СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА

Как следует из § 9.1, при оценке устойчивости движения нужно выделить некоторое желаемое, опорное движение, рассчитан­ное без учета возмущений, и рассмотреть поведение системы для слу­чая, когда реальное движение под действием возмущений отклони­лось от опорного.

Многие опорные режимы, реализуемые в полете, таковы, что угловое ускорение или равно нулю, или невелико. В этом случае можно принять

—►

0; = 0, (9.5)

где.!<„ — момент инерции самолета относительно мгновенной оси вращения; со — вектор угловой скорости самолета относительно

земли; MR — вектор моментов, действующих на самолет относи­тельно его центра масс.

Режимы полета, в которых можно с достаточной степенью точ-

НОСТИ не учитывать В опорном движении инерционный член У(0 —rj£ ■

и считать действующие на самолет моменты уравновешенными, сба-

—►

лансированными (MR = 0), называются балансировочными.

Отклонение органов управления креном (элероны), рысканием (руль направления) и тангажом (руль высоты, управляемый стаби­лизатор, элевоны), обеспечивающее равенство нулю моментов Мях = 0, MRy = 0 и MRz = 0 для данного опорного режима полета, называется балансировочными отклонениями органов управления. Эти отклонения подбираются летчиком или автоматикой так, чтобы создаваемый ими момент уравновешивал остальные моменты в за­данном Опорном движении на заданных углах атаки, скольжения, скорости и т. п.

Потребные для балансировки самолета на различных режимах отклонения органов управления, перемещения рычагов управления, усилия на них в установившемся опорном движении количественно характеризуют статическую управляемость самолета.

Основными количественными показателями статической управ­ляемости являются производные отклонений рычагов управления и усилий, прикладываемых к ним, по параметрам движения, характе­ризующим реакцию самолета на действия летчика, например, в про­дольном движении, -4^2-, где хв — величина линейного откло-

йПуа ЯПуа

нения ручки управления рулем высоты; Рь — усилие, прикладывае­мое к ручке, а представленные производные — градиент хода ручки и усилия по перегрузке. Аналогичные показатели используются для оценки управляемости по скорости, путевой (по рысканию) и поперечной (по крену) статической управляемости. Оцениваются также максимальные значения отклонения рычагов управления, усилий, сама возможность балансировки на предельных режимах полета и т. п.

Другая группа показателей управляемости — характеристики динамической управляемости.

При оценке динамической управляемости рассматривается ха­рактер реакции самолета на отклонение органов управления от их балансировочных значений для перехода от одного установившегося режима полета к другому, для парирования возмущений и для вы­полнения существенно неустановившихся маневров.

Оценка устойчивости опорного (невозмущенного) движения само­лета производится с помощью количественных показателей статиче­ской и динамической устойчивости. Статическая устойчивость само­лета характеризует равновесие сил и моментов в опорном движении.

5 А. Ф. Вочкарев и др. 129

Статически устойчивым по тому или иному параметру движения называют самолет, у которого отклонение этого параметра от опор­ного значения сразу же приводит к появлению силы (в поступатель­ном движении) или момента (в угловом движении), направленных на уменьшение этого отклонения. Если сила или момент направлены на увеличение отклонения, самолет статически неустойчив.

Поясним это на примере продольного движения. Пусть в опорном продольном движении моменты тангажа, действующие на самолет, сбалансированы, уравнове­шены. Если теперь в результате возмущающих воздействий угол атаки отклонится от опорного на малую величину Да, а положение органов управления не изменится, то равновесие моментов будет нарушено. Возникнет неуравновешенный момент тангажа, стремящийся либо уменьшить начальное отклонение угла атаки, либо увеличить его. В линейном приближении величина этого момента будет равна

Шг = М“Да, (9.6)

— частная производная момента тангажа по углу атаки.

Если частная производная М® будет отрицательной, то при Да > 0 возни­кает пикирующий момент ДМ2 = М®Да<С 0, а при Да <С 0 — кабрирующий ДМг > 0. В обоих случаях возникший после прекращения действия возмущений момент будет стремиться вернуть самолет в исходное положение равновесия — са­молет будет обладать продольной статической устойчивостью по углу атаки.

Если М“ > 0, то при Да > 0 возникнет неуравновешенный кабрирующий мо­мент ДМ2 =; М“ Да > 0, а при Да < 0 — пикирующий ДМ2 = М“ Да <С 0, ко­торые будут стремиться увеличивать начальное отклонение угла атаки — самолет будет статически неустойчив по а.

Подобными рассуждениями можно придти к выводу о том, что если частная производная момента рыскания по углу скольжения отрицательная М^< 0, то самолет обладает путевой статической устойчивостью по р, а при М§ <0 — по­перечной статической устойчивостью по р.

Влияние отклонения тех или иных параметров движения на статическую устой­чивость самолета может быть и более сложным. Так, отклонение перегрузки пуа от рпорной (в частности, от пуа = 1 для горизонтального полета) при постоянной скорости связано с изменением н угла атаки, и угловой скорости ioz, поэтому стати­ческая устойчивость по перегрузке будет определяться как производной М“ так и мр.

К количественным показателям статической устойчивости само­лета относятся степень продольной, путевой и поперечной статиче­ской устойчивости. Другая группа показателей — характеристики динамической устойчивости. При определении динамической устой­чивости оценивается уже не начальная тенденция. к устранению возмущения, а. конечное состояние — устойчивость или неустойчи­вость в смысле Ляпунова (обычно асимптотическая). К характери­стикам динамической устойчивости относятся также показатели ка­чества процесса уменьшения (затухания) возмущений: время зату­хания отклонений, характер движения в процессе их уменьшения, максимальные значения отклонений, колебательность или монотон­ность (апериодичность) процесса затухания и — т. п. Динамические характеристики устойчивости рассмотрены в гл. 16, 17..

Требования к количественным характеристикам (показателям) устойчивости и управляемости закреплены в Нормах летной год­ности гражданских самолетов (НЛГС-2) и других аналогичных документах.

По требованиям, предъявляемым к показателям устойчивости и управляемости, самолеты в зависимости от их массы и основного назначения делятся на классы: маневренные самолеты, ограниченно маневренные и неманевренные со взлетной массой до 100 т и свыше 100 т. Вид требований может быть различен в зависимости от. целе­вых задач самолета и этапов полета, их выполнение является необ­ходимым условием допуска самолета к летной эксплуатации.

Разработка требований к показателям устойчивости и управ­ляемости самолета данного класса проводится на основании анализа и обобщения полученных в летных испытаниях оценок самолетов летчиками. В последние годы при формировании требований нашло широкое применение математическое моделирование процесса пило­тирования самолета, что позволяет глубже понять процесс взаимо­действия самолета с летчиком.

В процессе проектирования самолета выбор ряда проектных параметров (прежде всего таких, как параметры оперения и органов управления, положение ЦМ самолета и др.), удовлетворяющих тре­бованиям к характеристикам устойчивости и управляемости, прово­дится на основе соответствующих расчетов. Показатели устойчи­вости и управляемости детально проверяются в процессе летных испытаний и доводки самолета. і.

Как показывает опыт, только средствами аэродинамической ком­поновки нельзя обеспечить для современного скоростного (особенно сверхзвукового) самолета, статическую и динамическую устойчи­вость и хорошую управляемость во всем диапазоне высот скоростей полета. Только включение в систему управления специальных авто­матических устройств позволяет получить необходимые характери­стики устойчивости и управляемости самолета.