Балансировка самолета в установившемся криволинейном полете

Определим углы отклонения органов управления танга — жом, отклонение ручки (штурвала) и усилие на ней, потребные для балансировки самолета в установившемся криволинейном полете.

Приравнивая нулю выражение (11.4) для коэффициента момента тангажа и имея в виду (11.5),^получим условие балансировки са­молета

+ т%суа (аг, „) + m*0TcpyCX + 6В + тРЛ + а„ Дс„а =0, (11.56)

где а„ — степень статической устойчивости по перегрузке, a

m4*0* fn>B

Суа (аг. п) = Суа г. п 4 f Фуст 4 у

с учетом (11.35) и (11.36).

Выразим tbCya через приращение нормальной скоростной пере­грузки. Принимая приближенно

A CydSif &CyaSg Асуа

Mg Суа г, п&9 Суа г. а *

получим

ACj/o = АІїуаРуа г. п. (11.57)

Подставляя в (11.56) вместо сиа (аг. п) и Асуа их значения, после некоторых преобразований условие, балансировки самолета примет вид

ttlzo -f* tTlRzCya г. п ~Ь ^2^Тфуст ~Ь ^г*6в "I” МрА 4“ ^п^уа г. п A^j/o == 0,

(11.58)

где т^т и т*| определяются по (11.38).

Из этого уравнения определим угол отклонения руля высоты, потребный для балансировки самолета в установившемся криволи­нейном полете с постоянной скоростью

бв = g {л^гО 1 Шрл Т~ Чігі Фуст Г rtlftzCya г. п 1 4пСуа г-,, ДНуц j. тг* (11.59) Возьмем производную от этого выражения по перегрузке сП —- . °П г л Lya іч п- (11.60) і тг* Тогда (11.59) примет вид бв —6В, г, п ■■■}- 6В (11.61)

где 6в. г.ц — угол отклонения руля высоты, потребный для ба­лансировки самолета в установившемся горизонтальном полете с той же скоростью и на той же’ высоте, что и в установившемся криволинейном полете, и’определяется по формуле (11.39).

Формулу (11.61) для любого органа управления тангажом можно представить

бо. у — 6о. у. г. п “Ь бо. у ДПуаі (11 -62)

6о. у =————— ^—Cvar. n, (U.63)

т,2- У

где под 60#у понимается угол отклонения руля высоты, управляе­мого стабилизатора или элевона.

Потребные для балансировки отклонения ручки управления (штурвала) в установившемся криволинейном полете определятся из выражения хв = б0.у 1КШ> которое с учетом (11.62) можно пред­ставить в виде

Хв == Хв, г. п ~Т ХвАПуа, (11.64)

®о. у. г. п.

Г де Хв. г. п ==z v *

спф — степень статической устойчивости по перегрузке при фикси­рованной ручке управления.

Производная л£ называется коэффициентом расхода ручки (штур­вала) на перегружу (потребная величина отклонения рычага управ­ления для изменения нормальной перегрузки самолета на единицу при coz = const, V = const и М = const).

Из полученных формул видно, что балансировочные значения 60.J ИХ, ЯВЛЯЮТСЯ линейной функцией ЛПуа и зависят] от режима

полета, эффективности органов управления тг0,у и’ степени стати­ческой устойчивости по перегрузке при фиксированном управле-

нии (а„, апф), а следовательно, от аэродинамических и конструк­тивных параметров самолета. По этим формулам можно построить балансировочные кривые — зависимости б0.у(Апуа) и хв (Апуа).

На рис. 11.9 представлена балансировочная кривая б„ = / (Д/г^) самолета нормальной схемы. Аналогичный вид будет иметь хв =

= Ф (Д«Уа)-

Величину усилия на ручке (штурвале) при управлении танга — жом, необходимую для балансировки самолета в криволинейном установившемся полете представим в виде

Р* = Р*. Г. П + Д/3*, (Н-66)

где Р„. г. п — усилие на ручке в установившемся горизонтальном полете с той же скоростью, и числом М полета; АР,, — приращение усилия на ручке по сравнению с усилием в установившемся гори­зонтальном полете.

При обратимой системе управления, имея в виду (11.32), будем иметь

дрв = — Voe^SAiА. о Кг-0 Д«г. о + тш )-?■ * (»-67)

Приращение угла атаки горизонтального оперения Дар. 0 в криволинейном установившемся полете связано с приростом подъемной силы, искривляющей траекторию, и вращением самолета с угловой скоростью тангажа со*

Приращение балансировочного угла отклонения руля высоты Д6В (органа — управления таигажом Д60. у)

Дб„ = 6” АПуа —————— J— Апуасуа г. п — (11 -69)

тг*

	APB = P"AV;	(11.70)
	Р"= dPe =р*То, в driya в пс	(11.71)
где опс — грузке с	— степень продольной статической устойчивости самолета освобожденным управлением.	по пере-
Для	самолетов с необратимой системой управления
	рп___ рхтгг * В — * в Опф.	(11.72)

Производная РІ называется коэффициентом расхода усилий на перегрузку {потребная величина усилия, которую должен приложить летчик к рычагу управления для изменения нормальной перегрузки самолета на единицу при шг = const, V = const, М = const).

Подставляя значение АРв (в 11.66), получим выражение для усилия на ручке управления тангажом в криволинейном устано­вившемся полете

Р„ = Р„.г. п-Рп*Ьпуа. (11.73)

%

Величины Ръ Рв. г. п и Рв при обратимой системе управления определяются по формулам (11.48), (11.50) и (11.71), а при необра­тимой— по формулам (11.49), (11.52) и (11.72).

Используя (11.73), можно построить балансировочные кривые — зависимости Рв — f (Пуа) (рис. 11.10).

Величина и знак производных л£ и Рв оказывают большое влия­ние на управление самолетом прй маневре. Для самодетов любой схемы эти производные должны быть отрицательными (*в < 0, РІС 0). В этом случае для увеличения перегрузки (Дл„0 >0)

и балансировки самолета на новом режиме (с измененной перегруз­кой) летчик должен отклонять ручк^на себя (Дх„ < 0) и приклады­вать тянущие усилия (АР„ < 0), а*для уменьшения перегрузки и балансировки на новом режиме наоборот — ручку от себя (Дх;в > >0) и прикладывать давящие усилия (АРв >0). Такое управление будет нормальным, естественным для летчика.

Если производные Хв и Рв будут положительными, то потре­буется двойное движение ручки — прямое для изменения пере­грузки и обратное для балансировки самолета на новом режиме, что является нежелательным.

Из (11.65), (11.71) и (11.72) видно, что для нормального управле­ния самолетом требуется наличие продольной статической устой­чивости по перегрузке с фиксированным и освобожденным управле­нием (огпф < 0 и

<*пс <0).

Если Рв и хЦ слишком велики по абсолютной величине, то само­лет будет тяжел в управлении при выполнении интенсивного ма­невра; если же они очень малы, то самолет будет строгим в управле-

нии и создается опасность непроизвольного вывода самолета на не­допустимо большие перегрузки или раскачки самолета.

Диапазон изменения Р1 и х% для самолетов различных классов задается Нормами летной годности гражданских самолетов (НЛГС-2). Коэффициент расхода усилий Р" и расхода ручки х1 на перегрузку являются важнейшими критериями, определяющими управляемость самолета, и являются основными показателями ста­тической управляемости самолета при выполнении им продольного маневра.

Предельные значения Р". и х1 нормируются. Так, для граждан­ских самолетов ОНЛГС-2) допустимы Р">Ю-^р и *"^50-—-,

а максимальные значения этих величин не должны превышать ми­нимальные более чем в три раза. •

. Особенности продольной балансировки на больших углах атаки. Влияние упругости конструкции и деформации проводки управления на балансировку и показатели статической устойчивости и управляемости ’

Некоторые особенности продольной балансировки само­лета по скорости вознйкают ггри его внходе на больйіие оксплуата — ционные углы’ атаки, когда появляется срыв потока с крыла, вызы — вающий срывную трясКу й нарушений устойчивости и управляе­мости самолета. •

У самолетов со стреловидным крылом при больших уГлй;х атаки срыв потока йервонаивльно начинается — на верхней пой иостн концов крыла, несущая способность концов крыла падает. Это приводит к смещению центра давления (фокуса) на крыле вперед, к увеличеНику угла скоса потока в области оперения н уменьшению аГш 0. Появляется прирост кабрирующего момента, способствующий дальнейшему увеличению угла атаки и расширению области конце­вого срыва потока. Смещение фокуса самолета вперед уменьшает

продольную статическую устойчивость (Ат/ >0). Как только фокус окажется впереди центра масс, самолет станет статически неустойчивым по перегрузке. Для балансировки возникшего в ре­зультате срыва потока кабрирующего момента потребуется откло­нять руль высоты вниз (До„ >0), а ручку — от себя (Дхв >0). На балансировочной кривой при потере устойчивости появляется «ложка» (рис. 11.11). Производные £о. у и х% иа больших а изменят свой знак — нормальное управление самолетом, нарушается.

При неудачной компоновке самолета неустойчивость и падение эффективности руля высоты на больших углах атаки может также вызываться затенением горизонтального оперения, особенно у само­летов с Т-образным оперением и двигателями, расположенными в хвостовой части фюзеляжа. При полете на околокритических углах атаки могут возникать неблагоприятные особенности и в про-

гог

Рис. 11.11. Балансировочные кривые Рис. 11.12. Балансировочная кривая

по скорости полета на больших углах по перегрузке при полете на больших

атаки самолета со стреловидным кры — углах атаки лом

цессе балансировки самолета по перегрузке на околозвуковых скоростях,

Известно, что в сверхзвуковом полете статическая устойчивость по перегрузке сильно возрастет из-за смещения аэродинамического фокуса назад. Уменьшается, эффективность органов управления тангажом. Все это существенно ограничивает в сверхзвуковом полете продольный маневр на больших высотах (при больших а). Поэтому при проектировании сверхзвукового самолета приходится. смещать центр масс самолета назад и тем самым ограничивать про­дольную устойчивость при М > 1. Однако нри этом снижается устойчивость в дозвуковом полете.

Для самолетов с малым, запьасом. устойчивостн в траисаяу новой области мойет наблюдаться так называемый волновой подхват — резкое возрастание перегрузки пуа при торможении от сверхзву­ковой до дозвуковой скорости при фиксированном, или балансиро­вочном поАсжец&и ручки хш = const или стабилизатора q>ct * const. Интенсивное торможение может быть связано с высокими пул, а значит с. оздййднргвльжывмау **, (см. гл. 7).

В этоМ: случае воляовой подхЬат проявляется, как неожиданное для летчика воэрастаиие перегрузки Я угла атаки в ходе маневра при переходе через трансзвуковую область. Связан волновой под* хват с тем, что при уменьшении устойчивости резко уменьшается, расход ручки на перегрузку. ,

Уменьшение устойчивости по перегрузке на больших углах атаки в околозвуковой области окажет влияние на характер балан­сировки самолета по перегрузке. На балансировочных кривых’ появится «Ложка» (рис. 11.12). Изменится знак производных б”, у и хї, и нарушится нормал ное управление самолетом.

Из сказанного следует, что у самолета с крылом большой стре­ловидности возникают неблагоприятные особенности при полете на больших углах атаки как на малых, так и на околозвуковых скоростях из-за потери устойчивости по перегрузке. Степень не­устойчивости по перегрузке обычно возрастает с увеличением стре­ловидности крыла. Поэтому увеличение стреловидности крыла тре­бует проведения специальных мер, направленных на улучшение продольной устойчивости самолета на больших докритических углах атаки.

К конструктивно-аэродинамическим мероприятиям, затягивающим развитие на крыле концевого срыва потока и противодействующим сильному смещению центра давлення вперед, относятся:

устройства, уменьшающие накапливание пограничного слоя на концах крыла (аэродинамические гребни на верхней поверхности крыла, «запилы» с наплывом в передней кромке стреловидного крыла, отсос и сдув пограничного слоя и т. д.);

постановка на концах крыла профилей с большей несущей способностью, чем в корневых сечениях, установка концевых предкрылков и отклоняющихся носков крыла;

применение геометрической и аэродинамической крутки крыла с отрицатель­ными углами закручивания на концах крыла;

размещение горизонтального оперения вне зоны сильных изменений пб углам атаки скоса потока от крыла и фюзеляжа и др.

Помимо конструктивно-аэродинамических мероприятий, способ­ствующих повышению устойчивости по перегрузке на больших углах атаки, применяются специальные автоматы, включаемые в систему управления самолетом.

Ранее было показано (см. § 10.7),.что упругие деформации кон­струкции самолета вызывают изменение момента тангажа, продоль­ной статической устойчивости, уменьшают демпфирование и сни­жают эффективность органов управления. Все это оказывает влия­ние на балансировку самолета и показатели статической управляе­мости. Учесть ЭТО влияние МОЖНО введением поправок. (Д/Пгу, Дтгу и Дт2у) в выражения потребных для балансировки значений 6В, хв и Р„, а также в показатели статической управляемости л£, хв, Рв и РЇ.

Кроме упругих деформаций конструкции на характеристики продольной статической устойчивости и управляемости самолета влияют упругие деформации механических элементов проводки управления.

Упругие деформации проводки, вызванные усилиями, прикла­дываемыми летчиком к ручке (штурвалу) управления, нарушают однозначную связь между углом отклонения руля и положением ручки, что приводит к изменению балансировочных кривых хв — — f (У) и хв — ф (пуа), а также показателей устойчивости и управ­ляемости Опф, Оуф, Хв, Хв. . ;

При упругой проводке линейные перемещения ручки возрастают и зависят не только от углов отклонения руля 6В, но н от величины усилий, прикладываемых к ручке управления Яв: где хв. у — потребная величина перемещения ручки для отклонения руля на угол 6В ПРИ упругой проводке; хв — то же при недеформируемой проводке; х* — коэффициент упругости проводки управления рулем высоты, х* = 0 при абсолютно жесткой (недеформируемой) проводке.

В качестве примера приведем без вывода выражения для количественной оценки влияния упругих деформаций проводки на показатели статической управляемости. Изменение х" и Хд, обусловленное упругими деформациями, равно

А<у = *вРпъ ‘ Л*в. у = »£K)V (И.74)

Отсюда видно, что деформации проводки приводят к увеличению х* (так как Р" одного знака с я"). Величина Дл:в может существенно меняться в за­висимости от положения аэродинамического триммера тв (из-за изменения ] ).

У тяжелых самолетов, имеющих большую протяженность про­водки управления, упругие деформации механических элементов проводки должны учитываться при анализе их устойчивости и управляемости.

На маневренных самолетах, где протяженность проводки и дей­ствующие на нее силы невелики, влияние упругих деформаций на характеристики устойчивости и управляемости незначительно и его обычно не учитывают.

В связи с широким использованием в контуре управления само­летом различных автоматических устройств в последние годы стали разрабатываться электродистанционные (проводные) системы управ­ления (ЭДСУ). В ЭДСУ механическая связь между рычагами управ­ления летчика и рулевыми поверхностями заменяется электриче­скими связями. Большая часть механической проводки заменяется электрической.

ЭДСУ позволяет: повысить точность управления за счет суще­ственного уменьшения деформации проводки, уменьшения трения, люфтов и зон нечувствительности; сэкономить массу (особенно на больших самолетах); упростить взаимодействие с автопилотом, и повысить «живучесть» системы. Но при этом для обеспечения на­дёжности работы ответственных систем ЭДСУ, определяющих без­опасность полета, требуется трех-, четырехканальное резервирование.