ОСОБЕННОСТИ ПРОДОЛЬНОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА ПРИ МАНЕВРАХ КРЕНА

Рассмотрим зависимость реакции самолета по углу атаки на отклонение стабилизатора от величины угловой скорости крена при маневре. Искомая связь между а и Дтг в установившем­ся движении определяется функцией Аа , формула для которой

приведена в табл. 9.1. Сохраняя в соотношении для А™ только

основные члены, в частности пренебрегая влиянием демпфирова­ния, получим приближенное выражение в виде

Из соотношения (25.1) следует, что реакция самолета по углу атаки (по нормальной перегрузке) на отклонение стабилизатора, в первую очередь зависит от соотношения между угловой скоро­стью крена при маневре и критической угловой скоростью по тан­гажу соа. В тех случаях, когда величина угловой скорости крена

удовлетворяет неравенству со* < о>а, при маневрах крена со­храняется правильное соответствие между отклонением стабили­затора и приращением угла атаки самолета. В тех же случаях,

когда в)х > соа, знак в соотношении между аст и Amz изменяется на противоположный. Остановимся на причинах такого измене­ния связи между приращением угла атаки аст и Д//г2. Когда ве­личина угловой скорости крена приближается к собственной ча­стоте продольных колебаний самолета, наступает явление, близ­кое к резонансу. Как и при всяком резонансе, реакция объекта
210

на возмущение с частотой, меньшей резонансной, имеет правиль­ный знак, а при больших частотах появляется отставание по фазе, близкое к 180 , и, следовательно, изменяется знак реакции. Ана логичное явление наблюдается и при маневрах крена. В приведен ных ранее рассуждениях не учитывалось наличие у самолета демп­фирования, которое несколько усложняет представленную кар­тину движения. Наличие демпфирования изменяет фазовые соот­ношения между возмущением и реакцией самолета и несколько сдвигает частоту, на которой реализуется резонанс. Это выра­жается в том, что благодаря наличию демпфирования в случае,

когда выполняется неравенство (Dp << соа, свободный член харак­теристического уравнения А0 обращается в нуль при больших зна­чениях угловой скорости крена, чем числитель выражения А®

_ ______________________________________ г

(см. табл. 9.1), а при сор > соа — при меньших значениях ох. В результате вид функции Аа зависит от соотношения между

тг __

критическими скоростями крена соа и сор (рис. 25.1). На рис. 25.1 пунктиром построены зависимости для самолета, не обладающего

Рис. 25.1. Зависимость функции Л® от сод для различных соотношений крити­ческих скоростей крена «а и С0Р:

приближенное решение (I I и	отсутствии
демпфи
———— точное решение ровання)

демпфированием. Необходимо дополнительно отметить, что реак­ция самолета по угловой скорости тангажа на отклонение стаби­лизатора, сохраняет правильное соответствие при всех величинах угловых скоростей крена. Из графиков на рис. 25.1 видно, что

в случае, когда соа со,, изменение угла атаки существенно воз­растает с увеличением (х)х. В том случае, когда соа > сор, изме­нение угла атаки самолета при маневрах с угловыми скоростями крена, меньшими первой критической, практически не зависит

от величины со*. В этих случаях маневры крена сопровождаются малыми изменениями нормальных перегрузок. Следует отметить, что реакция самолета по углу атаки на отклонение стабилизатора при маневрах зависит только от величины отклонения и величины угловой скорости крена, но не зависит от направления крена (знака угловой скорости). Это объясняется тем, что выражения Xа и Аа являются четными функциями угловой скорости крена

тг Фг

(см. табл. 9.1).

Как видно из соотношения (25.1), мерой влияния инерционных перекрестных связей может служить отношение располагаемой

угловой скорости крена со* сп и критической скорости соа. Учи­тывая приближенное выражение для располагаемой угловой ско­рости крена

т»2V | 6™8Х

тхХ ^ величина максимального отклонения

сог‘хп

X

стает с увеличением высоты полета, что обусловлено уменьшением демпфирования крена и соответствующим возрастанием распола­гаемой угловой скорости крена. В тех случаях, когда отношение

І <асп I ‘

значительно меньше единицы, проявление инерцион­на

ного взаимодействия мало, и нм можно пренебречь. В тех же слу­чаях, когда это отношение приближается к единице или превышает ее, летчик может вывести самолет на большие угловые скорости крена, при которых возможно как существенное изменение угла

атаки, если | со* | < соа, так и изменение динамических свойств самолета, если | | > max (соа, (ор). Таким образом, изменение

нормальной перегрузки при выполнении разворотов по крену будет возрастать по мере увеличения высоты полета.

В случае, когда зависимость продольного момента от угла атаки имеет нелинейный характер, например, в виде выполажива — ния или «ложки», критической скоростью крена можно считать угловую скорость, при которой изменение угла атаки происходит в процессе маневра в нелинейной области mz (а) (см. гл. 6), по­скольку такие изменения угла атаки практически выводят самолет на режим сваливания.

Удобным параметром, характеризующим возможность превы­шения критической скорости, является соотношение располагае­мой и критической скоростей крена, которое, с учетом соотноше­ния (18.26) для критической скорости крена, в данном случае при­ближенно может быть представлено в виде

(25.3)

Из этого выражения следует, что вероятность выхода самолета на большие значения угла атаки и на режим сваливания возрастает по мере увеличения высоты полета и балансировочного значения угла атаки. Из этого вывода следует, что выполнение разворотов по крену при полете с перегрузкой, либо при балансировке самолета на относительно большом аГ) следует выполнять с меньшими угловыми скоростями, чем это делается на малых углах атаки.

Остановимся кратко на оценках углов скольжения, возникаю­щих при маневре крена с одновременным отклонением руля высоты. Физические причины возникновения угла скольжения при откло­нении руля высоты в процессе выполнения маневра крена связаны с гироскопическими свойствами вращающегося самолета, который аналогично гироскопу под воздействием момента Дтг начинает прецессировать. Воспользовавшись табл. 9.1, рассмотрим выра­жение для функции, связывающей величину угла скольже-

rr7z

ния (3 с моментом от стабилизатора Дтг в установившемся движе­нии:

Из соотношения (25.4) следует, что между величинами Дт2 и |3СТ имеется однозначная связь, которая не зависит от соотноше­ния между критическими угловыми скоростями крена самолета

Рис. 25.2. Зависимость функции Л[) от со для различных соотношений крити- г л ческих скоростей крена соа и сор

На основании приведенных ранее материалов можно от? летить следующие основные закономерности в развитии углов атаки и скольжения самолета при маневрах крена. При маневрах крена

самолета, когда выполняется неравенство оа > сор (соотношение характерно для сверхзвуковых скоростей полета) и движение про­исходит с угловой скоростью крена, меньшей первой критической, изменения нормальных перегрузок (углов атаки) малы и основные нагрузки, действующие на самолет, связаны с развитием боковых перегрузок (углов скольжения). Пример изменения параметров движения для этого случая, полученный в летных испытаниях,

приведен на рис. 25.3. При маневрах крена, когда соа <Г сор (соотношение, характерное для дозвуковых скоростей полета), могут существенно возрастать как углы атаки, так и углы сколь­жения, т. е. нормальные и боковые перегрузки.

В ряде случаев переходные процессы и установившееся движе­ние самолета при управлении стабилизатором и элеронами суще­ственно зависят от последовательности, в которой выполняются отклонения этих органов. Фазовые картины движения самолета при некоторых конечных значениях отклонений ф и 8.3 не зависят от того, в какой последовательности осуществлялись эти отклоне­ния. Отличия в переходных процессах и установившихся значе­ниях обусловлены тем, что в зависимости от последовательности отклонений органов управления движение приходит в область притяжения различных особых точек.

Рис. 25.3. Пример изменений параметров дви­жения самолета после отклонения элеронов из условий горизонтального полета (М > !)? полученный в летных испытаниях

U

215

Рис. 25.4. Пример изменения вида переходных процессов в зависимости от по­следовательности отклонения органов управления (ср и 6Э)

Рис. 25.5. Зависимость тх (со*) для условий полета с > О при различных значениях отклонения стабилизатора: ———- ц — 0;———— ч < О

 

котором пропадают особые точки для о)х <min(coa, со^). Приведенный пример неоднозначности движения самолета при управлении обусловлен существенной нелинейностью уравнении, описывающих его движение.