ВЛИЯНИЕ КОНСТРУКТИВНЫХ] ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА| И РЕЖИМА^ ПОЛЕТА НА ПРОДОЛЬНУЮ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ

Из анализа движения самолета с фиксированными орга­нами управления и при типовых отклонениях последних видна тес­ная связь характеристик устойчивости, управляемости и маневрен­ности самолета. Балансировка самолета в опорном установившемся движении, возмущенное собственное и управляемое движение само­лета зависят от целого ряда параметров: положения центра масс, площади крыла, горизонтального оперения, скорости и высоты по-

а &z Єв,,

лета, аэродинамических характеристик суа, тг, тг и т. д. Иногда требования устойчивости и управляемости совпадают, иногда они противоречивы.

Принимая во внимание условия работы самолета как звена замк­нутой управляемой системы, при выборе тех или иных параметров следует предпочтение отдавать характеристикам управляемости. Только при хорошей управляемости могут быть в полной мере реали­зованы все возможности самолета, заложенные в его конструкции, аэродинамике и силовой установке.

Рассмотрим влияние центровки самолета хТ на его устойчивость и управляемость. При смещении центра масс вперед увеличивается

1/210*

степень продольной статической устойчивости по перегрузке ап. Так как коэффициент демпфирования Л„ от центровки не зависит, а опорная частота пропорциональна корню квадратному из сп, то смещение центра масс вперед приведет к увеличению частот со„ и vK = V «к — hi и к уменьшению относительного коэффициента демпфирования Ъ, = /ік/сок. В результате время переходного процесса *»«т = 3//ік практически не изменится; число колебаний за время

3 Vo,

переходного процесса пзйт = величина заброса в переход-

~nhK

ном процессе Atiy = е 15 увеличатся. Коэффициент использова­ния маневренных возможностей Км = t ■ и передаточный коэф­фициент по перегрузке Кс станут меньше. Следовательно, слишком передняя центровка и большая степень продольной статической устойчивости по перегрузке ухудшают динамику самолета, его управ­ляемость и маневренность. Однако и слишком малая степень стати­ческой устойчивости по перегрузке (задняя центровка) приводит к нежелательным последствиям. Уменьшается частота со„, растет по­стоянная времени Т и относительное демпфирование і. В результате

увеличивается время срабатывания tcp = Т. Существенно

ухудшаются частотные характеристики. Из-за малой опорной ча­стоты ©„ относительная частота ф = со/сок может оказаться больше единицы, что приведет к большим фазовым искажениям (у > 90°) и уменьшению амплитуды вынужденных колебаний (А < Лтщ). Таким образом, степень продольной статической устойчивости по перегрузке и центровка самолета должны находиться в некоторых оптимальных пределах

Рассмотрим влияние площади крыла и полетной массы самолета. С уменьшением площади крыла уменьшаются величины Ко и со,,. Приближенно можно считать, что коэффициент демпфирования Л* пропорционален площади крыла, а со„ пропорциональна корню квадратному из площади 5. Следовательно, с уменьшением 5 относи­тельное демпфирование | = hK/a>K уменьшается, что может привести к существенному ухудшению качества переходного процесса, частот­ных характеристик и маневренности самолета.

Увеличение полетной массы при прочих равных условиях при­ведет к увеличению момента инерции Jz и уменьшению величин hR и со„ Так как уменьшение hK будет более существенным, чем со„, то относительное демпфирование уменьшится. Следовательно, изме­нение характеристик устойчивости, управляемости и маневренности при увеличении массы самолета’будет происходить в том же направ­лении, что и при уменьшении площади крыла.

Влияние приборной скорости (скоростного напора). В диапазоне докритических чисел М с уменьшением приборной скорости умень­шаются коэффициент демпфирования hK, опорная частота со„ и коэф­фициент по перегрузке Ко- Так как hK пропорционален первой сте­

пени скоростного напора, а сок — корню квадратному этой величины, относительное демпфирование с уменьшением приборной скорости падает. Уменьшение скоростного напора в данном случае приводит к тем же последствиям, что и уменьшение площади крыла.

В области закритических чисел М, когда существенно сказывается

а

влияние сжимаемости воздуха на а„, тг, mz и другие аэродинами­ческие характеристики, картина будет более сложной. Коэф­фициенты hK, Ко а также сок и | будут являться функциями числа М полета. Это приведет к изменению частотных характеристик само­лета и характеристик качества переходного процесса по числам М полета.

С ростом высоты полета коэффициенты демпфирования hK и £ уменьшаются. На больших высотах, порядка 20 … 30 км и более, естественное демпфирование возмущенного движения очень слабое, характеристики устойчивости, управляемости и маневренности само­лета ухудшаются.

Тенденция к уменьшению относительного демпфирования — характерная особенность современных самолетов. Целый ряд фак­торов: повышение удельной нагрузки на крыло, упругие деформации конструкции, увеличение продольной статической устойчивости по перегрузке, большие высоты применения, характерные для совре­менных сверхзвуковых самолетов, приводят к падению относитель­ного коэффициента демпфирования до величин, не обеспечивающих удовлетворительные характеристики устойчивости и управляемости. Только применение специальной автоматики в системе управления, в частности автоматов демпфирования, делает возможной эксплуа­тацию этих самолетов.