Выбор запаса устойчивости по перегрузке

Вопрос о допустимости той или иной местной нелинейности в характеристике mz=f(a’)на крейсерских режимах полета тесно связан с минимально допустимой степенью продольной статической устойчивости самолета по перегрузке

оп=т?+^

В связи с широким использованием автоматических устройств на современных пассажирских самолетах требование к минимальной величине производной Шгушп изменилось. Ранее для получения хороших характеристик устойчивости и управляемости самолета и малого разброса в характеристиках статической управляемости X™ и Рв на всех эксплуатационных режимах полета требовалось, чтобы минимальная степень продольной статической устойчивости по перегрузке была достаточно большой —0,Ю-г-0,12.На

современных и проектируемых пассажирских самолетах нет необходимости предусматривать большие запасы продольной статической устойчивости, так как автоматические системы улучшения устойчивости позволяют обеспечить хорошие пидотажные характеристики самолета и при очень малых значениях *м|Это особенно важно в связи с тем, что при переходе от больших запасов продольной статической устойчивости к малым уменьшаются балансировочные углы отклонения органов продольного управления и, следовательно, снижаются потери аэродинамического качества и улучшаются экономические характеристики самолета.

Для пассажирских и транспортных самолетов, по-видимому, пока нецелесообразно рассматривать переход к нулевым запасам продольной статической устойчивости и тем более к продольной статической неустойчивостей ш^Х)),так как при этом должны

повыситься требования к надежности автоматических устройств, что усложнит задачу создания систем управления, обеспечивающих необходимую безопасность полета.

Поэтому для самолетов нового поколения целесообразно иметь на крейсерском режиме полета малый запас продольной статической устойчивости порядка тш~ —0,02. Однако использование таких малых запасов продольной статической устойчивости самолетов допустимо только с использованием СУУ.

Исследование на пилотажном стенде и летные испытания создаваемых самолетов показали, что пилотирование самолета при малых запасах продольной статической устойчивости без автоматических устройств затруднительно. По оценке летчиков самолет очень трудно удержать на заданном угле атаки, при выполнении маневра требуется непрерывное перемещение штурвала управления, и летчик средней квалификации не сможет пилотировать самолет, кроме того, он может выйти на большие углы атаки, выше предельных.

Для обеспечения безопасности полета самолета при совершении маневра необходимо, чтобы момент тангажа с ростом угла атаки был бы пикирующим( тг < 0).Существуют только два пути выполнения этого условия. Первый путь—это реализация такого минимального значения запаса продольной статической устойчивости, при котором на всех балансировочных эксплуатационных углах атаки момент тангажа был бы восстанавливающим. Но этот путь для самолетов, имеющих значительную местную нелинейность в зависимости момента тангажа по углу атаки, приводит к необходимости иметь большие запасы продольной статической устойчивости, что приведет к значительным потерям аэродинамического качества самолета при балансировке, что экономически невыгодно. Второй путь—это использование автоматических устройств в системе продольного управления самолетом, создающих дополнительный восстанавливающий (пикирующий) момент тангажа при возрастании угла атаки выше балансировочною. В этом случае потребные углы отклонения органов продольного управлення от автоматических устройств определяются величиной кабрирующего момента самолета. Расчеты показывают,

что для самолетов с крыльями большого удлинения и умеренной стреловидности и = 30°) с суперкритическими профилями потребные углы отклонения руля высоты от автоматических систем получаются достаточно болышми-порядка A S’ в= ±10±12При таких больших углах отклонения рулей безопасность полета должна обеспечиваться за счет многократного резервирования. Выбранная степень резервирования должна обеспечивать надежное завершение полета при двух последовательных отказах в системе управления.

На современных магистральных самолетах для снижения физических нагрузок на летчика и его утомляемости, а, следовательно, и для повышения безопасности полета целесообразно иметь небольшие усилия на рычагах управления.

На магистральных самолетах целесообразно, чтобы усилия на штурвале управления при создании нормальной перегрузки имели небольшие значения(РвЛу = — 1(Н— 20 кг/ед. перегр.).При этом малые градиенты усилий на штурвале управления самолета могут быть допущены только при небольших силах страгивания, т. е. при малых силах трения в проводке управления(не более±2 кг).

Опыт показывает, что для магистральных самолетов целесообразно обеспечить следующие показатели продольной устойчивости и управляемости в определенных пределах:

—характеристики статической управляемости(величину усилий Р1У и расход штурвала управления Х£у на единицу изменения перегрузки); і

—время срабатывания по перегрузке tc>. (время выхода на 0,70 установившейся перегрузки);

—“заброс”по перегрузке в управляемых движениях v.

На современных магистральных самолетах из-за большого изменения центровок, масс, высоты и скорости полета д ля обеспечения требуемых характеристик статической продольной управляемости и динамики применяются различные автоматические устройства. В качестве примера на рис.6.4 приведены зависимости Х£у от числа М полета для двух запасов продольной статической устой­чивости^*^ — 0,22 и —0,02) для одного из современных пас­сажирских самолетов без использования автоматических устройств.

Из графика следует, что значения Х по режимам полета изменяется

примерно в 10 раз, что недопустимо.

Уменьшить разброс в характеристиках управляемости (РвУ И Хву) можно путем регулировки по режимам полета коэффициента кинематической связи отклонения штурвала управления и руля высоты (Кш= d? к „

-р^/.Как показывают расчеты,

для обеспечения малого разброса этих характеристичне более, чем в три раза), необходимо регулирование коэффициента Кш в очень большом диапазоне, что не рекомендуется по следующим причинам. Максимальное значение этого коэффициента ограничивается

ходом рычага управления и обычно не превышает Кш max=2^ > а минимальное ого значение определяется из условия обеспечения посадки самолета при предельно-передней центровке в случае отказа

автомата регулирования и должно быть не менее ш mm=0,8 м. Из

этих соображений следует, что диапазон регулирования Кш с помощью автоматических устройств не должен превышать величин Кш max /кш пип—2 — г — 2,5. На рис.6.5 приведена зависимость величины Хву от запаса щюдольной статической устойчивости самолета без системы улучшения устойчивости при двух значениях коэффициента Кш для крейсерского режима полета. График свидетельствует о том, что при исходном нерегулируемом конструктивном коэффициенте Кш требуемое минимальное значение Хбпап может быть обеспечено только при минимальном запасе продольной статической УСТОЙЧИВОСТИ не менее ш%утп ~ —0,20 и при
автоматическом изменении коэффициента в два раза минимальный запас продольной статической устойчивости может быть уменьшен до величины шсгумп ~ — 0,10. Следовательно, регулированием только одного коэффициента Кш невозможно обеспечить требуемые пилотажные характеристики при малых запасах продольной статической устойчивости т%утп~ — 0,02. Обеспечить требуемые характеристики статической продольной управляемости самолета с малыми запасами продольной статической устойчивости min= — 0,02) можно за счет использования в системе продольного управления автоматических устройств, например, демпфера тангажа. Из рис.6.5

следует, что при работающем демпфере тангажа при изменении значений шг. в большом диапазоне (от-0,02 до-0,28) и непрерывном регулировании коэффициента от Киех ДО 0,5 Кш исх, можно получить практически постоянное значение Хву. Из этого рисунка также следует, что приемлемые значения Хву можно получить на самолете с демпфером тангажа и с неизменным коэффициентом і^ш. Однако самолет с регулируемым коэффициентом Кш в случае отказа демпфера тангажа будет иметь более высокую безопасность полета, так как при этом характеристики управляемости Хву и будут оставаться

приемлемыми и при малых запасах продольной статической устой­чивости.

Усилия на штурвале управления на единицу перегрузки самолета с необратимым бустерным управлением пропорциональны величинам Хву (без регулирования загрузочной пружины). На самолете с работающим демпфером тангажа при автоматическом

регулировании коэффициента Кш при полете самолета на крейсерском режиме можно также обеспечить малые изменения величины даже без регулирования загрузочной пружины. Однако для получения небольшого разброса величин Рву на всех эксплуатационных режимах полета (включая взлет и посадку) требуется регулирование и загрузочной пружины по скоростям и высотам полета. Исследования показали целесообразность регулирования загрузочной пружины по балансировочному углу отклонения стабилизатора; так как угол отклонения характеризует положение центровки самолета и режим полета.

При больших запасах продольной статической устойчивости величина подъемной силы на горизонтальном оперении, потребная для балансировки самолета, получается отрицательной (направленной вниз) и составляет до 20% подъемной силы крыла(рис.6.6).В этом случае потери аэродинамического качества на балансировку самолета получаются очень значительными (Л/Т~1,0). Вследствие этого большие запасы продольной статической устойчивости в полете на крейсерском режиме являются экономически невыгодными для магистральных пассажирских самолетов.

Рис.6.6. Схема действия сил Рис.6.7. Зависимость аэродинамического качества самолета — от величины запаса продольной устойчивости Величину положительного прироста подъемной силы на горизонтальном оперении, необходимой для балансировки самолета,

Смещение центра масс самолета назад на 10 — г 15% САХ(это соответствует уменьшению запаса продольной статической устойчивости самолета также на 10-М5% САХ) приводит к уменьшению относительной подъемной силы на горизонтальном оперении до 3-г5%.

При изменении запаса продольной статической устойчивости самолета изменяется и балансировочное положение органов продольного управления. Указанный выше прирост подъемной силы на горизонтальном оперении приведет к увеличению аэродинамического качества самолета на крейсерском режиме полета на 3-Ь5%.

Увеличение аэродинамического качества позволит увеличить или коммерческую нагрузку самолета при сохранении дальности полета, или увеличить дальность полета при сохранении полезной нагрузки. Кроме того, при использовании на самолете малых запасов продольной статической устойчивости можно уменьшить потребную площадь горизонтального оперения, уменьшить нагрузки на фюзеляж, крыло и горизонтальное оперение и в итоге уменьшить массу конструкции, т. е. дополнительно улучшить летно-технические и экономические характеристики самолета. В качестве примера на рис.6.7 приведена зависимость балансировочного аэродинамического качества от запаса продольной статической устойчивости для магистрального пас­сажирского самолета на крейсерском режиме полета(М=0,78-Ь 0,81) при различных значениях Wzo6.r. o. Из этого рисунка следует, что при больших запасах продольной статической устой — чивости( ш%у= -0,2 — і — -0,3) потери аэродинамического качества на балансировку самолета получаются очень большими(АК’~1,5).

Расчетные исследования показали, что изменение аэро­динамического качества самолета при этом зависит от следующих параметров: s

—запаса продольной статической устойчивости —коэффициента момента тангажа самолета без горизонтального

оперения При нулевой подъемной СИЛе( Wzo6.r. o.)j

—угла скоса потока (є) от крыла в области горизонтального оперения.

Всегда существует определенная комбинация значений параметров т%у и т*об. г.о., при которых аэродинамическое качество самолета будет максимальным.

Максимальное аэродинамическое качество самолета получается при определенном положительном значении коэффициента подъемной силы на горизонтальном оперении. Соотношение между положением центра масс самолета, коэффициентом тго б. г.о. и коэффициентом Суг. о. имеет вид:

__ ?Илэб. г.о~Ь (.Xj Xf6jo) Суб. г.о /с с4)

Суг. о— : л TJr » vu-

^Т-ГО. Лг. О.

где:

Ху Xf6.t.0= MlzX(r. o Д %Fг. о.j

&Xf г. о=Кио • А-о-^гЧі-Є*)

Отсюда следует, что одна и та же величина коэффициента Суг.0. может быть получена при нескольких сочетаниях положения центра масс самолета (*т) и коэффициента тхоб. г.о.

При малых абсолютных значениях коэффициента тхоб. г.о. максимум балансировочного аэродинамического качества самолета приходится на малые запасы продольной статической устойчивости (см. рис.6.7). Однако при больших абсолютных величинах коэффициента момента тангажа (на пикирование) тхоб. г.о. (что характерно для современных пассажирских самолетов со стре­ловидными крыльями и суперкритическими профилями) максимум аэродинамического качества самолета смещается в область статической продольной неустойчивости > 0. Поэтому на самолетах с крыльями, скомпонованными из суперкритических профилей, аэродинамическое качество даже при использовании малых запасов продольной статической устойчивости (т%уты=~0,02) будет несколько меньше оптимального.

На диаграмме рис.6.8 в координатах относительной площади

самолета хт приведены граничные линии, на которых обеспечивается постоянный запас продольной статической устойчивости и на них указаны величины максимального аэродинамического качества самолета при значении т*лб. г.о=~0,08.

Из рассмотрения этой диаграммы следует, что для самолета, у которого величина коэффициента тангажа без горизонтального оперения гпгаб. т.0 значительная(на пикирование)даже при малом запасе продольной статической устойчивости ШгУггйп = -0,02) будут потери аэродинамического качества на балансировку самолета, т. е. не будет реализовано максимально возможное аэродинамическое качество.

величину Адгт = 0,10 и использование малого запаса устойчивости (от т%у=-0,12 до т%у—~0,02) позволяет уменышить потребную

площадь горизонтального оперения примерно на 25%. Детально проведенный анализ действующих на конструкцию самолета сил показал, что при уменьшении запаса продольной статической устойчивости уменьшаются нагрузки на крыло, на горизонтальное оперение и фюзеляж, при этом происхбдит положительное приращение подъемной силы на горизонтальном оперении, вследствие чего потребная подъемная сила на крыле уменьшается. На рис.6.9 показано изменение нагрузок на горизонтальное оперение YT. o/G=f(mfr при изменении запаса продольной статической устойчивости самолета для двух расчетных случаев по прочности —А1 (выход самолета на перегрузку Пу— 2,0 при 4Wx max с нєотклонєнной механизацией крыла) и случай А (выход самолета на Сушах И Wymax). Из приведенного графика следует, что при смещении эксплуатационного диапазона центровок назад от тсху = — (0,32-^0,12)до—(0,224-0,02) уменьшаются нагрузки на крыло и горизонтальное оперение. Причем нагрузки на горизонтальное оперение до запаса продольной статической устойчивости =-0,08 отрицательные, а при дальнейшем уменьшении запаса устойчивости (вплоть до “0,02) становятся положительными. Уменьшение нагрузок на горизонтальное оперение вызывает также уменьшение изгибающих моментов, действующих на хвостовую часть фюзеляжа. Таким образом, вследствие уменьшения запаса продольной статической устойчивости могут быть уменьшены массы конструкции крыла, фюзеляжа и горизонтального оперения. Так, например, расчеты показывают, что при смещении эксплуатационного диапазона назад на Лят=0,10 за счет использования малых запасов продольной статической устойчивости, масса конструкции самолета может быть уменьшена примерно на 1,0% его взлетной массы.

Таким образом, использование на современных магистральных самолетах малых запасов продольной статической устойчивости “0,02 (использование более заднего эксплуатационного диапазона центровок) позволяет: увеличить аэродинамическое

качество самолета на крейсерских режимах полета, уменьшить потребную площадь горизонтального оперения, уменьшить массу конструкции крыла, горизонтального оперения и фюзеляжа вследствие уменьшения действующих на них нагрузок и в итоге увеличить дальность полета или платную нагрузку.

Рис.6.9. Нагрузка на горизонтальное оперение и фюзеляж

В некоторых случаях реализация малых запасов устойчивости на крейсерском режиме полета может быть произведена за счет смещения положения центра тяжести в полете путем перекачки топлива в специальный балансировочный бак, расположенный в хвостовой части самолета.

Рассмотрим теперь вопрос обеспечения требуемых динамических характеристик самолета в управляемых движениях (параметры /ср и у).На рис.6.10 приведено изменение приращения перегрузки по времени при ступенчатом отклонении рычага для одного из пассажирских самолетов на крейсерском режиме полета(М~0,78) с демпфером и без демпфера тангажа при двух запасах продольной статической устойчивости. Из графика следует, что демпфер тангажа при малых запасах продольной статической устойчивости уменьшает время срабатывания самолета по перегрузке в управляемых движениях, однако оно остается болышм(~6-Ь7с)и превышает рекомендуемые значения. Уменьшить время срабатывания самолета по перегрузке(если это необходимо)можно путем введения дополнительного сигнала по перегрузке в систему улучшения

устойчивости и управляемости(СУУ). На рис.6.11 приведена та же зависимость, что и на рис.6 Л 0 для самолета с СУ У, использующей сигналы угловой скорости тангажа шг и перегрузки Щ.

Рис.6.10 и 6.11 Переходные процессы по перегрузке при ступенчатом отклонении рычага

Из графика следует, что при одновременном использовании в системе СУУ этих сигналов можно получить хорошие динамические характеристики самолета в управляемых движениях.

Таким образом, для обеспечения требуемых характеристик продольной устойчивости и управляемости современных магистральных самолетов, имеющих большой диапазон эксплуатационных центровок и использующих малые запасы продольной статической устойчивости на крейсерских режимах полета, целесообразно использовать в СУУ сигналы угловой скорости тангажа и перегрузки:

Д 5" в = КсогСОг"ЬKny(.fly 1). (6. 6)

Передаточные коэффициенты и у могут быть выбраны небольшими и постоянными(см. главу 8), а коэффициент кинематической связи руля высоты и штурвала управления на крейсерских режимах полета целесообразно изменять в зависимости от балансировочного положения стабилизатора по закону:

Ки,=Кш „сх (К + К2<р), (6.7)

где коэффициенты Ki и К2 выбираются так, чтобы величина Кш изменялась бы не более, чем в 2,5 раза. В этом случае закон работы автомата загрузки штурвала управления!^ )может быть таким же, как и закон регулирования Кш. Если при работающей автоматике величины усилий на штурвале управления при малых скоростях полета (режимы взлета и посадки) окажутся большими, то можно выполнить
при этом будет компенсироваться рост усилий на штурвале управления от автоматических устройств.

Для обеспечения требуемых характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета, имеющего нелинейность в зависимости mx=f (а) на крейсерских режимах полета при большом диапазоне центровок и малых запасах продольной статической устойчивости могут быть использованы специальные автоматические устройства с более сложным законом управления. Для иллюстрации сказанного на рис.6.12 приведены для крейсерского режима полета характеристики статической управляемости^^3′, Рву) для магистрального самолета со стреловидным крылом с суперкритическими профилями. Эти характеристики управляемости получены с системой улучшения устойчивости и управляемости (СУУ), автоматика которой работает по закону:

^ 5в — Кх’ Хв"I" ~р_|_ ^ Ксог* Cite1)

Ка(01 Пиастр з)

где:

Коэффициенты Кыг, Кх, КПу и постоянные времени фильтров

выбираются из условия обеспечения удовлетворительных статических

и динамических характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета.

На рис.6.12 приведены также оценки летчика пилотажных характеристик этого самолета’ на крейсерских режимах полета, полученные на пилотажном стенде. Этот рисунок свидетельствует, что при использовании в системе управления нелинейной кинематической связи углов отклонения рулей высоты от перемещения штурвал а (/(ш—d5"B/dXB) оценки летчика пилотажных характеристик самолета существенно улучшаются.

Статическая устойчивость самолета по скорости полета определяется характером изменений балансировочных усилий на

Рх-0,2кг / мм Р0= ± /кг Рис.6.12. Расход штурвала и усилия на единицу перегрузки

штурвале управления по скорости на режимах горизонтального полета. Самолет устойчив по скорости, если с увеличением скорости полета происходит рост усилий на штурвале управления, т. е. производная усилий по скорости полета была бы положительной (dP/d F>0). При простейших автоматах загрузки штурвала управления, например, при обычной загрузочной пружине, характер изменения усилий на штурвале управления по скорости полета будет определяться характером изменения перемещения (хода) штурвала от скорости полета, а для самолета без СУУ характером изменения

то производная угла отклонения руля высоты по числу М полета будет: | dmly ■ cvdCy, dmZ№ dml ____ тЛ d МZd МLy+Mz + d *4 d M (ml)2 С учетом равенства d Cy/d M =—2СУ/M условие устойчивости самолета по скорости полета можно записать в виде:

dm*o, d

M ‘ d м ‘ dMw ‘ d’ (6.11) Из этого следует, что при < 0 первый член всегда положительный, что способствует увеличению степени устойчивости самолета по скорости. В качестве примера на рис. 6.13 приведены зависимости балан­сировочного угла отклонения руля высоты 8 В=/{М) для транспорт­ного самолета со стреловидным крылом для двух значений центровки. Из этого графика следует, что при передней центровке самолета (хт=0,15), что соответствует большому значению запаса продольной статической устойчивости, самолет устойчив по скорости полета, а при задней центровке (^т=0,35) самолет нейтрален по скорости. Следовательно, для современных самолетов, имеющих большой диапазон эксплуатационных центровок, могут возникнуть трудности в обеспечении устойчивости по скорости. ■«., т1 Ат*»,

соотношение, различно, оно может быть как стабилизирующим, так и дестабилизирующим. Например, уменьшение производной коэф­

приводит к

уменьшению устойчивости самолета по скорости, а пикирующего, наоборот, к увеличению устойчивости по скорости; некоторое смещение фокуса самолета вперед по числу М, наблюдаемое у некоторых компоновок современных самолетов в диапазоне чисел М=0,70^0.83 (рис. 6,14), приводит к увеличению устойчивости самолета по скорости, а смещение фокуса назад с числа М=0,83 к

dmzy

уменьшению, так как при этом ~dM

Снижение эффективности руля высоты {ггф по числам М полета приводит к уменьшению устойчивости по скорости, если при этом начальный балансировочный угол отклонения руля высоты отрицателен, если же он положителен, то снижение эффективности руля высоты с ростом числа М будет приводить к увели-

чению устойчивости самолета по скорости. Поэтому на самолетах, имеющих балансировочный (подвижный) стабилизатор, устойчивость самолета по скорости полета можно увеличить путем дополнительного отклонения стабилизатора на отрицательный угол для создания кабрирующего момента тангажа с целью получения небольшого положительного балансировочного угла отклонения рулей высоты.

Двигатели, расположенные на пилонах под крылом (ниже центра тяжести самолета), создают момент тангажа на кабрирование, что приводит к уменьшению устойчивости самолета по скорости полета.

Применяемые на современных магистральных самолетах дистанционные системы управления и различного типа СУУ позволяют обеспечить устойчивость самолета по скорости полета (подробно см. главу 8).

Кроме того, возможно применение и более простых автоматов загрузки в виде:

—автомата, создающего требуемую зависимость хода штурвала управления по скорости полета путем использования раздвижной тяги в системе продольного управления самолета;

—автомата, обеспечивающего рост усилий на штурвале управления при увеличении скорости полета (дополнительный сигнал в автомат загрузки).