книги из ГПНТБ / Динамика полета и конструкция крылатых летательных аппаратов

Из полученных соотношений следует, что при заданных г0 и V0 баллистическая дальность существенно зависит от началь­

ного угла 0О. Очевидно, что в диапазоне изменения 0 < д0<

есть такое значение S0—Oopl, которое обеспечивает достижение наибольшей баллистической дальности L6aAMax. Величина Qopt определяется из условия получения максимального значения cos со. Подставляя значения а, с, b соответственно из (5.43), (5.44), (5.45)

310

начальной скорости должна лежать в пределах 6750 — 7150 м/сек. В настояшее время получение столь больших скоростей с по­ мощью современных технических средств никакой трудности не представляет -и принципы достижения таких скоростей с по­

мощью многоступенчатых ракет изложены в § 3.3 настоящего раздела.

ГЛАВА VI

УСИЛИЯ в ПРОВОДКЕ УПРАВЛЕНИЯ РУЛЕВЫМИ ОРГАНАМИ

При рассмотрении балансировки КЛА предполагалось, что уси­ лия, потребные для отклонения органов бала-нсировки, являются до­ статочными. Однако достаточность усилий еще не является крите­ рием того, что системы управления при любых усилиях с конструк­ тивной точки зрения будут являться приемлемыми. Очевидно, что для автоматически управляемых объектов чем меньше потребные усилия для отклонения органов балансировки, тем система может быть осуществлена более легкой и от исполнительных механизмов (усилителей) потребуется меньшая мощность. Что касается объек­ тов, управляемых человеком (самолеты, вертолеты и др.), то в этом случае усилия на ручке (педалях) управления должны лежать в оп­ ределенных пределах, обусловливаемых физиологическими возмож­ ностями человека. Поэтому знание физических причин возникнове­ ния усилий в проводке управления или на ручке управления и педа­ лях, а также умение их рассчитать составляет одну из важных за­ дач при оценке летно-технических характеристик КЛА.

§ 6.1. ШАРНИРНЫЙ МОМЕНТ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ

Физические причины возникновения шарнирных моментов и методы их оценки рассмотрим на примере горизонтального опе­ рения. Предположим, что изолированное горизонтальное опере­ ние обтекается воздушным потоком со скоростью Vz-0 под углом атаки щ.о при положительном угле отклонения руля высоты на угол 8, (фиг. 6.1). При этих условиях на руль высоты будет дей­ ствовать некоторая аэродинамическая сила. Нормальную к хорде руля составляющую этой силы обозначим RM и будем считать,

311

312

В последнем случае т*ш и тъш также являются функциями «г.о

и 8,.

Частные производные т*ш и т°ш имеют вполне определенный физический смысл. Например, таш численно равен коэффициенту

шарнирного момента, появляющегося при изменении угла атаки горизонтального оперения на единицу измерения (на один градус или на один радиан), когда оа сохраняется неизменным. Анало­ гично т)и численно равна величине коэффициента шарнирного

f r - o S А

313

заданных размеров руля величина коэффициента шарнирного мо­

в конструктивном отношении может быть осуществлена в самых разнообразных формах (см. § 4.6 четвертого раздела). Очевидно, что изложенные положения также являются справедливыми по отношению к шарнирным моментам элеронов (элевонов) и рулей направления.

§ 6.2. ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА ПРОВОДКИ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

В конструктивном отношении проводка управления современ­ ного самолета является довольно сложной системой. Например, в системах управления содержится ряд тяг, качалок, усилители, раз­ личные автоматы, воспроизводящие усиления, и др. Несмотря на конструктивную сложность, системы управления удовлетворяют вполне конкретным условиям: определенным отклонениям рычагов управления (ручка, педаль) соответствуют вполне определенные от­ клонения органов управления как по величине, так и по направле­ нию. Например, отклонение ручки управления вперед от нейтраль­ ного положения вызывает отклонение руля высоты (управляемого стабилизатора) вниз, и наоборот. Отклонение ручки управления влево обусловливает отклонение правого элерона вниз, а левого— вверх. При даче левой ноги вперед от нейтрального положения руль поворота отклоняется влево и т. д. Принципиальная схема проводки управления,- удовлетворяющая указанным условиям, изображена на фиг. 6.4.

Отклонение рычага управления будет характеризоваться пе­ ремещением (х ) его свободного конца. Положительное направле­

точным числом от руля к рычагу управления и обозначается Кш. Когда 8 измеряется в радианах, а х в метрах, то у существую­ щих самолетов для продольного и поперечного управления

314

Кш—1,5 ч-2,5 1 /м, а для системы управления рулем направления

Кш= 5 -г- 7 1 {Ж:

Для перемещения командных рычагов1 летчик прикладывает

Командный рычаг [ручка, педали) ^

Г '-

Фиг. 6.4

Следует указать, что изложенные выше общие положения применительно к системам управления пилотируемых человеком самолетов также являются справедливыми и для автоматически управляемых объектов. В последнем случае в качестве рычага управления следует рассматривать силовую тягу исполнительного механизма (бустер, рулевая машина и др.), и передаточное число Кш необходимо определять, сообразуясь с ходом силовой тяги исполнительного механизма.

§6.3. ПРОСТАЯ МЕХАНИЧЕСКАЯ ПРОВОДКА УПРАВЛЕНИЯ

ИУСИЛИЯ НА РЫЧАГАХ УПРАВЛЕНИЯ

Проводка управления называется простой механической в том случае, когда единственным источником энергии, затрачиваемой при относительном движении системы, является человек (летчик). Такая проводка управления никаких усилителей не содержит. Для определения усилия Рр на рычаге управления будем исходить из следующих положений. Допустим, что летчик, перемещая

315

рычаг управления на dx, прикладывает усилие Р . При этом со­ вершается положительная работа Ppdx. Перемещение рычага управления вызывает отклонение руля на угол do, в результате чего под действием шарнирного момента М ш совершается отри­

ционально кубу линейных размеров руля (Sp, bp), передаточному числу Кш и коэффициенту шарнирного момента тш. Однако

зом, выбираются из условия обеспечения балансировки и управ­ ляемости. Таким образом, при заданном значении q2.o минималь­ но .возможное значение Рр будет определяться практически

Р,{У) Для случая горизонтального полета на различных скоростях на постоянной высоте.

Из формулы (2.16) настоящего раздела видим, что если пре­ небречь влиянием сжимаемости воздуха на аэродинамические

316

Тогда формула (6.3) после подстановки значений 0в и «г. имеет вид

Если теперь из (6.4) исключить тш с помощью (6.5), после под­ становки значения коэффициентов аи а2, bt и Ъг можно полу­ чить

Коэффициент Р„.0 для устойчивого самолета при нормальной аэродинамической компенсации всегда имеет отрицательный знак,

Следовательно, даже в случае постоянства коэффициентов Рв.0

дР

и ~фф усилие на ручке растет пропорционально квадрату ско­

рости (фиг. 6.5). Кроме того, при заданной скорости производ-

ная дРв с ростом высоты уменьшается, что приводит к умень­

шению усилий Рв (фиг. 6.5). Очевидно, что участок кривой Рв(V) в диапазоне 0 < У < Vmln физического смысла не имеет, так как горизонтальный полет при этих скоростях невозможен.

317

Однако в действительности в области околозвуковых и сверх­ звуковых скоростей полета как таш, т]и, так и другие аэроди­

то в области околозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета усилия становятся весьма большими и человек физически не в состоянии преодолеть такие усилия. Поэтому в проводке управления современных самолетов устанавливаются специаль­ ные усилители, использующие дополнительные источники энергии.

§ 6.4. ПРОВОДКА УПРАВЛЕНИЯ, СОДЕРЖАЩАЯ УСИЛИТЕЛИ

Проводки управления, содержащие усилители, характерны тем,, что здесь работа, затраченная на отклонение руля, частично или ■полностью совершается за счет дополнительного источника энергии.

Для выяснения принципа действия всякого усилителя обратимся

Ясно, что при соблюдении указанных свойств часть стержня (АК) полностью разгружается и усилие на рычаге управления прак­

тически становится рав'ным нулю (остаются только незначитель­ ные силы трения).

Система управления, содержащая усилитель, где потребная для отклонения руля работа полностью совершается за счет машины

318

чик для 'отклонения руля высоты путем отклонения рычага управления, практически не прикладывая усилие, может дать сигнал усилителю. Однако летчик обычно управление самоле­ том осуществляет, не только ориентируясь на перемещения рычагов управления, но и на усилия, прикладываемые к ним. Последнее обстоятельство становится особенно важным при сверхзвуковых скоростях полета. Поэтому при необратимой системе управления появляется необходимость в дополнитель-

\

\

чагах управления. Такими автоматами могут служить механиз­ мы, оде использованы свойства упругих элементов .(пружины и др.),

подобной схемы в каком-либо звене проводки управления рабо­

319