ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРОДОЛЬНЫХ УСИЛИЙ НА РУЧКЕ. УПРАВЛЕНИЯ. ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ С БРОШЕННЫМ. УПРАВЛЕНИЕМ. СИЛА ТРЕНИЯ

Как уже было указано, при оценке пилотажных качеств са­молета особо большую роль играет величина усилий на штур­вале или ручке управления. Именно это усилие и позволяет лет­чику «чувствовать» самолет при управлении.

Для измерения усилий на руч­ке управления применяются ди­намометрические р у ч — к и (ДР), устанавливаемые вместо нормальной ручки управления.

Схема такой ручки (ДР-4) пока­зана на фиг. 13. 9. Усилие Р^ при­кладываемое летчиком к ручке, воспринимается упругой рамой ABCD, деформация кото-рой зави­сит от величины усилия.

Основное требование, предъявляемое к такой ручке, заклю­чается в том, что измеряемая величина усилия не долж­на зависеть от места приложения силы. В схеме ручки ДР-4 это требование осуществляется тем, что записывает­ся перемещение / конца Е стержня EF, жестко соединенного с траверсой CD. Величина перемещения этого конца зависит от длины стержня Z. Как показывают теоретические расчеты при

Z=—l, это перемещение зависит только от упругих констант и величины силы РВ) и не зависит от Z0, т. е. от места приложе­ния силы.

При обработке записей динамометрической ручки необходи­мо вводить поправки на вес самого прибора с учетом перегрузки.

Эти поправки вследствие большого веса прибора могут достигать заметной величины.

Измерение усилий на ручке осуществляется в тех же поле­тах, что и при испытании на продольную статическую устойчи­вость с зажатым управлением. На фиг. 13. 10 представлена диа­грамма продольных усилий для того же самолета, к которому от­носятся и фиг. 13. 3—13. 7.

*

Усилие на ручке весьма сильно зависит от угла установки триммера; поэтому при испытаниях этого рода важно точно вы­держивать угол установки триммера. Если эффективность трим­мера постоянна, легко пересчитать полученную кривую на дру­гой угол установки триммера, при котором самолет балансируется не в точке Л, а в точке В, при другой скорости Vi jr Для этого необходимо из усилия при любой скорости вычесть величину

В самом деле, усилие на ручке от аэродинамических сил мож­но написать в следующем виде:

Рв = ~ kmrnmPoV]SBbBK, (13.19)

где тпш — коэффициент шарнирного момента;

SB, Ьв — площадь руля и его хорда, к которым отнесен момент;

1 MUo

km = —- — передаточное число от руля к ручке;

cIXq

v2

К — ———коэффициент торможения скорости;

VT. о — средняя скорость потока у горизонтального опе­рения.

Следовательно, при отклонении триммера на небольшой угол Ат имеем

При этом предполагается, что тхш не зависит от су1, что оправдывается достаточно точно.

С другой стороны, коэффициент момента т2 можно пред­ставить в виде суммы

т2 = т2кр + АКсуТ. 0, (13.21)

где т2кр~коэффициент момента самолета без хвостового оперения, не зависящий от ов;

А = —г‘ — г 0—относительный статический момент площади

Sba

горизонтального хвостового оперения;

5Г. о—площадь горизонтального оперения;

LT, о —плечо горизонтального оперения относительно центра тяжести;

£у г. о — коэффициент подъемной силы оперения.

Отсюда

т»=АКс’у в.0. (13.22)

Следовательно,

к

так как величина с,

Д’

ние — в формулу (13.20), получаем формулу (13.18).

Пример такого перестроения показан пунктиром на фиг. 13. 10; при новой установке триммера самолет балансируется уже на скорости Vi = 700 км/час.

Если желательно произвести более точное определение эффективности триммера, необходимо получить балансировоч­ные кривые Яв =/(!/;) при разных (2 — 3) углах отклонения триммера т2,…. По этим кривым можно получить вели­чину Кт~ш но формуле

Кт*=______ ?___ ДП

ш kmPov%bB Дт

Имея эту величину, легко получить балансировочную кривую при любом положении триммера.

Кривые типа фиг. 13. 10, полученные при одной центровке, могут дать ряд указаний об устойчивости самолета с брошенным

управлением. Прежде всего можно подсчитать величину

точке балансировки самолета (при Рв = 0). Если эта величина положительна, самолет статически устойчив на режиме баланси­ровки, если отрицательна,— неустойчив. В первом случае для увеличения скорости надо приложить к ручке усилие от себя, во

втором— на себя. Величина -—1 показывает, какое усилие надо

d V j

приложить к ручке управления, чтобы изменить скорость на 1 км/час.

При детальном исследовании устойчивости необходимо полу­чить такие кривые при нескольких центровках (трех-четырех, ми-

нимум двух). Типичная диаграмма этого рода показана на фиг. 13. 11, для того же самолета, для которого построены кри­вые фиг. 13.4. При получении таких балансировочных кривых Pn=f{Vi, Хт) необходимо точно соблюдать постоянство угла от­клонения триммера (или угла установки стабилизатора), иначе кривые получатся несопоставимыми друг с другом. Если во время полетов получаются разные углы триммера, кривые надо исправить, перестроив их для одного положения триммера, как указано выше.

Так же, как и в § 4, очень удобно эти кривые перестроить в функции хт при параметре V% (фиг. 13. 12). Как правило, по­лучаются прямые линии. В самом деле, при установившемся ре­жиме [см. формулу (13. 17)]

mz = «го + (*т — Лто) Су1 + « *"8В = °>

где mzо — коэффициент момента при хт=хх0 и SB=0. Это равен­ство справедливо — при условии линейной зависимости су г.0 от SB. что всегда осуществляется при малых отклонениях руля высоты, а эти отклонения на рабочих установившихся режимах всегда до­статочно малы. Исключение могут представить большие скорости, когда влияние сжимаемости и числа М велико. Из этого равен­ства получаем

С другой стороны, можем написать

«ШО + ^Х

Дифференцируя по хт, получим

дРн SBbn m! B SBbB тУ

P?=-^-= — kmG^K~ = kmG-BB ш

У Г.0

Эта величина не зависит от хт, а только от с г; иначе го­воря, мы доказали, что при условии линейной зівисимосги mz и пгш от 8В, величина Рв всегда линейно зависит от хт.

Это же равенство (13.26) показывает, что величина Рх

практически не зависит от су1 (или 1/Д если пгь^ и с°*т о не зависят от этих параметров, что осуществляется достаточно точно за исключением области очень больших скоростей, где сказывается влияние числа М. Иначе говоря, все кривые K=f(cyl) или PB = (Vi) при разных центровках должны итти почти эквидистантно. Это дает нам в руки метод контроля, позволяющий исправить кривые, если при полетах по какой — нибудь причине сбился угол установки триммера.

Имея величину Р* и получив дифференцированием балансн­ая dP

ровочных кривых величины и Рвк=, легко полу­

чаем величину коэффициента статической устойчивости с брошенной ручкой по 4-й формуле (13.4) при Рв = 0 (в точке балансировки):

PY

Для определения нейтральной центровки и запаса цент­ровки можно воспользоваться приближенной формулой

В самом деле, при переходе от заданной центровки хт к другой центровке х-г. н (при заданной скорости V.) и от угла триммера к углу триммера тн, приближенно имеем (если разности хт. н—хт и — с—тн невелики):

Рв. И=РВ+Рв (*Т. Н Ху) + Рв (Хн Х), где

дР

Р1 = —- при V = const.

в d-z Р

Дифференцируя это равенство по Vit получим

Если при заданной скорости V. самолет при помощи трим­мера сбалансирован так, что усилие равно нулю, а центровка

Ху. н подобрана так, что самолет нейтрален, то обе величины

г, dPB н

Рв н и —— равны нулю dV і

Рв Н" Рв ( Хт. н Ху) -|- Рв (хн х) — 0.

1 dPx dPx

— ЛГ +—— (Хт. н — хт) Н (ъ —х) = 0.

Vt dVi т/ dVt 4 н ‘

Решая эти уравнения относительно хт, н—хт и исклю­чая тн — т, получим формулу (13.28).

Величина Р1 легко определяется, если сделаны специальные полеты для определения эффективности триммера и получены балансировочные кривые при одной центровке и разных фикси­рованных положениях триммера. Если таких кривых не имеется, хможно коэффициент Е подсчитать по приближенной формуле

21 772

В самом деле, мы уже видели, что величина d^ = Pl = k — pSBb VіKml,-,

в 2 r в в 111

отсюда

1пР- = 1п Ар^ + 21п 1/+1пАГ+1пот^

2

предполагая, что пГш не зависит от скорости, получим диф­ференцированием :

V dP V dK

2Pl~dV ~~ 2АГ dV ’

Так как по доказанному выше коэффициент торможения К пропорционален /я^в, легко получаем формулу (13.29).

Обычно коэффициент торможения К мало зависит от ско­рости V, поэтому коэффициент Е мало отличается от еди­ницы. Если величины и К неизвестны, то часто принимают

Е=1 и вычисляют Хг. н — хт по приближенной формуле

2Рв

dp*

ipi-v-wt

Кроме того, как показано выше, величина Р* также очень мало зависит от V; поэтому формула (13. 30) получает весьма простой приближенный вид

(13.31)

Если балансировочная кривая определена только при одной центровке, можно провести все расчеты, определяя из экспе­римента только величины Рв и Рвк, a PBV определять расче­том; однако следует помнить, что в этом случае величина я’т. н — хт определяется весьма приближенно.

В заключение покажем, как определяется передаточное число &ш, сила трения и весовой момент руля высоты. На стоянке самолета при работающем или лучше остановленном двигателе (чтобы исключить влияние вибраций) медленно ведут ручку не­сколько раз туда и обратно. При этом записывают углы откло­нения руля высоты &в и ручки аР и усилия на ручке. После рас­шифровки получаются диаграммы типа фиг. 13. 13. Наклон кри­вой аР=/(&в) дает непосредственно передаточное! число
kmr= — —, где 1Р — длина ручки управления от шарнира до точки

/р da р

приложения усилий. Силы на ручке имеют разное значение при ходе туда и обратно-; разность этих сил показана заштрихован­ной полосой. Средняя линия (пунктир) дает усилие, вызываемое весом руля высоты; зная эту величину и передаточное число,

Фиг. 13. 13. Определение передаточного числа продольного управления и силы трения в управлении.

легко подсчитать момент от сил веса руля относительно оси шарниров и степень весовой балансировки руля. Разность сил (заштрихованная полоса) дает удвоенное значение усилия на ручке от сил трения Ртр.