Балансировка самолета в установившемся горизонтальном полете

Определим углы отклонения органов управления танга — жом, а также отклонение ручки и усилие на ней, потребные для балансировки самолета в установившемся горизонтальном полете. При этом для упрощения анализа будем предполагать, что влияние продольной силы на момент тангажа пренебрежимо мало.

Приравнивая нулю выражение (10.53), получим условие балан­сировки самолета, имеющего стабилизатор и руль высоты

тго -f тї&Суа (аг. „) + tnCTфуст + m*B6В + тРа = 0, (11.34)

где суа (аг. п) = Суа («г. п — «„) — коэффициент подъемной силы, создаваемой только вследствие изменения угла атаки от <х0 до аг.„, определяемый При бв — Фот = 0. Полный коэффициент подъемной силы в горизонтальном полете будет

суа г. п — Суа (ttr. п) -)- 0^Тфуот 4“ СуаЬъ. (11.35)

Используя выражения (10.38), (10.39), (10.24) и (10.21), получим

==— т*°’т /Гг. 0. . (11.36),

Определив из (11.35) значение суа (аг. п) с учетом (11.36) и под­ставив его в (11.34), получим условие балансировки в виде

тЮ 4“ mfizCya г. П 4“ Щг$Тфует 4" т2Ібв 4“ ntpti — 0, (11(.37)

где m*#T и пігі — коэффициенты эффективности стабилизатора И’ руля ВЫСОТЫ при ПОСТОЯННОМ значении Суа,

тг#Т = <от (.1 + — Jj—); rn®| = m®s ^ 1

Из (11.37) можно определить потребный для балансировки само: лета угол отклонения руля высоты в зависимости от суат, п- Однако удобнее представлять 6В в функции скорости или числа М полета.

Заменяя Суа Г. п его приближенным значением Судг,„ « , получим

6в — 5^" (mz0 mPz 1 4“ т*#ТФуст 4- т$х) • (11 -39)

тг*

ч*

Если балансировка осуществляется управляемым стабилиза тором, то

Для самолета схемы «бесхвостка»

^эв ~ (,Пг0б- г — О + трг 1 + SpV* Ш4г) ‘

где = т*эв ^ 1 +

Потребное для балансировки отклонение ручки управления (штурвала) в установившемся горизонтальном полете определим из выражения для Кш.

(11.41)

где да, фст и Ьва берутся из (11.39)—(11.40а).

По формулам (11.39)… (11.41) можно построить балансировоч­ные кривые, характеризующие зависимость углов отклонения орга­нов управления и отклонения ручки (штурвала) от скорости или Числа М полета.1′

Балансировочные кривые. строятся Для нескольких значений высоты полета, полетных м^сс и центровок самолета и для основных режимов работы двигателя.

Нарис. 11.6 показаны балансировочные кривые для дозвукового самолета нормальной схемы без учета влияния сжимаемости воздуха.

Из рисунка видно, что характер изменения 6В, ф0„ и хв при изменении скорости (числа М) полета — для статически устойчивого, неустойчивого и нейтрального самолетов различен. Следовательно, по виду балансировочных кривых, полученных расчетом или в ре­зультате летных испытаний само­лета можно судить о наличии ста­тической устойчивости самолета.

Изменение балансировочных углов и отклонений ручки харак-

Рис. П.6. Балансировочные кривые для са­молетов:

/ — статически устойчивого; 2 — статически не­устойчивого; 3 — статически нейтрального

теризуется величиной и знаком производных dbJdV, d(pc. r/dV и dxJdV. Определим эти производные исходя из следующих рассу­ждений.

Допустим, что самолет совершает установившийся горизонталь* ный полет с перегрузкой, равной единице, при этом тЯг — 0. С из­менением скорости полета возникает неуравновешенный момент, коэффициент которого ДШт- Летчик, отклоняя руль высоты на угол Абц уравновесит этот момент, обеспечивая тем самым балан­сировку самолета на новом режиме. При этом выполняется условие

ктш + тг% Д6В = 0, откуда Д6В == — ДтК1/тг*.

Возьмем полную производную от этого выражения по скорости

ПрИ Пуа — 1

	/ d6 в V dV )nva=i	2 Ov ~ V Vr. W тгI	(11.42)
6Ї =	V / d6B	— °V c	(11.43)
2 1 dV	‘
„V	°v	bv — ay c	(11.44)
тСТ	n>„ Ча Г. n>	иэв — д Lya r. n* m*lB

Аналогично

Полную производную от отклонения ручки управления (штур’ вала) по скорости представим в виде / dxв ‘ dx в / db„ • 1 / 1 dbB dV )nya=i dbв V , dV ‘«„о"1 Кш ‘ , dV /,

V / dxB °Уф 2 dV /п„„= і суаг. п- Vа Кштг*

Учитывая выражение (11.42), в котором оу заменим степенью статической устойчивости по скорости с фиксированной ручкой управлёния ((Туф), получим

Производная хІ называется коэффициентом расхода ручки управ­ления (штурвала) по скорости. Это потребная величина отклонения

7 А. Ф. Бочкарев и др.

рычага управления для изменения скорости исходного установив* шегося горизонтального полета на 50 %.

При отсутствии в системе управления автомата регулировки управления в выражении (11.45) надо брать Кш — const и не учи­тывать влияние АРУ на (%,.

Если в систему управления включен АРУ, то в (11.45) надо брать Кш (У) и учитывать влияние автомата на ауф [см. (11.24)].

Можно показать, что изменение коэффициента расхода ручки по скорости при включении АРУ будет равно

Г Кш	її	. *в	^ИСХ /	( dKm (V)
L Km(V)	Ч	Km(V)	2 1	^ dV )

(11.46)

где Хв и Кш —■ значения коэффициентов при отсутствии в системе управления АРУ.

Из (11.46) видно, что расходы ручки на изменение скорости полета при включении АРУ зависят от знака и величины баланси­ровочного значения хв в исходном режиме полета и могут быть уве­личены или уменьшены.

Величина и знак производных 6В, фст, 6» и х» оказывают су­щественное влияние на управление самолетом. Если, например, у самолета нормальной схемы 6В >0, а следовательно, при Кш => = const — и Хв >0 (так как Кт >0). то при увеличении скорости полета (AV >0) для балансировки самолета на новом установив­шемся режиме полета руль отклоняется вниз (Д6в >0), а ручка — от себя. При уменьшении скорости (АУ < 0) руль высоты откло­няется вверх (Дбв < 0), а ручка — на себя (Дхв < 0). Такой ха­рактер отклонения ручки является нормальным — соответству­ющим естественным рефлексам летчика.

У самолетов нормальной — схемы и схемы «бесхвостка» для нор­мального управления в установившемся горизонтальном полете желательно выполнение условий: 6В >0 (или фс» >0), 6»в >0 и х% > 0, а у самолетов схемы «утка»: бв < 0 (или фст < 0), хв > 0.

Нарушение этих условий на основных режимах^ полета не допу­скается. Для выполнения этих условий требуется, чтобы самолет любой схемы был статически устойчивым по скорости при фиксиро­ванном управлении (оу <0, avф < 0), [см. (11.43) … (11.45)].

Из трех балансировочных кривых, представленных на рис. 11.6,

только кривая /, построенная для т#ж = хт хРй < 0, отвечает

УСЛОВИЮ (Ху < 0 И (Туф < 0.

» * ‘

Определим усилие иа ручке управления в зависимости от‘скорости (числа М) в установившемся горизонтальном полете на режимах, соответствующих балан­сировке самолета по моменту.

Предварительно найдем коэффициент расхода усилия Рвт иа единичное (ДЯТ = = 1) смещение центровки.

р*т = — KDlko6psBbAi Л. о«ш<?бвт.

е„ тг*

Дифференцируя выражение (11.32) для Рв по xTf в котором от зависит только угол отклонения руля высоты, получим

Следовательно, при обратимой системе управления

.. .. вв

При необратимой системе управления р*т_ * та

,*т = ^£в.^£в__^в_=_^в. 6ВТ в dxB d6B d*T dxB /(ш 1 dPB сУа г. п

р*т Гв

®в ні<“а*

^ и и тш mg

Производная РВТ характеризует величину усилия, которое должен приложить летчик к ручке при единичном (на величину САХ крыла) смещении центровки самолета для сохранения балансировки моментов тангажа на неизменном режиме

полета (АРВ = Р*т Д*т = Рвт)-

X ‘ •

После определения Рвт найдем усилие На ручке управления рулем высоты,

необходимое для балансировки моментов тангажа, в зависимости от скорости (числа М) в установившемся горизонтальном полете.

Подставляя в (11.32) балансировочное значение угла вв (11.39), а угол атаки горизонтального оперения в виде

®г. о = « + фуст — е = сс* -f — фуст — вс Н——— jr— (йм ва) суа г. п

V

в_

где т^г0СВ = та+ тд*і + тйтФуст——————— [т“* ° (“о+Фуст~~ ео) + тшВтг]>

тш

С б Л

т/|гсВ определяется по формуле (11.25), в которой надо положить тгв = шг|.

Р* =

Рис. 11.7 Балансировочные кривые са­молета нормальной схемы: а) — статически устойчивого; 6) — стати­чески неустойчивого

Область неустойчивости по спорости Рис. 11.8. Балансировочные кривые устойчивого по перегрузке самолета с учетом влияния сжимаемости воздуха

 

где 6В определяется выражением (11.39).

По формулам (11.50) или (11.52) можно построить балансировоч­ные кривые Рь= f (У) или Рв = ф (М). На рис. 11.7 представлены балансировочные кривые самолета нормальной схемы при отсут­ствии влияния сжимаемости воздуха на аэродинамические харак­теристики.

С помощью аэродинамического триммера или механизма трим — мерного • эффекта можно на каком-либо режиме установившегося горизонтального полета снять усилие с ручки управления — сба­лансировать самолет по усилию. Режим полета, на котором Рв = 0 называется балансировочным по усилию (Увал)-

Изменяя положение триммера (триммерного механизма) можно получить различные значения Увал» при которых Рв = 0. При этом балансировочные кривые будут эквидистантно смещаться.

Из рис. 11.7 видно, что характер изменения усилий при изме­нении скорости (числа М) полета для статически устойчивого и не­устойчивого самолета различен. Изменение усилий характеризуется величиной и знаком производной tlPjdV.

Определим dPjdV для саьіолета с обратимой системой управления. Возьмем полную производную от усилия (11.50) по скорости при Рв = 0 (когда mRi cu = = 0), так как это соответствует случаю освобожденного управления:

/ dPB ( dPB dcyg? Sq dcya

2 Dx — P*°<

dV /Рв=о dcva /Рв=о dV в mg Vc dV

(11.53)

где ofyc — степень статической устойчивости по скорости при освобожденной ручке управления; Рвт определяется по формуле (11.48).

Коэффициент расхода усилий на скорость, т. е. усилие, которое должен приложить летчик к рычагу управления для изменения скорости исходного установившегося полета на 50 %, при пуа = 1 будет равен

Для самолетов с необратимой системой управления этот коэф­фициент

РЇ = — РІТОуф, (11.55)

где Рвт определяется по формуле (11.49).

Если в систему управления включен АРУ, то в (11.49) надо брать Кш (У) и учитывать влияние АРУ на

Для нормального управления самолетом требуется, чтобы знак

производной РЇ был положительным. Так как РВТ >0, то из (11.54) и (11.55) видно, что условие Р’і > 0 будет выполняться в том случае, если самолет будет статически устойчивым по скорости при осво­божденном управлении (у самолета с необратимой системой управ­ления Оу0 = СГуф).

Балансировочная кривая а на рис. 11.7 соответствует самолету с нормальным управлением, так как ее наклон положительный и РЇ >0.

Если РЇ < 0, летчику приходится удерживать самолет от само­произвольного стремления повышать скорость; для балансировки самолета требуются обратные усилия.

Производные и РЇ относятся к числу основных показателей статической управляемости самолета.

На управляемость самолета влияет не только знак хі и РЇ, но и их абсолютная величина. Если они будут слишком малы, то само­лет будет строгим в управлении, так как при небольшом отклонении ручки и усилия на ней. будет сильно изменяться скорость полета. Если они излишне велики, то для перевода самолета с одного режима на другой потребуются большие усилия — самолет — будет тяжелым в управлении.

Известно, что (см. § 11.1) в околозвуковом диапазоне скоростей полета самолет теряет устойчивость по скорости. Это окажет влия­ние на вид балансировочных кривых.

На рис. 11.8 показаны балансировочные кривые с учетом влияния сжимаемости воздуха, построенные для самолета нормальной схемы статически устойчивого по перегрузке.

Из рисунка видно, что почти во всем летном диапазоне скоростей сохраняется нормальное управление (бГ >0, хв >0, Р >0).

Только в диапазоне скоростей, где имеет место статическая неустойчивость ПО скорости, производные’бв, Хв И Рв меняют знак и становятся отрицательными. В этом диапазоне скоростей при пере­ходе с одного установившегося режима полета на другой требуются

двойные движения ручкой управления рулем высоты. Первое дви­жение — прямое, предназначенное для изменения режима полета и требует для увеличения спорости отклонения ручки «от себя» (руль вниз) и приложения давящего усилия, а для уменьшения ско­рости — ручку «на себя» (руль вверх) и приложения тянущего уси­лия. Второе движение — обратное, предназначенное для баланси­ровки самолета на новом режиме. В этом движении для балансировки самолета на новом режиме с большей скоростью требуется ручку отклонять на себя (руль вверх) и прикладывать тянущие усилия, а на режиме с меньшей скоростью — ручку от себя (руль вниз) и прикладывать давящие усилия (см. рис. 11.8).

Двойное движение ручки является нежелательным, так как оно усложняет пилотирование.

Чтобы избежать «обратного» управления, нужно применять ав­томаты устойчйвости по скорости или автоматы балансировки.