БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА В УСТАНОВИВШЕМСЯ БОКОВОМ ДВИЖЕНИИ. ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОПЕРЕЧНОЙ И ПУТЕВОЙ СТАТИЧЕСКОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИ

Определим углы отклонения органов управления креном и рысканием, а также отклонения рычагов управления и усилия на них, потребные для балансировки самолета в установившемся боковом движении.

Балансировка самолета в установившемся прямолинейном полете со скольжением

Установившийся прямолинейный полет со скольжением выполняется при посадке самолета с боковым ветром, несимметрич­ном отказе двигателей и других случаях.

Для равновесия самолета необходимо, чтобы сумма моментов относительно связанных осей ОХ и 0Y, а также сумма проекций всех сил на поперечную ось 0Z были равны_нулю

MRx = 0; MRy = 0; = 0. (12.9)

В установившемся прямолинейном по­лете с креном и скольжением на самолет будут действовать поперечная сила Rz и проекция силы тяжести (mg)t = mg sin у (рис. 12.6), следовательно, .

Ft = Rz + mg sin у,

Рис. 12.6. Схема сил, действующих на самолет при полете с креном и скольжением
где Rz = Z + іРг, Z — поперечная аэродинамическая сила; Рг — поперечная составляющая тяги двигателя; і — число двигателей.

Из условия равновесия сил по оси 0Y (см. рис. 12.6)’имеем mg cos у їх Y ж Ya, откуда mg = YJcos у, и, тогда mg sin у = = Ya tg у. Следовательно, третье условие (12.9) запишется

Fz = Rz + Ya tg у = 4- Рг”6„ + Ya tg у = 0.

Так как Я*" = 0, то — ZV

Перейдем от сил и моментов к их коэффициентам, для чего разде­лим силы на Sq, а моменты на Sql. Значение коэффициентов моментов крена и рыскания приведены в (10.100) и (10.101). ►

Здесь 4*

тхо 4~ 4" tn>Pbэ 4" тхи&н 4" тРх — 0; т%у$ 4- тЪув6, 4- Щ? Ьп = 0; С&*Р 4" сг"8н 4" суа г. п tg У = 0. cf 4- — *• •Ср

D*

тивных двигателей и Сря ■■ товых двигателей. Балансировочные значения углов 6„, б, и у определяются из системы (12.10) в зависимости от угла скольжения. Если в (12.10) пренебречь малыми, величинами да*e, щь и трх, то получим (12.11) (12.12) (12.13)

Потребные для балансировки самолета отклонения педалей хя и боковое отклонение ручки (штурвала) хя равны u ___ б* ____ <1хя а. ш „_________ б8 dxs

Условия равновесия боковых моментов и сил (12.9) примут вид

где Кт. „ = Л6и/с1хя, /Сш. е = dbjdxa — коэффициенты передачи со­ответственно для путевого и поперечного управления самолетом;

4% ___ 1 dbw. dxB___ 1 d6e /10 |CV

~dfr~ Кш. п dfi • “dp 5w7"3F*

В (12.16) производные dJbJd# и dbjd$ определяются по формулам (12.12), в которых степень путевой и поперечной статической устой­
чивости надо брать при фиксированных рычагах управления, т. е. т%у ф и т%х ф.

Линейные отклонения рычагов управления хн и хя считаются положительными, когда правая педаль отклоняется вперед (руль направления вправо бн >0), а ручка (штурвал) влево (правый элерон вниз 6Э >0).

Из выражений (12.11)… (12.14) видно, что с увеличением степени поперечной и путевой статической устойчивости расходы руля направления, элеронов и рычагов управления растут.

(12.16)[23] (12.17)

Балансировочные значения бн, бэ. хн и ха можно выразить ив зависимости от угла крена. В этом случае

Так как d$/dy >0, то производные db0-y/dy и dxp/dy будут иметь такой же знак как dfi0. y/d|3 и dxv/d$. Значения производных d6„, y/dp, d$/dy и dxp/dfi определяются по формулам (12.12), (12.13) и (12.15).

Усилия на рычагах управления элеронами и рулем направления в прямолинейном установившемся полете со скольжением.

Усилие на ручке (штурвале) считается положительным (Рв >0), если летчик давит на ручку влево. При этом ручка отклоняется влево (хэ >0), а правый элерон вниз (6., >0).

Усилие на ручке при обратимой системе управления зависит от разности шар­нирных моментов, действующих на правый и левый элероны. Исходя из принципа

возможных перемещений получим #

Рц = — Кш. а Добр (Мш. пр — Мш. л) = — Аш. а^обр^вібд (Шш. эфф. прфпр —

— /Пш. эфф. л9л)> (12.18)

где Кш. а = d&Jdxg; dxa — элементарное перемещение ручки; fe06p ^ 1 — коэф­фициент обратимости системы управления элеронами; 5Э1 — площадь одного эле­рона; Ь„ — САХ элерона; тш. Эфф. пр> тш. эфф. л — эффективные значения коэф­фициентов шарнирных моментов правого и левого элеронов; фпр, qn — эффективные значения скоростных напоров для правого и левого полукрыльев. Эффективные значения тш и q берутся в сечениях крыла, перпендикулярных линии фокусов.

После замены тш- Эфф и q для правого и левого элеронов и соответствующих преобразований выражение (12.18) запишется [9]

где Sa = 2S3l—площадь обоих элеронов; знак 6В берется по правому элерону.

Для небольших, по Сравнению с % углов Скольжения выражение (12.19) при­мет вид

т„

Определим усилия на педалях при обратимой системе управления. За положи­тельное усилие принимается давящее усилие на правой педали (Рн > 0). В этом случае правая педаль отклоняется вперед (д:н > 0), а руль направления вправо (б., > 0).

‘ Исходя из принципа возможных перемещений получим Pudxя -{- /е()бр/Иш. п do,, — — 0, откуда

Ря~ Кш. Н^ОбрМщ. II — — ^Ш. іЛ)бртІН. н^п^н^в. оЯ’ (12.21)

где Кш. н = dS. i/dx,,; dxH — элементарное линейное отклонение педали; fe06p ^ 1 — коэффициент обратимости системы управления рулем направления.

тш. и = тшРв. о + тш 6,1 = тш (1 — ев) Р + тш"6н- Рн = — *Ш. ЛвА6Л. о К 0 “ *5) Р + тш6н] <?’ 02.22) Подставляя в (12.20) и (12.22) вместо 6Э и 6g их балансировочные значения (12.11), получим усилия на ручке и педалях, потребные для балансировки самолета в зависимости от угла скольжения. в.

: *Ш. э^обр^э^э^"

н *’ш. н^обр^н^н^в. о?

В пределах плавного обтекания при неотклонениом триммере коэффициент шар­нирного момента руля направления равен

Усилия на ручке и педалях, потребные для балансировки само­лета с обратимой и необратимой системо^ управления, можно пред­ставить в виде

(12.25)

Для обратимой системы управления производные усилия определяются путем дифференцирования выражений (12.23) и (12.24) по углу скольжения

&Р0 = *ш. , W. V — ПГ- (■тК* св-> (12 27)

та 4 ‘

АР,

Ф

где dp/dy рассчитывается по формуле (12.13).

Так как при необратимой системе управления усилия, которые должен приложить летчик к рычагам, зависят от характеристик загрузочных механизмов, то эти производные будут иметь вид

dPa	dP8	dba.	dPa	dPa	dba
dp	d6a	dp ’	dy	d68	dy ’
dP„	dPR	d6n.	dPK	dPR	d6H
dp	d6„	dp ‘	dy	dk*	dy

где"dPjd6a и dPaldSB — градиенты усилий — берутся из характе­ристик загрузочных-механизмов; производные dbjdfy, dP^ldft, dbjdy и dbjdy определяются по формулам (12.12), (12.17) и (12.13), в ко­торых вместо т%у и т%х надо брать т%у ф и т%х ф.

На рис. 12.7 представлены балансировочные кривые статически устойчивого и неустойчивого в поперечном и путевом отношении самолета при хт = const, Н = const, М = const, тэ = const, тн =* = const, неизменных конфигурации самолета и режима работы двигателя.

Наклон балансировочных кривых для статически устойчивого и неустойчивого самолетов различен. Следовательно, по виду ба­лансировочных кривых можно судить о^поперечной и флюгерной

устойчивости самолета. Отрицательный наклон кривых свидетель­ствует о наличии у самолета поперечной и флюгерной статической устойчивости при фиксированном (хр = const, fi0.y = const) и осво­божденном (Рв = 0, Ри = 0) управлении.

Для нормального управления самолетом требуется выполнение следующих условий:

В этом случае для балансировки самолета, например, при поло­жительном скольжении (при положительном угле крена), требуется руль направления отклонять влево 6Н <3 0 (левую педаль вперед, хн <3 0 и Рн <5 0), а правый элерон вверх 6, <3 0 (ручку вправо, ха <3 0 и Ра <3 0). При таком характере управления не требуется двойного движения ручки и педалей для осуществления прямоли­нейного полета со скольжением и балансировки самолета в таком полете.

Условия (12.33) или (12.34) будут выполняться, если самолет обладает поперечной и путевой статической устойчивостью при фиксированном и освобожденном управлении [см. (12.12), (12.15), (12.27) … (12.32)1.

Производные dP. Jdy и л? называются коэффициентами расхода усилий и ручки (штурвала) управления на крен. Они являются пока­зателями поперечной статической управляемости самолета й пред­ставляют собой усилие, которое должен приложить летчик к ручке и потребную величину ее хода для изменения угла крена на единицу в установившемся прямолинейном полете со скольжением.

Показателями путевой статической управляемости являются

производные и *н — 0«и называются коэффициентами расхода

усилий и педалей на крен. Представляют собой усилие, которое должен приложить летчик к педали, и потребную величину ее хода для изменения угла крена на единицу в установившемся прямолиней­ном полете со скольжением.

Для того, чтобы самолет не был слишком «тяжелым» или «строгим» В поперечном И путевом управлении, производные xj, Хн, d~" и

не должны выходить за допустимые пределы.

Гармоничность управления в прямолинейном установившемся полете со скольжением характеризуется соотношением потребных для балансировки самолета отклонений ручки и педалей

(12.35)

Рис. 12.8. Определение момента АМРу при односторон­нем отказе двигателя

Производная х[24]я называется коэффициентом гармоничности управления и также является показателем статической управляемости.

Во всем диапазоне возможных углов сколь­жения максимальные усилия, прикладываемые летчиком к рычагам управления, не должны пре­вышать его физических возможностей:

|ЯЭПИХ|<200 Н; | ЛітахI <■ 700 Н.

Рассмотрим боковую балансировку самолета в прямолинейном установившемся полете с несимметричной тягой. Несимметричная тяга возникает в результате одностороннего отказа одного или не­скольких двигателей.

Отказ двигателя является одним из наиболее опасных отказов, вызывающих опасную ситуацию *. Особенно опасным является отказ двигателя при выполнении разворота с той стороны, куда происходит разворот, — так как в этом случае летчику значительно труднее по поведению самолета быстро определить отказ.

При отказе двигателя возникают дополнительные силы и мо­менты. К ним относятся: момент рыскания, создаваемый тягой работающего двигателя, симметричного отказавшему, и силой до­полнительного сопротивления отказавшего двигателя (рис. 12.8); приращение поперечной силы вертикального оперения (ДZ„. 0), обусловленное изменением бокового скоса потока из-за влияния несимметричности струй двигателей; моменты крена (ДМав. 0) и рыскания (АМУ в.0), создаваемые этой силой; момент крена от по­перечной составляющей тяги работающего двигателя (Р sin фр » « ЯфР), а у самолетов с винтовыми двигателями еще момент крена, возникающий из-за несимметричного обдува крыла винтами (АМхоЄд). Таким образом имеем

AMри — (Р -|- АХС) 2Д -|- ДМу 0;

АМрх = Рфр2д -|- АМХ в. 0 — j — АМХ 0en;

AZ = Д Z„. 0,

где 2Д — координата оси отказавшего (выключенного) двигателя. Переходя к коэффициентам сил и моментов, получим

Дтру = 0,5 (сР + Асхо) 2Д + Ати 0;

АтРх = 0,5срфр2д + Атх в. 0 + Атх о0л; (12.36)

аг —ь Sb — ° р ^г в. оЛв. о g C’B-

Имея в виду (12.10) и (12.36), получим условия равновесия бо­ковых сил и моментов в установившемся прямолинейном полете с несимметричной тягой

т%хр + 1Пхв 6Э + т[25]н6н + АтРх = 0;

т%$ — f ту*6Н + ДтРу = 0; (12.37)*

+ С®нбн + Суа г. п tg У + Дсг = 0.

Из решения этой системы получим потребные для балансировки самолета углы 6Н, 6Э и у

Ат ру

(12.38)

■ Am,

m„

■Py

Am

Px

__1__ суа г. n

где производные сібд/сір, d6a/dp и dy/dp определяются по формулам (12.12) и (12.13).

По формулам (12.38) можно построить балансировочные кривые. На рис. 12.9 приведены балансировочные кривые бн(Р), бэ(Р). у(Р) при прямолинейном установившемся полете самолета с отказавшим левым двигателем.

В отличие от балансировки самолета в прямолинейном устано — * вившемся полете со скольжением, балансировка при полете с не­симметричной тягой может требовать отклонения рулей и создания угла крена даже при полете без скольжения (см. рис. 12.9).

Из всех возможных режимов прямолинейного установившегося полета самолета с несимметричной тягой можно выделить три ха­рактерных режима.

Полет без крена (/ режим на рис. 12.9). Этот режим, с точки зрения комфорта экипажа и пассажиров, особенно при полете в слож­ных метеорологических условиях, является наиболее приемлемым.

Но при этом потребные для балан­сировки углы отклонения руля

направления приближаются к максимальным, что приводит к боль­шим усилиям на педалях. Если же отказавший двигатель расположен на значительном расстоянии от плоскости симметрии самолета, то балансировочное значение 6Н может оказаться неприемлемо большим. Скольжение при этом происходит на отказавший двигатель.

Полет без скольжения (II режим). При таком способе баланси­ровки получается меньше величина лобового сопротивления само­лета и требуется меньшая тяга работающих двигателей, но потреб­ный крен может быть значительным.

Полет с креном и скольжением на полукрыло с работающим двига­телем (III режим). Этот способ балансировки применяется при боль­шом разворачивающем моменте рыскания AMRy и малом запасе руля направления. Однако в этом случае может существенно воз­расти потребный угол крена, что нежелательно.

Выбор того или иного способа балансировки самолета при по­лете с несимметричной тягой зависит от запаса тяги двигателей и эффективности руля направления и его триммера.