Пространственное движение самолета с равными величинами критических скоростей крена
Исследование общего случая пространственного движения самолета, сопровождающегося вращением относительно продольной оси, является чрезвычайно сложной задачей, в связи с чем определенный интерес представляют исследования частных случаев такого движения. Анализ частных задач, когда на характеристики самолета накладываются определенные ограничения, позволяет выявить ряд закономерностей, которые значительно сложнее обнаружить для общего случая.
Как известно [131, величины запасов продольной статической устойчивости и устойчивости пути обычно изменяются по режимам полета. В соответствии с этим значения критических скоростей крена также изменяются для различных условий полета. Наиболее характерным является случай когда соа и гор близки между собой в диапазоне дозвуковых скоростей полета. При больших числах М, когда начинается сдвиг фокуса назад, соа > сор. При сверхзвуковых скоростях полета обычно также ша > сор. При увеличении угла атаки в дозвуковой зоне часто о>а < сор, что связано с уменьшением продольной статической устойчивости по углам атаки. При сверхзвуковых скоростях полета обычно имеет место уменьшение путевой устойчивости в этой зоне, сор < 0)а.
В настоящей главе рассматриваются устойчивость и управляемость самолета, у которого величины критических скоростей крена равны (соа = сор).
При рассмотрении динамики самолета, обладающего равными критическими скоростями крена и рыскания, примем ряд дополнительных допущений о значениях его параметров. Будем считать, что самолет обладает одинаковыми характеристиками демпфирования по тангажу и рысканию. Примем также приближенно, что его
параметры, характеризующие несущие свойства с“ и с*, близки. Последнее допущение для самолетных компоновок не выполняется, а обычно выполняется для симметричных ракет. Однако такие допущения значительно упрощают исследования и позволяют получать качественно правильную картину движения самолета в условиях, где влияние демпфирования мало (это, в частности, соответствует полету на большой высоте).
При принятых допущениях может рассматриваться широкий круг практически важных задач исследования движения симметричных и квазисимметричных вращающихся летательных аппаратов, в частности, спускаемых летательных аппаратов. В последние годы в этом направлении выполнен ряд работ как отечественных, так и зарубежных [15, 16, 37—40, 42—46]. В частности, следует отметить работы В. А. Ярошевского [42—45], А. А. Шилова 137—40 І, Л1. Г. Гомана [15, 16]. Результаты исследований по динамике вращающихся спускаемых аппаратов обобщены в монографии В. А. Ярошевского [45].
Основной целью исследований динамики спускаемых аппаратов является изучение влияния нестационарное™ движения, в частности при медленном изменении угловой скорости вращения, на динамику летательного аппарата с малой несимметрией. При этом влияние поперечной устойчивости летательного аппарата на его движение является малым, во всяком случае приводит к медленным изменениям угловой скорости крена, а высота и скорость полета летательного аппарата изменяются, как известные функции времени. В этих условиях постановки и заключается основное отличие задач, решаемых применительно к спускаемым аппаратам, и задач, характерных для динамики самолета.
Целью исследований, которые приводятся в настоящей главе, является выявление свойств движения при установившемся вращении по крену самолета, летящего на постоянной высоте, с постоянной скоростью, характеристики которого удовлетворяют сформулированным ранее условиям. Последующий анализ основан на развитии результатов, полученных ранее в работе [И].