Балансировка САМОЛЕТА и ХАРАКТЕРИСТИКИ СТАТИЧЕСКОЙ ПРАВЛЯЕМОСТИ В ПРОДОЛЬНОМ ДВИЖЕНИИ

Отклонения органов управления, рычагов управления (ручка, штурвал, педали) и усилия на рычагах управления зависят от режима полета — скорости, высоты, перегрузки и т. п.

Графические зависимости управляющих параметров (отклонение органа и рычага управления и усилие на рычаге) от управляемых параметров движения (углов атаки, скольжения, перегрузки, ско­рости и числа М полета и др.) на характерных режимах установив­шегося’ полета называются балансировочными кривыми.

В продольном движении в качестве характерных режимов рас­сматриваются установившийся прямолинейный полет с постоянной — перегрузкой, равной единице или близкой к ней, и установившийся (квазиустановившийся) криволинейный полет с постоянной ско­ростью.

По аналогии с продольной статической устойчивостью балан­сировочные кривые в установившемся прямолинейном полете иногда называют балансировочными кривыми по скорости, а в установив­шемся криволинейном полете — балансировочными кривыми по пе­регрузке.

Одним из управляющих параметров-является усилие на рычаге управления Рь. Определим это усилие.

Сначала рассмотрим простейшую механическую систему про­дольного управления, в которой отсутствуют рулевые приводы (бустерк) и автоматические устройства, улучшающие устойчивость и управляемость самолета (рис. Ц. З).

Эта система управлення надежна и удобна в эксплуатации. Однако класс самолетов при такой системе ограничен (спортивные самолеты, небольшие пассажирские самолеты местных авиалиний и др.).

При такой системе управления (СУ) шарнирный момент Мш, действующий на рулевые поверхности, будет полностью уравнове­шиваться моментом усилия, прикладываемого летчиком к ручке управления.

Пренебрегая потерями на треиие в СУ, на основании принципа возможных перемещений запишем Рв dxB — j — М^ЬВ — 0, откуда

Рв = — кшМш, (11.30)

где хв — линейное отклонение ручки управления; /Сш = -^ —

передаточный коэффициент в системе продольного управления.

По принятому правилу знаков положительным считается давящее (от себя), а отрицательным—тянущее (на себя) усилие. За положи­тельное значение хв > 0 принимается отклонение ручки (штурвала) вперед.

. Для самолетов нормальной схемы и схемы «бесхвостка» коэф­фициент /Сш >0, а для схемы «утка» Кш < 0.

Величина Кш У самолётов различных классов изменяется сравни­тельно в небольших пределах, обыччр^%-*г^ЯП7Т2,0 м^>

Заменив в (1 L.30) Мт его значением из (ГО. 112; и (1и.114|Гполучим

Рв — — Кш^ФаФт, о (оіш °«г. о Шш&ь ”Н Я’ (Н. Зі)

Отсюда видно, что величина усилия Рв зависит от геометрических размеров рулевых поверхностей, скоростного напора и числа М по­лета, а также отклонения триммера тв. В установившемся полете усилие Рв можно снять, отклоняя триммер. Однако изменение 6В вновь потребует усилия от летчика.

На современных скоростных самолетах в систему управления включаются силовыё рулевые приводы (бустеры), непосредственно присоединенные К рулевым поверхностям и выполняющие функции усилителей мощности (рис. 11.4). Бустерное управление на самолетах появилось в 50-е годы.

Наибольшее распространение получили бустеры гидравлического типа — гидроусилители. Гидроусилители в отличие от аэродина­мических компенсаторов не изменяют величину шарнирных момен­тов, а только уменьшают усилия на рычагах управления, воспри­нимая частично или полностью шарнирный момент рулевых поверх­ностей.

При обратимой системе, как и в простейшей схеме, имеется об­ратная связь от руля к рычагам управления. Усилие, которое летчик

должен приложить к рычагу управления для отклонения рулевой поверхности, равно

Рь== ^ш^обр^в^Ав^г. о [гпш ®г. о ‘ Г /Дш^в ~Ь trim ^в) Я> (1 1-32)

где £0бр — коэффициент обратимости системы, обычно^Ю… 1/20^

При необратимой системе управления гидроусилителіГ^бспри- нимает весь шарнирный момент. Летчик для отклонения рулевой поверхности прикладывает к рычагу незначительные усилия для преодоления сил трения в механической проводке управления и в золотнике бустера. Аэродинамический шарнирный момент не ощущается летчиком, так как он полностью передается на конструк­цию самолета через опору бустера. При этом обратная связь от руля к рычагу управления отсутствует. Из-за отсутствия усилий на рычагах управления, зависящих от Мш, у летчика при управлении утрачиваются привычные ощущения выполняемых самолетом режи­мов полета. Поэтому в систему управления включаются загрузочные механизмы (обычно пружинные загружатели), которые искусствен­ным путем создают определенные усилия на рычагах управления. Загрузочные механизмы могут создавать усилия с коррекцией по скоростному напору, перегрузке, числу М полета и др.

Чтобы не утомлять летчика на продолжительных установившихся режимах полета усилия с рычага управления снимаются с помощью специального механизма, который по аналогии с аэродинамическим триммером называется триммерным механизмом или механизмом триммерного эффекта;

Необратимая система управления применяется на самолетах с большими околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями полета.

Обратимая бустерная система управления менее универсальна, чем необратимая, поэтому применяется реже и только на самоле­тах, не достигающих критических чисел М полета.

При необратимой системе и линейной характеристике загру­зочного механизма усилие на ручке управления равно

а^*в=Ак*.. (Н-зз)

где кж = dPJdxn — характеристика жесткости загрузочного ме­ханизма.

Большим недостатком загрузочных механизмов с линейной ха­рактеристикой является создание малых усилий Рв при малых потребных отклонениях ручки хв. Это затруд­няет управление самолетом, особенно на боль­ших дозвуковых скоростях и малых высотах, т. е. при больших скоростных напорах, когда небольшое отклонение ручки (а значит и не­большое усилие на ней) может вызвать значи­тельную нормальную перегрузку. Наоборот,

Рис. 11.5. Характеристика загрузочного механизма

при больших потребных расходах ручки летчику требуется при­кладывать к ручке большие усилия.

Поэтому для создания большего усилия при малых отклонениях ручки и умеренного — при больших, применяются загрузочные механизмы с нелинейной характеристикой жесткости («изломом») (рис. 11.5).