ОСОБЕННОСТИ ДИНАМИКИ САМОЛЕТА ПРИ УПРАВЛЕНИИ ЭЛЕРОНАМИ И РУЛЕМ НАПРАВЛЕНИЯ

Рассмотрим кратко некоторые особенности динамики самолета при маневрах крена, выполняемых путем одновременных ступенчатых отклонений элеронов и руля направления. Более подробные данные по этому вопросу приведены в [11 ].

Особенности динамики самолета рассмотрим в зависимости

от соотношения критических скоростей крена соа и сор самолета.

Случай соа < сор.

а) Отклонение руля направления против вращения. Для маневра крена, выполняемого из условий

горизонтального полета, пример зависимости Атх (соД приведен на рис. 28.1.

Особенности маневров крена с одновременным отклонением руля направления против вращения из условий полета с положи­тельной нормальной перегрузкой обусловлены тем, что влияние балансировочного угла атаки а6 и момента от руля направления (Ату) приводит к приращениям угла атаки разных знаков, а угла скольжения — одинаковых знаков. В связи с этим при ма­неврах крена с малыми отклонениями элеронов благодаря боль­шой поперечной устойчивости самолета основное влияние на дви­жение самолета оказывает отклонение руля направления, которое вследствие развития большого угла скольжения самолета может даже приводить к изменению направления крена.

X ар актер изменения параметров движения са­молета при отклонении руля направления и эле­ронов из горизонтального полета виден из рис. 28.2, где приведены результаты специальных летных ис­пытаний самолета. Из про­цессов, приведенных нари — сунке, видно, что в начале движения происходит су­щественное уменьшение угла атаки (перегрузки пу). В дальнейшем после не­большого отклонения руч­ки летчиком на себя (Дфст< 0), произошло уве­личение угла атаки, воз­растание величины (а)

и резкое уменьшение уг­ловой скорости крена, что привело к практической ликвидации влияния от­клонения руля направле­ния на угол атаки само­лета.

В ряде случаев при ма­неврах крена с большими отклонениями элеронов и руля направления против вращения, возможен выход самолета на отрицательные углы атаки. При дви­жении самолета с отрицательным углом атаки происходит из­менение знака поперечной устойчивости, благодаря чему сколь­жение, которое ранее тормозило развитие угловой скорости крена самолета, теперь начинает способствовать ее возра­станию до тех пор, пока сог не превысит величину второй критической скорости крена. Маневры такого типа могут приво­дить к выходу самолета на режим инерционного вращения (см. гл. 9).

ДИИЛМНкП при отклонении элеронов И J я нат р. плен»я 237

б) О т к л о н е и и е руля направления по вра­щению. Пример зависимости Атх (со*) для маневров крена с одновременным отклонением руля направления по вращению из условий горизонтального полета приведен на рис. 28.3. Ха­рактерной особенностью зависимости величины потребного момента

элеронов от (о* является то, что угловая скорость крена при малых отклонениях элеронов в очень большой степени определяется ве­личиной отклонения руля направления, а начиная с некоторых величин отклонений 6Н и приближения величины угловой скорости крена к значению первой критической, вообще перестает зависеть от отклонений 6И и 8*. Такая малая зависимость угловой скорости крена от величин отклонения органов управления объясняется

тем, что при приближении скорости крена со* к критическому зна­чению углы атаки и скольжения самолета начинают энергично возрастать, и достаточно весьма малого изменения угловой ско­рости крена, чтобы поперечный момент т* (а) (3 скомпенсировал изменения величин 6Н и 8Э. В области угловых скоростей вращения самолета по крену, превышающих величину второй критической

скорости, со* > шах (соасор), управляемость самолета элеро-

вращения.

Примеры зависимости Атх (соД при маневре крена, выпол­няемом из условий горизонтального полета, приведены на рис. 28.5. Анализ переходных процессов самолета и статических реше­ний показывает, что при малых отклонениях элеронов, движение крена самолета определяется величиной отклонения руля направ­ления. Характерным является тот факт, что начало маневра крена сопровождается энергичным изменением угла скольжения. Такое изменение угла скольжения обусловлено малой степенью устой­чивости самолета по рысканию. Для анализа устойчивости воз­мущенного движения самолета при одновременном управлении элеронами и рулем направления воспользуемся приближенными границами областей устойчивости в координатах (|3СТ, Q), получен­ными в гл. 5. Границы областей устойчивости, построенные в та­кой системе осей координат, не зависят от вида управления само­летом. Для оценки устойчивости при конкретном управлении на этой плоскости должны быть построены зависимости Рст(£2), со­ответствующие исследуемым значениям моментов от органов уп­равления Дгах и Ату. Такие зависимости могут быть получены

приближенных соотношений для статических ре-

Дт„ — (сс0т^ — mjy*) ^

Рот (Q) — —У — y-J— *

mxxQ.

Выражение (28.2) определяет на плоскости ((Зст, Q) семейство прямых, для которых параметром является величина Атх. Каж­дой точке на этой прямой соответствует свое значение Ат1Г Пере­сечение с этой прямой зависимостей (28.1), достроенных для раз­личных величин Дrhy (рнс. 28.6), позволяет определить значения рст и Q, соответствующие данным величинам Атх и Ату.

Прямая, соответствующая Атх = 0, проходит через начало координат и расположена во 2-й и 4-й четвертях. Отсюда, в част­ности, следует, что, движение самолета при Дthx = 0 (т. е. при неотклоненных элеронах) копебательно устойчиво при любых зна­чениях Ату при (ov < min (соа, сор), однако начиная с некоторого значения угловой скорости Q, наступает апериодическая неустой­чивость движения. Из этого рисунка также следует, что при от­клонениях элеронов и руля направления разных знаков, (т. е. 6П — по вращению) степень апериодической устойчивости дви­жения самолета возрастает, однако, при некотором значении Q наступает колебательная неустойчивость движения, причем тем раньше, чем больше величина отклонения руля направления. Эта колебательная неустойчивость приводит к появлению предельного цикла, и характер изменения параметров движения самолета в этом случае аналогичен изображенному на рис. 28.4. При выходе самолета на угловые скорости крена, превышающие величину вто­
рой критической скорости, и приведении элеронов в нейтральное положение может иметь место потеря поперечной управляемости самолета, которая выражается в сохранении практически неизмен­ной величины угловой скорости крена, несмотря на то, что элеро­ны находятся в неотклоненном положении, т. е. реализуется режим инерционного вращения.

Маневры крена с отрицательной нормальной перегрузкой ха­рактеризуются относительной легкостью выхода самолета на угло­вые скорости крена, превышающие значение второй критической скорости. Приведение элеронов в нейтральное положение обычно не прекращает вращения самолета по крену. Вращение самолета прекращается, если в момент приведения элеронов в нейтральное положение выполняется условие (оф > 0). Движение самолета при приведении элеронов в нейтральное положение обычно со­провождается энергичным изменением углов атаки и скольжения.

б) О т к л о н е и и е руля направления по вра­щению. Примеры статических решений для основных параме­тров движения самолета при маневре крена с одновременным от­клонением руля направления по вращению из условий горизон­тального полета приведены на рис. 28.7. Особенностью управляе­мого движения самолета в этом случае является относительная простота выхода самолета на угловую скорость крена, превышаю­щую вторую критическую скорость. Необходимо отметить, что движение с потерей устойчивости обычно может иметь место при выполнении большого числа переворотов самолета по крену. При выполнении одного переворота такие режимы обычно не успевают развиться и самолет сохраняет управляемость.