ОБСТВЕННОЕ ПРОДОЛЬНОЕ КОРОТКОПЕ — Ґ РИОДИЧЕСКОЕ ВОЗМУЩЕННОЕ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА
УСЛОВИЕ УСТОЙЧИВОСТИ ОПОРНОГО ДВИЖЕНИЯ
Рассмотрим поведение самолета в продольном короткопериодическом возмущенном движении при фиксированных органах управления и отсутствии постоянно действующих внешних возмущений. Выясним характер собственного возмущенного движения и определим условия устойчивости опорного движения самолета.
Для этой цели получим однородные дифференциальные уравнения, описывающие собственное короткопериодическое возмущенное Движение самолета. Причем за опорное движение примем установившийся горизонтальный полет. Воспользуемся упрощенной теорией короткопериодического движения, основанной на том, что в начале возмущенного движения скорость не успевает заметно измениться, и можно считать ДУ = 0. Тогда первое уравнение системы (16.1), характеризующее изменение ДУ, выпадает, а в остальных надо считать АУ = 0.
При таких предположениях из уравнений (16.1) получим следующую систему однородных дифференциальных уравнений с постоян
ными коэффициентами, описывающую собственное продольное короткопериодическое возмущенное движение самолета
Д0= 150
Д©2 —.Mrz Да
ДА’ — Дсо2; Да = ДО — Д0.
Преобразуем эту систему, исключив из второго уравнения переменную Д©2 с помощью остальных уравнений
Да + 2 hk Да + со| Да = 0; Д0 = F% Да;
Я.* -(- 2hvK 4~ ©к — 0, |
ДО = Д©2; ДО = Да + Л0,
Если hi > с4, то корни характеристического уравнения будут действительными (16.18). Собственное возмущенное движение будет апериодическим, состоящим из двух движений.
Решение уравнения (16.16) при hi > ©к
Да = С1е»-.’+С2еМ, (16.21)
а при hi = ©к > О, Я,! = Я,2.
Да = (С| + Сяі) е^*. (16.22)
Постоянные Cj и С2 находятся из начальных условий.
Определив Да (і), можно найти скорость изменения угла наклона траектории Д0 (О и перегрузку ДПуа (t).
Из второго уравнения системы (16.13) видно, что
Дё(0 = ^Да(0. (16.23)
П Ya + P sin (а + Vp) (С + Р) а
Линеаризуя выражение п1)а — ——————- ^——— — « ——^—,
получим
Ап«“ = *« = -£ + с*>) Аа = д“‘ (16 24)
Следовательно, отклонения Д0 и Дпуа в собственном коротко- периодическом возмущенном движении изменяются пропорционально изменению Да. ,
В соответствии с уравнениями (16.12)
Д©2 = Да — f АЄ.
Дифференцируя (16.20) по времени и учитывая (16.23), получим изменение Д©г в собственном короткопериодическом движений
Дсог = Ае*1** [(F“ — Л„) sin + ф) + v„ cos (v„f + ф)].
Необходимыми и достаточными условиями устойчивости опорного движения являются
hH> 0 и ©£>0. (16.25)
Эти условия получаются из критериев (15.22) для характеристического уравнения второй степени (16.17).
При выполнении условий (16.25) отклонения параметров Да, Д0, Д©г и Дпуа в процессе собственного короткопериодического возмущенного движения будут затухать.
Рассмотрим выполнимость условий устойчивости.
Sqb. а
Тан как Dz = —т-=- > 0 и суа > 0, то из (16.15) видно, что ус-
» 2
оп = mR%
и оно выполняется при наличии продольной статической устойчивости по перегрузке самолета с фиксированными органами управления.
Покажем, что, если о„ > 0, т. е. to* <0, неустойчивость самолета в короткопериодическом движении может быть только апериодической. При ©2; < 0 корни характеристического уравнения будут действительными [см. (16.18)], причем один из них отрицательный, а другой Х = — hK + ■/hi — to2 — положительный, и, следовательно, опорное движение самолета апериодически неустойчиво.
Колебательная неустойчивость возможна только при to,2 > 0 и hK < 0, однако такой случай’в практике не встречается.
Так как полет самолета происходит при c, ja < суа доп < суатт,
когда mzz < 0, /п* < 0 и суа> 0, то, как видно из (16.14), условие устойчивости hK > 0 выполняется.
На динамику короткопериодического возмущенного движения самолета существенное влияние оказывает режим опорного движения (V и Я). В частности, при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета из-за роста статической устойчивости по перегрузке увеличивается частота собственных колебаний, а уменьшение
по абсолютной величине производных тг г, /п* и суа приводит к ухудшению затухания колебаний и увеличению времени переходного процесса. При увеличении высоты полета происходит уменьшение плотности воздуха, что при V — const приводит к некоторому убыванию частоты собственных колебаний и ухудшению затухания колебаний, обусловленному уменьшением демпфирующих моментов.
■ Упругие деформации конструкции самолета приводят к уменьшению степени устойчивости и демпфирующих моментов, что также обусловит увеличение времени переходного процесса.
В заключение рассмотрим изменение А6 (/) и Ad (t) в^коротко- периодическом движении. Подставляя найденные значения Да (t) во второе и четвертое уравнения системы (16.13), получим
ДЄ (/) = F“ j Да (/) dt — f С; Дд(/) = Да (/) + j Да (/) di + С.*
Отсюда видно, что при выполнении условий (16.25) Да (t) -*■ 0, в то время как отклонения углов траектории и тангажа стремятся к определенному пределу С. Это объясняется отсутствием равновесия сил, действующих на самолет в короткопериодическом движении. В дальнейшем в длиннопериодическом движении при наступлении равновесия сил у устойчивого самолета Д0 и ДО станут равными нулю.