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

1 / & — [ту Ых [

т.

а тхП — ‘I. ё I «!/ I» "I” У J

а,.

mv

т„

 

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?