке управления, на перемещение dx:

aV2

P Bdx — — М шdbB= — тшSp bp v— dbB.

Отсюда

dbB pi/2

( 16.2)

446

Как видно, усилие на ручке пропорционально величине шар-

в небольших пределах. Поэтому величина шарнирного момента является определяющей при оценке усилия, действующего на ручку управления.

Величина максимально допустимого усилия на рычагах управления ограничивается либо физическими возможностями человека, управляющего самолетом, либо силовыми характери­ стиками различных автоматических устройств и механизмов, применяемых для управления беспилотными объектами. Если в системе управления летательным аппаратом не предусмотреть специальных мер для уменьшения величины шарнирного момен­ та или усилий на рычагах управления рулями, то последние (осо­ бенно при полете да сверхзвуковых, а также и на околозвуковых скоростях полета) могут достичь весьма большой величины. В результате этого управление летательным аппаратом может

оказаться невозможным.

/

§ 3. СРЕДСТВА ДЛЯ УМЕНЬШЕНИЯ УСИЛИЙ, НЕОБХОДИМЫХ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ РУЛЯМИ

Для уменьшения величины шарнирного момента рули лета­ тельного аппарата, как правило, имеют различного рода а э р о ­ д и н а м и ч е с к и е к о м п е н с а т о р ы . Ниже остановимся на

447

некоторых применяемых в настоящее время видах аэродинами­ ческих компенсаторов.

Осевая компенсация (фиг. 16.9) применяется на всех видах аэродинамических рулей. При осевой компенсации ось вращения руля переносится назад от передней .кромки, что, не изменяя ве­ личины аэродинамической силы руля и ее момента относительно центра масс летательного аппарата, приводит к уменьшению величины шарнирного момента (фиг. 16.10) за счет уменьшения плеча аэродинамической силы R относительно оси вращения.

Эффективность осевой компенсации в основном зависит от отно­ шения площади руля S0K, лежащей впереди оси вращения, к пло­ щади руля 5 Р. По конструктивным и аэродинамическим сообра­

‘-’р

Существуют несколько видов компенсаций, при которых уменьшение шарнирных моментов достигается установкой на конце руля дополнительной рулевой поверхности. Эта небольшая отклоняющаяся поверхность (фиг. 16.11), мало изменяя величину

Фи г . 16.11

полной аэродинамической силы руля R, значительно уменьшает величину шарнирного момента, так как сила RT, действующая на этот дополнительный руль, имеет большее по сравнению с пол­ ной силой всего руля плечо cz > с.

К числу таких аэродинамических компенсаторов относятся: сервокомпенсаторы (фиг. 16.12), управляемые в полете или на

448

земле триммеры (фиг. 16.13), а также и их взаимные комбина­ ции. Триммер имеет самостоятельное не связанное с рулем управ­ ление и применяется в основном для того, чтобы снять или уменьшить нагрузку на органах управления рулем при устано­ вившемся режиме полета.

У самолетов и некоторых управляемых беспилотных объек­ тов, обладающих большими скоростями полета, усилия в управ­ ляющих органах становятся настолько большими, что с помощью

система управления рулями включает в себя различного типа гидроусилители и рулевые машины, с помощью которых и осу­ ществляется отклонение рулей при управлении летательным аппаратом.

Гидроусилитель (фиг. 16.14) соединяется с рычагами управ­ ления рулями либо по обратимой, либо по необратимой схеме.

При наличии обратимого усилителя часть шарнирного момен­ та передается на рычаг управления летчика и тем самым обес­ печивается «чувство управления» самолетом.

Усилитель с необратимой связью (передача усилия от руля на рычаг управления отсутствует) можно рассматривать .как рулевую машину, и роль летчика или управляющего механизма здесь сводится к управлению движением такой машины. В каче­ стве силовых агрегатов, перемещающих рули, могут служить

различные гидромоторы, гидроцилиндры, электромоторы и их взаимные комбинации.

Для того чтобы при необратимой связи летчик «ощущал» управление самолетом, в систему управления включаются раз­ личные автоматы нагрузки, имитирующие эффект изменения нагрузки на рычаге управления при изменении угла отклонения руля и скоростного напора.

§ 4. ПРОДОЛЬНОЕ РАВНОВЕСИЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

1. Центровка

При исследовании движения летательного аппарата в целом моменты внешних сил определяются относительно его центра масс.

Положение центра масс летательного аппарата (фиг. 16.15) обычно принято определять относительно начала средней аэро­ динамической хорды (САХ) и выражать координаты центра масс в долях или процентах САХ. - •

Относительная координата центра масс (центровка) по гори­ зонтали

где х ан — расстояние от начала САХ до центра масс; Ьс\х — длина средней аэродинамической хорды.

Величина х цы у современных самолетов колеблется в преде­ лах 18.-=-33®/о.

450