книги из ГПНТБ / Павловский К.М. Практическая аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов учебное пособие

-80 -

§2 3 . ФАКТОРЫ,ВЛИЯЮЩИЕ НА ПРОДОЛЬНУЮ УСТОЙЧИВОСТЬ

ПО ПЕРЕГРУЗКЕ

В конечном счете устойчивость по перегрузке зависит от центровки и положения фокуса^ Но эти параметры зависят от ряда конструктивных и эксплуатамционных факторов. Вопрос о центровке был рассмотрен выше. Поэтому остановимся на факторах, определяющих положение фокуса летательного аппара­ та.

тельного аппарата являются важнейшими конструктивными фактора­ ми. Каждая основная часть аппарата имеет свой фокус (рис.

Поэтому фокус воего аппарата находится как точка приложения равнодействующей приростов подъем­ ных сил основных частей при измене­ нии угла атаки.

Наибольшее влияние на несовпадение фокуса всего аппарата с фокусом крыла оказывает горизонтальное оперение.

Увеличение его площади, удаления от.ЦТ.и стреловидности вдвигает

скоса.потока, в результате чего прироста дУ го не происходит.Это приводит к смещению фокуса вперед и уменьшению устойчивости.

По этим соображениям более выгодно низкое расположение

- 81

заметно ухудшается маневренность, перетякеляется управление и значительно увеличивается балансировочное сопротивление,

Управлять неустойчивым самолетом, благодаря перекомпенсации стабилизатора на дозвуке, не только вручную, но и с обратимым бустером,невозможно. Требуется применение необрати­ мой оистемы бустерного управления с высокой степенью надеж­ ности, Последнее достигается различными методами резервироват ния управления.

стью, а на сверхзвуке его несущие свойства резко повышаются. Это частично или полностью может компенсировать смещение фоку­ са назад при М > I .

Использование упомянутых способов позволяет применить

- 82 -

самобалансирующееся крыло. Это до минимума снижает балансировоч­ ное сопротивление.

на удалении 45 * 50 % САХ. После М=Мкр он начинает смещать­ ся назад, достигая 60<- 70 % САХ при М= 1,4 * 1 ,6 . Это силь­

устойчивость невелико. Если воздухозаборник впереди ЦТ, то фокус несколько смещается вперед, что заметно только на ма­ лых скоростях.

" С т е п е н ь з а ж а т о с т и " ручки управления (фиксация) оказывает влияние на устойчивость только при обратимых схемах управления, так как при них слабо зажатая летчикам ручка позволяет рулю отклоняться даже при слабых

- 83 -

риодическое колебательное движение, в процессе которого ампли­ туда колебаний как по высоте, так и по скорости уменьшает­ ся и аппарат.возвращается к исходной скорости полета.

Отсюда видно, что признаком устойчивости по скорости являет-

В горизонтальном палете на устойчивом по скорости само­ лете для увеличения скорости необходимо одновременно с увели­

Используя моментную диаграмму, можно записать условие устой­ чивости по скорости, подобно условию устойчивости по перегруз­

зуется неустойчивостью по скорости (так называемая "ложка" моментной диаграммы по скорости). Неравенство (3.10) при этом не соблюдается.

При некотором числе М > I прекращается смещение центра давления назад, что объясняется установлением сверхзвукового обтекания по всему крылу, и самолет становится снова устой­ чивым по скорости.

- 84 -

Упругие деформации крыла и фюзеляжа на больших скоро­ стях могут оказать сильное влияние на устойчивость по ско­ рости, уменьшая ее.

Рис. З .И трудностей в пилотировании, так как параметры изменяются

медленно и летчик может своевременно корректировать поведение самолета. Однако надо иметь в виду, что превышение установ­ ленных ограничений по перегрузке в области неустойчивости по скорости может приводить к непроизвольному увеличению пере - грузки - "подхвату" (см. § 35), так как неустойчивый по скорости аппарат при уменьшении скорости стремится кабрировагь.

'§ 25. ДИНАМИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В ПРОДОЛЬНОМ ДВИЖЕНИИ

Характер возмущенного движения летательного аппарата, как было показано, зависит от запаса статической устойчивос­ ти.

Но, кроме стабилизирующих моментов, на характер движе­ ния существенное влияние оказывают демпфирующие свойства, инерционные характеристики и силы, возникающие после наруше­ ния равновесия.

фирующий продольный момент всего аппарата состоит из суммы демпфирующих моментов горизонтального оперения, фюзеляжа и

Демпфирующий момент всего аппарата на 30 * 50 % превышает д / ^ . Записанная в формуле ( З .П ) зависимость продольного демпфиру­ ющего момента оперения от различных факторов справедлива и для демпфирующих моментов рысканья и крена, если их выразить через соответствующие геометрические параметры.

Демпфирование - весьма полезное качество летательного ап­ парата.Демпфирующий момент нельзя путать со стабилизирующим. Демпфирование проявляется в торможении движения как при нарушении, так и при восстановлении равновесия, а поэтому способствует затуханию колебаний, позволяет летать на недостаточно устойчивом самолете и др.

Благодаря проявлению устойчивости по перегрузке , про­ дольное возмущенное движение имеет колебательный характер о периодом 1-2 сек. Это к о р о т к о п е р и о д и ч е с к о е продольное движение. Чем выше устойчивость, тем менее восприи­

мчив к возмущениям аппарат и тем выше частота колебаний.

Заметим, что поскольку в этом движении летательный аппа­ рат вращается вокруг ЦТ и движется по криволинейной траекто­ рии вверх и вниз, то это означает, что центром вращения является некоторая точка, лежащая впереди аппарата на продол­ жении его оси X. В этом движении предметы или члены экипажа, находящиеся впереди ЦТ,испытывают меньшие перегрузки, а сзади - большие, чем в ЦТ.

Динамические характеристики современных летательных аппа­ ратов позволяют получить полное затухание короткопериодиче­ ских колебаний не более, чем за 3-4 колебания. Однако на больших высотах, где слабое демпфирование, затухание замед­ ляется, что ухудшает точность пилотирования.

-86 -

устойчивостью по скорости. Его период в 50 •» 200 раз больше периода короткопериодических колебаний. Эти колебания легко исправляются. Попытка же устранить короткопериодические колебания только усиливает их.

§ 26. ПРОДОЛЬНАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ

Под продольной управляемостью понимают способность летательного аппарата изменять нормальную.перегрузку под

для балансировки летательного аппарата в прямолинейном поле­ те на заданной высоте в зависимости от одного из основных параметров, характеризующих режим полета: Су , М, V , Vnp •

г\ { л о ж к а )

Г ’ Г Г 7 7 ГТ 7 Т 7 Г Г Г ? Г 7 7 7 . rr-f-> ■ Г Т Г Г ■У ТГ 7 7 7

Предельное отклонение руля на каврир .

Рис. 3,12

При нормальной устойчивости и управляемости выполняются усло­

- 87 -

ростей) наблюдается неустойчивость по скорости. Здесь требуют1- ся обратные отклонения руля для балансировки: на большей ско­ рости - меньшие отклонения и наоборот (см. заштрихованные диапазоны на рис. 3 .12). Это характерное для большинства сверх­ звуковых самолетов явление наблюдается на околозвуковых ско­ ростях. "Ложка" моыентной диаграммы, влекущая за собой "ложку" балансировочной диаграммы неудобна для летчика, по­ скольку требуются необычные и двойные движения ручки. Первое движение ручки - прямое, естественное. Оно необходимо дня изменения режима полета в нужном направлении.Второе движе­ ние - обратное. Оно предназначено для того, чтобы сбалан­ сировать самолет на новом режиме.

"Сглаживание" так называемых "ложек" балансировочных диаграмм достигается всеми мерами, ослабляющими интенсивность волново­ го кризиса, а также повышением стабилизирующих свойств крыла и эффективности горизонтального оперения.

Балансировочные кривые позволяют определить ряд частных

- 8 8 -

называемый "расходом ручки на перегрузку , показывает,на сколько миллиметров надо отклонить ручку, чтобы изменить пе­

величина градиента при сравнительно большой'докритичесиой ско­ рости. На малых скоростях он большой, но осо09нно большие значения градиента ХВУ на больших сверхзвуковых скоростях. Так,например, на средпих высотах при больших докритических скоростях он может измеряться несколькими миллиметрами на единицу перегрузки, при очень малых и сверхзвуковых скоростях - десятками миллиметров, г. при сверхзвуковых скоростях на больших высотах - сотнями миллиметров.

ГРАДИЕНТ ОТКЛОНЕНИЙ РУЛЯ (СТАБИЛИЗАТОРА) ПО ПЕРЕГРУЗКЕ

грузку" , показывает величину угла отклонения руля -Ь (или ста­ билизатора ~(Р°) для создания единицы перегрузки (рис. 3,16).

а на больших высотах - может быть к более десяти градусов на единицу перегрузки. Это объясняется проявлением сжимаемости воздуха и снижением эффективности руля высоты (на рис. 3.16 пунктир показывает изменение градиента без учета сжимаемости). Большие "расходы руля" ухудшают маневренные качества аппарата. Для улучшения этих свойств применяют управляемые стабилизаторы.

стеме продольного управления требуется механизм, изменяющий передаточное число от ручки управления к стабилизатору с таким расчетом, чтобы при нормальных расходах ручки обеспечивался необходимый угол отклонения стабилизатора.

В прямолинейном полете основными частными показателями

шения дополнительного усилия на ручке и дополнительного откло­ нения стабилизатора (руля), необходимого для восстановления балансировки после изменения числа !й (или скорости) на неболь­