Продольная устойчивость и управляемость

На многих современных пассажирских самолетах применяются крылья умеренной стреловидности (2 = 25^- 35°)и большого удлинения(А=9.0-г 10,5) с фюзеляжами большого диаметра и с двигателями, расположенными на пилонах под крылом или на пилонах в хвостовой части фюзеляжа. Характерным также является большой диапазон эксплуатационных центровок, достигающий 20^25% САХ,

все это приводит к ряду особенностей в характеристиках устойчивости и управляемости.

Как было показано в главе 2, аэродинамические характеристики самолета со стреловидным крылом большого удлинения с суперкритическими профилями, необходимыми для получения высокого аэродинамического качества при больших дозвуковых скоростях полета(М = 0,80-^0,85), как правило, имеют местную статическую неустойчивость.

Обеспечить хорошие характеристики устойчивости и управляемости таких самолетов на всех эксплуатационных режимах полета одними аэродинамическими средствами практически невозможно и экономически невыгодно. В настоящее время они могут быть обеспечены путем применения автоматических устройств(СУУ) в системе штурвального управления (СШУ).В этом случае потребные площади хвостового оперения можно выбрать из условия обеспечения балансировки самолета, а требуемые динамические и статические характеристики устойчивости и управляемости обеспечивать автоматическими устройствами. Это позволяет за счет улучшения аэродинамики и уменьшения массы конструкции повысить экономические показатели самолета.

Степень использования автоматических устройств должна зависеть от режима полета. Это сзязано с тем, что аэродинамические характеристики изменяются по режимам полета, и с тем, что для самолетов различного класса вероятность реализации того или иного режима различна. Требования к характеристикам устойчивости и управляемости самолета, предъявляемые на одном режиме полета, нередко оказываются излишне строгими для других. Поэтому их целесообразно формулировать дифференцированно в зависимости от режимов полета с учетом вероятности полета самолета на этом режиме и с учетом возможных отказов в системе штурвального управления. Все это определяет структурную схему автоматической • системы управления и степень необходимого резервирования автоматических устройств. Большую роль играет также правильный выбор эффективности органов продольного управления, выбор запаса, статической устойчивости для креийсёрского режима полета.

Система штурвального(ручного)управления самолета и входящие в нее автоматические подсистемы должны обеспечивать требуемые характеристики устойчивости и управляемости самолета и безопасность полета на всех эксплуатационных режимах. При разработке системы штурвального управления целесообразно разделить все области режимов полета(по высотам, скоростям и перегрузкам) на три области:

—основную, эксплуатационную и предельную.

Для магистральных самолетов эти области рационально разделить по перегрузкам следующим образом:

0, 6 < пу < 1,4 —основная область режимов полета;

0, 4 < пу<: 1,7 —эксплуатационная область режимов полета;

Wymtn< Уіу<0,4

1,7 < Щ < Wymax

Наиболее жесткие требования предъявлются в первой области режимов полета.

Как показали результаты обработки записей многолетней эксплуатации пассажирских и транспортных самолетов, выход на большие перегрузки юу>1,4 встречаются крайне редко.

В качестве примера на рис.6 Л приведены режимы полета для современного дозвукового самолета со стреловидным крылом {X ~ 35°)в координатах высоты и скорости, ограниченые минимальной скоростью полета( Vmtn),максимальной скоростью ПОЛета(Vinax) И максимальным числом Маха (Мтах).На рисунке выделены три характерные области полета:

А—область режимов полета, в которой происходит достижение

чем достижение Щ max;

Б—область крейсерских режимов полета;

В—область режимов полета, в которой Щ max достигается раньше, чем Сус.

Из графика следует, что основные длительные и часто встречаемое режимы полета(взлет, набор высоты, крейсерский режим и посадка) находятся в области, где выход самолета на Сус происходит раньше, чем на п%шах и лишь на режимах полета с большими скоростными напорами самолет может выходить на перегрузки, превышающие максимальную эксплуатационную. Поэтому на магистральных самолетах нет особой необходимости в установке ограничителя перегрузок, но следует предотвратить выход на а > ас.