АЭРОМЕХАНИКА САМОЛЕТА
Динамика летательных аппаратов в атмосфере — раздел механики, в котором изучается движение летательных аппаратов в атмосфере (ГОСТ 20058—80). Применительно к самолету, движение которого в значительной степени определяется аэродинамическими силами, вместо по
Аэромеханика самолета рассматривает вопросы, связанные с исследованием траекторий движения самолета, его устойчивости и управляемости.
Без знания аэромеханики невозможно спроектировать, изготовить и грамотно эксплуатировать самолет, отвечающий заданным техническим требованиям. Поэтому курс аэромеханики самолета занимает ведущее место в подготовке авиационного инженера по самолетостроению.
В своих методах исследования аэромеханика самолета опирается на основные положения теоретической механики, аэродинамики, теории двигателей, теории автоматического управления и других дисциплин. В свою очередь аэромеханика самолета используется при изучении таких дисциплин, как проектирование систем управления полетом самолетов, прочность самолетов, конструирование и проектирование самолетов, техническая эксплуатация самолетов и др.
Методы расчета летных характеристик самолета, его устойчивости и управляемости постоянно развиваются и совершенствуются.
Научная база, позволившая проектировать надежные летательные аппараты тяжелее воздуха, была создана трудами наших соотечественников Н. Е. Жуковского, С. А. Чаплыгина и их учеников, трудами ряда иностранных ученых.
Классические работы Н. Е. Жуковского «О прочности движения», «Теоретические основы воздухоплавания», «Динамика аэропланов в элементарном изложении» заложили основу теории полета. Н. Е. Жуковский постоянно заботился о том, чтобы теория была достоянием практиков. Он создал стройный метод аэродинамического расчета самолета, известный под названием метода тяг Н. Е. Жуковского, который применяется и в настоящее время.
Современная теория устойчивости движения летательных аппаратов основывается на фундаментальной работе А. М. Ляпунова «Общая задача об устойчивости движения».
В годы Советской власти с развитием авиационной промышленности росла и крепл’а авиационная наука. Был создан (1918 г.) Центральный аэрогидродинамический институт (ЦАГИ), другие авиационные научно-исследовательские институты, в конструкторских бюро создавались новые самолеты, развивалась советская школа теории полета.
Важное место среди работ по динамике полета самолета занимают капитальные труды В.’ П. Ветчинкина «Динамика полета» (1927 г.) и «Динамика самолета» (1933 г.), В. С. Ведрова «Динамическая устойчивость самолета» (1938 г.), В. С. Пышнова «Аэродинамика самолета» (1935—1938 гг. и 1943 г.), «Динамические свойства самолета» (1951 г.) и «Устойчивость и управляемость самолета» (1953 г.), И. В. Остославского и Г. С. Калачева «Продольная устойчивость и управляемость самолета» (195Д г.), И. В. Остославского «Аэродинамика самолета» (1957 г.) и других авторов.
Последние десятилетия ознаменовались в авиации освоением новых высот и скоростей, созданием нового поколения авиационной техники.
Об успехах в нашей стране теоретических и экспериментальных исследований в области теории полета свидетельствуют достижения советского самолетостроения. Специалисты, работающие в — области динамики самолета, успешно решают задачи, связанные с созданием современных самолетов, обладающих высокими летно-техническими характеристиками и пилотажными свойствами.
Новым вкладом в исследовании механики полета самолета стали работы Л. М. Шкадова, Г, С. Бюшгенса, Р. В. Студнева, Н. М. Лысенко, И. М. Пашковского и других ученых.
Динамика полета современных самолетов — это стройная, постоянно обновляющаяся научная дисциплина, ‘позволяющая решать задачи анализа и исследования важнейших характеристик самолетов на всех этапах их создания, испытаний и эксплуатации.
Полет самолета с точки зрения механики является управляемым движением. Это означает, что при одних и тех же параметрах самолета и начальных условиях может быть реализовано бесконечное множество возможных траекторий полета в зависимости от управляющих воздействий летчика, программы работы автоматических средств управления, а также от внешних факторов, действующих на самолет в полете. Управляющие воздействия формируются целенаправленно для обеспечения самого полет^ и выполнения полетной задачи. Внешние факторы определяются условиями применения самолета, состоянием воздушной среды и т. п. и целенаправленному изменению не поддаются. До полета они, как правило, известны лишь приближенно, в среднем, и могут меняться как от полета к полету (например, при эксплуатации самолета в различных климатических зонах, погодных условиях и т. п.), так и в ходе одного полета (атмосферная турбулентность, колебания температуры воздуха и
т. п.). В первом случае говорят обычно об изменении условий полета, во втором — о возмущающих воздействиях, возникающих в ходе полета.
Если при исследовании движения самолета как условия полета, так и возмущающие воздействия известны, а управляющие воздействия заданы, то при данных начальных условиях уравнения его. движения решаются однозначно и полностью определяют изменение по времени всех переменных, характеризующих движение самолета. Решение уравнений движения в этом случае обычно называют прямой задачей механики или задачей анализа.
При реальном управлении самолетом, как правило, управляющие воздействия в явном виде не задают, а формируют в полете исходя из условия получения требуемого, программного характера движения. Так, при полете по маршруту летчику задают высоту полета (эшелон), скорость (график движения) и курс. Летчик контролирует значения этих параметров движения по приборам и парирует их отклонения от заданных значений, выбирая для этого в каждый момент времени требуемые отклонения управляющих органов в соответствии со своими навыками пилотирования самолета. Ту же задачу может решать и автопилот при автоматическом управлении самолетом в соответствии с заложенным в него законом управления. Определение требуемого управления, обеспечивающего заданный или желаемый характер движения, называют иногда обратной задачей механики или задачей управления[1].
Решение обратной задачи, имеет ряд особенностей, связанных с наличием возмущений, изменчивостью условий полета. Очевидно, в реальных условиях требуемые управляющие воздействия должны зависеть От конкретных текущих значений неопределенных или случайных факторов, обеспечивать их парирование при отслеживании заданной траектории. При этом диапазон значений таких факторов обычно известен, а их воздействие на движение самолета ограничено. Это позволяет условно гразделить реальное движение и потребные управляющие воздействия на две составляющие. Первая составляющая рассчитывается из-условия получения желаемой траектории в некоторых средних условиях, при нулевых возмущениях и номинальных параметрах самого самолета,’Движение, рассчитанное для таких идеальных условий, и соответствующие ему управляющие воздействия называются обычно опорными. Характеристики опорного движения могут быть рассчитаны заранее для средних или предельных условий полета и зависят только от вида заданной или желаемой траектории. ‘
‘ Вторая составляющая связана с действием возмущений или отклонений, не учтенных в. опорном движении. В результате фактическое, или, как его называют, возмущенное движение неизбежно отличается от опорного. Однако такие отличия не могут быть значительными, по крайней мере, при нормальных эксплуатационных условиях, иначе заданное движение не будет реализовано, а задача полета не будет выполнена. Близость фактического движения к заданному обеспечивается либо за счет собственной устойчивости движения самолета, либо за счет’- создания летчиком (или автоматикой) дополнительных (по отношению к опорному значению) управляющих воздействий, парирующих отклонения. Если принять гипотезу малых возмущений, то можно весь круг задач, решаемых динамикой полета самолета (как прямых, так и обратных), разбить как бы на два уровня:
динамика опорного движения, динамика возмущенного движения.
При этом в опорном движении, как правило, рассматриваются те характеристики и показатели, на которые кратковременные случайные возмущения влияют, слабо. Такими показателями являются в основном летно-технические характеристики (ЛТХ) самолета, относящиеся к полету в целом или его эт. апам и характеризующие возможности самолета и его соответствие тактико-техническим тре* бованиям. Летно-технические характеристики включают:
диапазоны высот и скоростей, в которых возможны безопасный полет самолета и выполнение определенных полетных задач с учетом ограничения допустимых режимов полета;.
дальность и продолжительность полета, радиус действия в зависимости от заправки топливом и полезной нагрузки;
маневренные характеристики (радиус или. угловая скорость виража, скороподъемность, время выполнения заданного маневра, действующие при этом на самолет перегрузки и т. п.);
взлетно-посадочные характеристики (включая характеристики при отказе дзигателя на взлете и посадке).
Отдельные показатели, входящие в ЛТХ, называют летными данными или характеристиками самолета.
Помимо этих характеристик в ЛТХ входит ряд технических показателей, описывающих грузоподъемность самолёта, его эксплуатационные особенности (время наземного обслуживания, класс аэродромов, с которых он может эксплуатироваться, требования к системам обеспечения полета и т. п.), эффективность выполнения задачи полета, уровень безопасности, комфорта и т. п.
При проектировании требуемые значения летных данных определяются техническим заданием (ТЗ), а их фактические значения находятся на основе расчетов.
Расчет летных характеристик производится либо для некоторых стандартных условий, при которых сравниваются между собой технические решения при проектировании, либо для ряда заданных условий из Диапазона, в котором предположительно будет эксплуатироваться самолет при различных вариантах его загрузки и заправки топливом. Летно-технические характеристики определяются как интегральные (время, затраты топлива, пройденная дальность для полета в целом или его этапа) или предельные (потолок, максимальная скорость набора высоты и т. п.) характеристики траекторий движения центра масс самолета.
Для нахождения летных данных требуется обычно либо выполнить расчет траекторий, соответствующих этапам полета с заданной, чётко определенной программой управления для ряда характерных типовых маневров (прямая задача), либо определить требуемые управляющие воздействия, обеспечивающие заданный режим полета (задача управления). Для оценки предельных значений интегральных показателей проводится оптимизация программы управления самолетом при маневре (задача оптимизации).
Под маневром обычно подразумевают сравнительно короткий этап полета, целью которого является то или иное изменение параметров движения центра масс самолета — скорости, высоты, курса, дальности и т. п. Если для достаточно продолжительного этапа полета задана программа изменения скорости, высоты, угла наклона траектории и т. п., то обычно говорят о выдерживании определенного режима полета с заданными параметрами. Важное значение при расчете летных характеристик самолета имеет анализ установившихся режимов полета — режимов, при которых основные кинематические параметры движения постоянны или меняются достаточно медленно.
Опорное движение рассматривается не только при расчете летнотехнических характеристик самолета, но и при решении большинства задач, связанных с расчетом траекторий и анализом движения центра масс самолета, так как влияние возмущений — на характеристики движения центра масс самолета (так называемое «траекторное» движение) обычно невелико. Без учета возмущений решается обычно и задача оптимизации траекторий по какому-либо интегральному показателю (время, затраты топлива и т. п.).
Особенностью расчета опорного движения является то, что для него в каждый момент времени требуемые значения управляющих воздействий известны или могут быть определены, причем без учета возмущений.
В опорном движении оцениваются также некоторые показатели управляемости — так называемые ‘ балансировочные или статические характеристики. При этом устанавливается соответствие между требуемыми значениями управляющих воздействий и заданным опорным режимом полета. Определив потребные управляющие воздействия, можно оценить характер их изменения в зависимости от параметров движения, а также соответствие располагаемым значениям, поскольку управляющие воздействия ограничены. Очевидно, разность между располагаемыми и потребными управляющими воздействиями на любых расчетных режимах полета должна обеспечивать парирование возмущений.
Что касается возмущенного движения, то здесь две задачи — проверить, действительно ли отклонения от опорного движения при действии тех или иных возмущений малы (задача устойчивости) и оценить, какие управляющие воздействия требуются для парирования возмущений и какие запасы на управление в возмущенном движении требуется предусмотреть (задача управляемости) .
Заметим, что методы решения задач устойчивости и управляемости отличаются от методов расчета траекторий и определения ЛТХ самолета. Эти задачи обычно рассматривают отдельно. Следует лишь помнить, что без обеспечения устойчивости и управляемости самолета безопасный полет и выполнение полетного задания вообще невозможны, так что решение задач второго уровня —- необходимое условие для рассмотрения первого. Требования к устойчивости и управляемости самолета поэтому нормируются.[2] Самолет, не удовлетворяющий этим требованиям, к эксплуатации не допускается. С другой стороны, именно летные характеристики самолета определяют тот диапазон режимов полета, для которого нужно исследовать устойчивость и управляемость, так что решение этих задач взаимосвязано.
И расчет траекторий, и анализ устойчивости и управляемости самолета могут проводиться для различных условий его эксплуатации.
Под условиями эксплуатации самолета при этом понимаются обычно параметры состояния воздушной среды, включая возможные ее активные воздействия (порывы ветра, обледенение и т. п.), погодные условия, состояние ВПП, условия загрузки самолета, а также характеристики движения самого самолета — режимы полета, режимы работы двигателей, конфигурация самолета, т. е. положение его шасси (выпущено или убрано), механизации крыла (убрана, находится во взлетном, предпосадочном или. посадочном положении,) для самолетов с изменяемой стреловидностью — угол стреловидности и т. п.
При выборе расчетных случаев различают основную, эксплуатационную и предельную область условий эксплуатации.
Основная область это режимы полета, которые реализуются практически в каждом полете и на которых выполняется основная задача полета и условия, возникающие достаточно часто.
К эксплуатационной области относятся режимы и условия полета, которые могут возникнуть при нормальной массовой эксплуатации самолета.
Наконец, предельная область — режимы и условия полета, которые достигаются только в особых случаях. Выход за границу предельной области недопустим и ведет к нарушению условий безопасности полета.
Спроектированный с учетом требований безопасности для выполнения определенных задач в расчетных условиях самолет затем проходит цикл летных испытаний, в процессе которых осуществляется доводка его характеристик в соответствии с техническими
требованиями и нормами и уточняются допустимые при эксплуатации режимы и условия полета.
На основе расчетов и испытаний составляется ^«Руководство по летной эксплуатации» (РЛЭ), регламентирующее способы и условия эксплуатации самолета. В’процессе эксплуатации расчеты траекторий, оценка устойчивости и управляемости осуществляются при модификации самолета, расширении сферы его использования, для повышения эффективности применения в новых условиях или с учетом накопленного опыта.
Таким образом, подходы и методы динамики полета (аэромеханики) используются для решения технических задач, возникающих на всех стадиях жизненного цикла самолета.