Балансировка самолета в установившемся криволинейном полете
В установившемся криволинейном полете появляются дополнительные моменты, обусловленные вращением самолета относительно связанных осей Ол, 0Y и OZ, которые должны быть уравновешены дополнительным отклонением органов управления креном, рысканием и тангажом.
В качестве примера рассмотрим балансировку самолета при правильном вираже. В этом случае самЬлет вращается относительно вертикальной оси O0Ye с угловой скоростью с»; скольжение отсутствует; центр масс самолета движется в горизонтальной плоскости* а плоскость его симметрии наклонена относительно оси O0Ye под углом у-
Составляющие угловой скорости со по осям связанной системы координат при небольших углах тангажа равны
со* = со sin # « о#; — со cos d cos у «со cos у; (12.39)
<лг — — cocos Oslny» — toslny,
где со = ± УПуа — 1; знак (+) — для левого, а (—) — для
правого виража.
Если в выражениях (10.110), (10.111) и (10.65) пренебречь малыми величинами тив, тхо, а также иметь в виду, что в рассматриваемом примере Р = 0 и т* = 0, то условия балансировки моментов, действующих на самолет при правильном вираже, примут вид
mRx = тхх&х + тху&у + т*нбн + т*вв8 = 0; mRv = т„хю* + т/ю,, — J — т„ноч = 0;
mRz — mRzо f m%cya — f m“z©2 f тгп6„ = 0, і *Ргт і Пиите где mRzn —= тг0 j m2 >уст [ — ; Ош ~ — Из решения этой системы определим потребные для балансировки самолета углы отклонения органов управления в зависимости от перегрузки (или угловой скорости (О) (12.41) |
[(m“* |
Щ* «ос + ГПх |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
где ю* = I |
2V tocos* |
бв — J {mRzo " I" filRzPtja Ь ^2 «2) ’ ’ m ®
©2 = ~Y~ (02 «—y-©slnY = ± l-siny-
Отсіода видко, что с ростом Перегрузки и уменьшением скорости полета балансировочные значения углов отклонения органов управления при правильном вираже увеличиваются.
Зная балансировочные углы бн, 6а и 6В, можно определить соответствующие отклонения рычагов управления и усилия на них.
Характеристики (показатели) боковой статической управляемости самолета в установившемся криволинейном движении. Для их определения принято рассматривать установившееся изолированное движение крена, вызванное, отклонением элеронов и руля направления, а также установившееся изолированное движение рыскания, вызванное отклонением руля направления. При таком подходе получим условные показатели, которые не полностью отражают фактическую управляемость, но оценивают ее довольно хорошо.
В качестве примера подробно рассмотрим изолированное движение крена, вызванное отклонением элеронов.
Если в выражении (10.110) положить m*o”«j02H 4 = 0 и приближенно считать ©j, « 0, $ & 0, то условие" равновесия моментов крена (балансировки) запишется
<о* = |
mRx=mtx&x — f nfc б, = 0.
Дифференцируя (12.44) по 6.,, получим
6о
d(ox 2V тх
d6a 1 т*х
где тхх берется при фиксированном положении элеронов.
Производная daJdbB характеризует эффективность элеронов в движении крена. Для нормального управления требуется, чтобы <2(i)a/d6a < О. В этом случае, например, при отклонении ручки влево (хэ >0) и правого элерона вниз (6а >0) самолет крениться на левое
ПОЛуКрЫЛО С УГЛОВОЙ СКОРОСТЬЮ (Од. <• 0.
Из (12.45) видно, что при неизменных тхв и тхх производная daxldbB растет пропорционально скорости полета. На больших скоростях полета вследствие сжимаемости воздуха и деформации крыла
коэффициент эффективности элеронов тх уменьшается. На некоторой критической скорости при недостаточной жесткости конструкции
крыла на кручение элероны полностью теряют эффективность (т/ = = ‘0). При скорости больше критической производная тх меняет
знак (тхв >0), что приводит к изменению знака производной d(£>x/dda — наступает реверс элеронов. Реверс элеронов совершенно недопустим.
®* _ <*Хв _ rise d6B 9 ~ da>x ~ ~Щ ~ dcox |
Производная dxjd&x, характеризующая потребную величину отклонения ручки (штурвала) для создания единицы угловой скорости крена при риох = 0 и М = const, равна
При отсутствии демпфера крена = rrtxx.
Производная хэх называется коэффициентом расхода ручки управления на угловую скорость крена.
Из (12.46) видно, что с уменьшением скорости полета х^х растет, но не так интенсивно, как при отсутствии демпфера крена.
Усилия на ручке управления, потребные для создания единицы угловой скорости крена при Рисх = 0 и М = const оцениваются про—
СО
изводной Ръх =s dPJd<x>xy которая называется коэффициентом рас — хода усилий на угловую скорость крена.
При обратимой системе управления 19, 141
Р> =4- Кт. JhopSJMV (12.47)
тг
где производная коэффициента демпфирующего момента крена по самолета с освобожденной ручкой управления
йзс “ж 2 еэ тш
тЛъ = тхх — 1 + fe — тх3—j — zs. (12.48)
У самолета с необратимой системой управления
а
nW3C dPЭ dP0 d*8 dP9 I /10 >1 п
3 ~ dco* ~ d68 d*8 dcox ~ d68 «8 21/ ’
mx
где dP3/d63 — характеристика загрузочного механизма.
При учете влияния упругости конструкции самолета в выраже-
ниях для Хэ и Рэ надо т/ и тх брать с учетом упругости.
Коэффициенты расхода на угловую скорость крена х£х и Ръх являются важными показателями поперечной статической управляемости самолета. Для нормального управления они должны быть отрицательными, а чтобы поперечное управление самолетом не было слишком тяжелым или строгим, их величина не должна выходить за определенные пределы.
При анализе установившегося вращения по крену, вызванному ‘ отклонением руля направления, аналогичными рассуждениями можно получить формулы для определения коэффициентов расхода усилий и педалей на угловую скорость крена, т. е. усилие, которое должен приложить летчик к педали, и потребная величина ее хода для создания единицы угловой скорости крена при М = const
Эти коэффициенты также являются показателями боковой статической управляемости.
Ограничимся определением установившегося значения угловой скорости крена при отклонении руля направления на угол 6„ и ее производной по 6н..
Пренебрегая с целью упрощения анализа коэффициентами перекрестных моментов крена и рыскания в выражениях (10.110) и (10.111) и считая, что т*о «0 и шу « 0, получим условие балансировки самолета при б8 = 0
‘ tnRx = т%х$ + т*нб*, + mx*ihx = 0;
mRy = т%$ + /л*н6н = 0. (12.50)
8 А. Ф. Бочкарев и др.
(12.52)
При наличии автомата путевой устойчивости следует еще рассматривать dtojdbn при фиксированных педалях.
Производная d(ox/dba характеризует реакцию самолета по крену на отклонение руля направления.
Если d(t)xldbл >0, то самолет обладает прямой реакцией по крену. Он будет крениться в сторону поворота руля направления. Так при отклонении руля вправо (Дбн >0) возникает скольжение с углом ДР <С 0, и самолет под действием момента Дтх = >0 начи
нает крениться на правое полукрыло. Такая реакция самолета является привычной для летчика.
Если dtojdbb <0, то у самолета появляется обратная реакция по крену на отклонение руля направления. При отклонении руля направления вправо возникает левый крен.
Обратная реакция по крену явление нежелательное, оно усложняет точное пилотирование, требует от летчика дополнительных корректирующих движений рулями и повышенного внимания при выполнении маневра.
Так как ні** < 0, а > 0, то условием прямой реакции по крену является
— m*a < 0. . (12.53)
При отрицательных. производныхт%„, tn* и т** выполнение этого условия возможно только при наличии у самолета определенной величины степени поперечной статической устойчивости т%х < 0,
Обратная реакция по крену может наблюдаться не только при потере поперечной статической устойчивости (т$* ^ 0) в околозвуковой області! (М « 0,9 … 1,1), но и вследствие уменьшения степени поперечной статической устойчивости при полете самолета на-малых углах атІ4кй.:
Явление обратной реакции характерно для самолетов с относительно малыми углами стреловидности крыла (х = 30 … 40°). Переход к крыльям с большей стреловидностью позволяет ослабить интенсивность обратной реакции, а при хорошей компоновке самолета— устранить это явление. Применение автомате» поперечной статической устойчивости позволяет устранить обратную^реакцию по крену на отклонение руля направления.
В качестве показателей путевой статической управляемости принимаются коэффициенты расхода усилий и педалей на угловую ско — г,®,, dPn ®„ dx я
рость рыскания Рну — и хку Они представляют
собой усилие, которое должен приложить летчик к педалям, и пот
ребную величину хода для создания угловой скорости а>у = рад/с при М = const. Их величину можно определить из анализа установившегося вращения самолета вокруг оси OY, вызванного отклонением руля направления.
Имеются и другие показатели статической управляемости.
Отметим, что все показатели статической управляемости могут определяться как расчетным путем, так и из летных испытаний самолета.
Дополнительная литература
19] с. 298, 325, 487, ЦП с. 152—180, [81 с. 170—205 Контрольные вопросы
1. Что понимается под путевой н поперечной статической устойчивостью самолета?
2. Каково влияние сжимаемости воздуха на степень путевой и поперечной статической устойчивости?
3. Как влияют автоматы демпфирования и устойчивости на т^х и m|fr? Приведите пример.
4. Укажите способы балансировки самолета при несимметричном отказе (выключении) двигателя.
5. Перечислите основные показатели боковой статической управляемости.
6. Что понимается под обратной реакцией по крену при отклонении руля направления?