Поперечное управление

Боковое управляемое движение современного пассажирского или транспортного самолета в значительной мере зависит от характера взаимосвязи движений крена и рыскания. На малых скоростях полета самолета, особенно с отклоненной механизацией крыла, взаимосвязь движений крена и рыскания проявляется в значительной степени. В управляемых движениях это проявляется в возникновении больших углов скольжения при управлении самолетом по крену, что не только затрудняет выполнение координированных разворотов (главным образом, в момент входа в разворот и выхода из него), но и приводит к заметному “зависанию” самолета по крену, которое выражается в уменьшении угловой скорости крена при постоянном отклонении органов поперечного управления и оценивается отношением потери угловой скорости крена До* к максимальной угловой скорости крена. а>хmax. При полете самолета на малых скоростях"зависание” по крену обусловлено большой степенью поперечной статической устойчивости и возникающими большими углами скольжения вследствие неблагоприятных моментов рыскания от угловой скорости крена, низких собственных частот боковых колебаний самолета и малого собственного демпфирования по рысканию.

На рис. 6.27 приведена зависимость оценки летчиков поперечной управляемости самолета от степени"зависания” самолета по крену

которая свидетельствует, что при относительной

потере угловой скорости крена Д <ох больше 0,75 управление 324

самолетом по крену оценивается неудовлетворительно.

Рис.6.27. Зависимость оценки летчика от степени зависания самолета по крену

На рис.6.28 для примера показано влияние параметра (Kfyx+

g

у) на переходные процессы по углу и угловой скорости крена при ступенчатом отклонении органов поперечного управления для режима

Н-О ; V — 25Q «”/* /77 — /70г

Рис.6.28. Переходные процессы по углу крена и угловой скорости крена при ступенчатом отклонении органов управления

захода самолета на посадку одного из современных дозвуковых неманевренных самолетов. Из графика видно, что уменьшение этого

«

параметра приводит к уменьшению степени “зависания” самолета по

крену, а уменьшение его до нуля практически устраняет" зависание” самолета по крену при отклонении органов поперечного управления. Таким образом, уменьшить степень “зависания” самолета по крену или полностью его устранить можно путем компенсации моментов рыскания от угловой скорости крена. С этой целью в закон работы демпфера рыскания следует вводить перекрестный сигнал по угловой скорости крена с передаточным коэффициентом KWxf про­

M? + g/V М*н

Тогда закон работы автомата

боковой устойчивости и управляемости (усовершенствованный демпфер рыскания) при полете самолета на малых скоростях должен быть следующим:

а сч _____ Tip_______________ 1 is — А-К________________________ ТКу___________

А о H —/м TlpArl T2P + lKwy ^ + Лі(Ті£ + 1)(Г2£ + 1)

• Кыу- QJX +K(Ox* QJx (6.27)

Как показывают проведенные исследования, с уменьшением скорости полета потребные значения передаточного коэффииента Кшх, необходимые для полной компенсации моментов рыскания от угловой скорости крена, значительно возрастают. Однако приемлемые характеристики поперечной управляемости на малых скоростях полета самолета с отклоненной механизацией можно обеспечить и при постоянном передаточном числе К(ох без регулировки его по скорости полета, при этом его можно принять равным примерно Яшх^0,8с.

Для современных магистральных самолетов основными органами поперечного управления являются элероны и интерцепторы. Отклонение интерцепторов приводит к снижению подъемной силы самолета, особенно заметному при полете на режимах с отклоненной механизацией крыла, и к возникновению моментов тангажа, которые обуславливают нежелательную взаимосвязь продольного и бокового движений. Для устранения этой взаимосвязи приходится вводить перекрестную связь от органов поперечного управления к рулям высоты.

На самолетах с большой удельной нагрузкой на крыло для получения Сравнительно небольших скоростей отрыва (FoTp~ 270 км/ч) и скоростей захода на посадку (V3n^250 км/ч)

приходится применять очень эффективную механизацию крыла, занимающую до 80% размаха, а элероны занимают небольшую

ч

плошадь крыла. Кроме того, эффективность концевых элеронов на стреловидном крыле большого удлинения вследствие упругости конструкции на крейсерских режимах полета значительно уменьшаются (в 1,5^"2,5 раза). Поэтому на таких самолетах приходится дополнительно использовать интерцепторы. Особенностями интерцепторного управления являются нелинейная зависимость управляющих моментов от углов их отклонения и значительная зависимость их от углов отклонения закрылков, что усложняет кинематику системы управления и может затруднить пилотирование самолета.

В настоящее время одним из параметров, по которому можно оценивать эффективность органов поперечного управления, является располагаемое угловое ускорение крена самолета (Ь х. Для изолированного движения крена самолета оно определяется:

Мх (д э% 8 инт)

ІХ

где в числителе — максимальный располагаемый момент крена от органов поперечного управления.

На рис.6.29 приведены располагаемые угловые ускорения крена некоторых самолетов при использовании только элеронов и элеронов совместно с интерцепторами. Из этого графика следует, что с увели­чением массы самолета уменьшается располагаемая величина углового ускорения крена сох рас, обусловленная увеличением момента инерции самолета относительно оси ОХ при возрастании массы, и что использование интерцепторов для поперечного управления совместно с элеронами позволяет в 2,0 “^2,5 раза увеличить располагаемые угловые скорости крена.

Расчетным режимом полета для определения потребной эффек­тивности органов поперечного управления для неманевренных само­летов являются малые скорости полета (заход на посадку). Для получения удовлетворительных характеристик поперечной управляемости неманевренного самолета необходимо обеспечить перекладку самолета из крена в крен ±30° за время не более ^6 с.

m£* qSl I (6-28)

Как видно, постоянная времени движения крена зависит от момента демпфирования крена и скорости полета. Проведенные исследования на пилотажном стенде показали, что при малом демпфировании движения крена, т. е. при большом значении Ткр управление самолетом по крену становится затруднительным, поэтому величина Ткр нормируется.

Оценку управляемости самолета по крену целесообразно проводить по диаграмме, построенной в координатах углового ускорения крена <ЬХ и постоянной времени крена Ткр.

В качестве примера на рис. 6.30 приведены области оценок попе­речной управляемости самолета в координатах Ткр для режима

захода на посадку, полученные по результатам эксперимента на пило­тажном стенде. Из рассмотрения этой диаграммы следует, что хорошая оценка управляемости самолета по крену соответствует установившейся угловой скорости крена не менее 15 град/с и постоянной времени крена менее 1,5 с. Для тяжелых самолетов (т> 300 т) постоянная времени крена может быть очень большой; в этом случае удовлетворительные характеристики поперечной уп­
равляемости могут быть обеспечены с помощью использования демпфера крена.

Рис.6.30. Области оценок управляемости самолета по крену (заход на посадку).