НЕУПРАВЛЯЕМОЕ ДВИЖЕНИЕ КРЕНА ПРИ РЕВЕРСЕ ЭЛЕРОНОВ
Ряд критических форм движения может быть связан с потерей устойчивости или управляемости самолета из-за упругих деформаций конструкции. Наиболее характерной формой такого критического движения является неуправляемое движение крена при реверсе элеронов. Такое движение может возникнуть при превышении в полете по каким-либо причинам допустимых значений индикаторной скорости Уг (т. е. скоростного напора q = pV2/2), что приводит к росту аэродинамических нагрузок и упругих деформаций элементов планера самолета. Нагрузки на элементы конструкции планера возрастают и при росте углов атаки.
Рассмотренное в гл. 10 явление реверса элеронов возникает при превышении допустимой (критической) по реверсу скорости полета.
Если самолет имеет боковую асимметрию (а значит, элероны отклонены даже в прямолинейном полете), то при превышении критической по реверсу скорости возникает самопроизвольное боковое движение по крену и скольжению при обратной реакции на попытку летчика парировать крен путем дополнительного отклонения элеронов. Аналогично развивается движение крена при превышении критической скорости реверса и при боковом возмущении.
Особенно опасно неуправляемое движение крена при слабой или обратной реакции самолета по крену на отклонение руля направления (см. гл. 16).
В этом случае из-за взаимодействия движения крена и скольжения при реверсе элеронов теряется боковая управляемость и самолет резко переходит к снижению по спиралеобразной траектории с увеличением скорости, что усугубляет опасность ситуации.
Для предупреждения самопроизвольного кренения из-за реверса элеронов необходимы как обязательное выдерживание ограничений на скорость полета при эксплуатации самолета, так и правильный выбор жесткости крыла и места установки элеронов при проектировании, а также использование на больших скоростях других органов поперечного управления — не элеронов, а интерцепторов, дифференциального стабилизатора и т. п.
Дополнительная литература
[12] с. 264 — 295, [5] с. 83 — 92, 193—200.
Контрольные вопросы
1. Перечислите основные критические режимы полета.
2. Объясните возникновение момента авторотации при штопоре.
3. В каких случаях возможен реверс элеронов?
Таблица I
Направляющие косинусы для преобразования составляющих векторов
(по ГОСТ 20058—80)
|
* |
Нормальная система координат |
|||
|
OXg |
oy* |
OZg |
||
|
Связанная |
ОХ |
cos г)) cos 0 |
sin 0 |
—sin яр COS 0 |
|
OY |
sin sin у — — cos я]) sin 0.cos у |
cos 0 cos y |
cos яр sin V + + sin яр sin 0 cos Y |
|
|
OZ |
sin я}) COS V + + COS Я)) sin 0 sin у |
—COS 0 sin Y Д |
cos яр cos y — —sin яр sin 0 sin y |
|
|
Скоростная |
оха |
cos яра cos 0O |
sin 0O |
—sin Яра cos 0a |
|
OYа |
—cos ij)asin OqCOS y0+ + sin яра sin уa |
cos 0a cos Yo |
cos яра sin Ya + + sin яра8Іп 0acos Ya |
|
|
OZa |
COS Я^овІП 0asin ya + + sin яра cos у a |
—cos 0a sin Yo |
COS Яра cos Va — — sin яраїіп trasin Ya |
|
|
Траєкторная |
ОХ„ |
cos Яр cos 6 |
sin 6 |
—sin яр cos 0 |
|
ОУн |
—cos яр sin 0 |
cos 0 |
sin яр sin 0 |
|
|
ozK |
sin яр |
0 |
cos яр |
|
|
Полусвязанная |
охв |
cos a cos 0 cos q> — —sin a (sin яр sin у — —sin О cos яр cos у) |
cos a sin 0 — —sin a cos 0 cos y |
—cos a cos 0 sin q> — —sin a fcos яр sin y + + sin b sin яр cos y) |
|
OYe |
sin a cos 0 cos яр + + cos a (sin яр sin у — —sin 0 cos яр cosy) |
sin a sin 0 + + cos a cos 0 cos y |
—sin a sin яр cos 0 + + cos a (cos яр sin у + + sin 0 sin яр cos y) |
|
|
oze |
sin 0 cos яр sin Y + + sin яр cos Y |
—cos 0 sin y |
cos яр cos y — —sin 0 sin яр sin y |
|
t |
Связвяная система координат |
|||
|
ОХ |
0Y |
oz |
||
|
я ca 1 |
0Ха |
cos a cos Р |
—sin a cos Р |
sin P |
|
cu О |
0Ya |
sin а |
cos a |
0 |
|
oza |
—cos a sin р |
sin a sin P |
cos p |
|
|
Я ea |
ОХк |
cos а cos Р |
—sin a cos P |
sin P |
|
1 <u |
0УК |
sin а cos уа + + cos а sin р sin Ya |
cos a cos va — — sin a sip p sin ya |
—cos p sin Ya |
|
Си H |
02к |
sin a sin уа — —cos a sin р sin уп |
cos a sin Vo + + sin a sin p cos Ya |
—cos p sin Ya |
|
« ев я я |
0Хе |
cos а |
—sin a |
0 |
|
ca 8 8 |
оке |
sin а |
cos a |
0 |
|
1 |
02, |
0 |
0 |
1 |
|
Примечание. Для траекторией системы соотношения даяы без учета ветра. При наличии ветра использовать ас, Рс, ус или двойной переход от связанных осей к траекторным через нормальные. |
||||
|
Скоростная система коордияат |
||||
|
* |
ОХа |
0Va |
0Za |
|
|
К «о я |
охк |
1 |
0 |
0 |
|
си я |
о я |
0 |
COSYa |
—sin Ya |
|
Рч н |
0Z„ |
0 |
siHYa |
COSYa |
|
к са я я |
охе |
cos Р |
0 |
—sin p |
|
еа со Я & |
0Ye |
0 |
1 |
0 |
|
5 с |
0Ze |
sin Р |
0 |
COS P |
|
П р и м е ч а от скоростной к |
я и е. Без ветра. При наличии ветра использовать двойяой переход траекторией системе через нормальную. |
|
Характеристики стандартной атмосферы (значения параметров округлены)
|
[1] Другая обратная задача — восстановление действий летчика и фактических характеристик самолета по записи изменения параметров движения при летных испытаниях или расследовании летного происшествия, называется задачей идентификаций.
[2] Для гражданских самолетов СССР эти требования изложены в «Нормах леї ной годности гражданских самолетов», 2-е изд. М., 1972.
[3] За точку старта Ос принимается или точка начала движения при взлете самолета, или точка на поверхности Земли, над которой самолет находился в начале рассматриваемого интервала времени,
[4] Базовая ось самолета — продольная ось системы координат, используемой при проектировании самолета (ГОСТ 22833—77).;
[5] А. Ф. Бочкарев и др.
* Исключение составляют так называемые органы непосредственного управления силами, особенности влияния которых здесь не рассматриваются.
[7] Производную сауа можно определять либо в l/градус, либо в 1/рад. В дальнейшем в числовых примерах принято 1/рад.
[8] Как правило, для дозвуковых самолетов зависимости строятся в функции скорости, сверхзвуковых — по числу М. Поскольку всегда возможен пересчет от М к V, в дальнейшем это различие ие акцентирует?!}.
[9] Для современных маневренных самолетов рассматривается возможность создания крыла, для которого при а > акр зависимость суа (а) пологая, без срыва, что позволяет реализовать закритические режимы. Но скорость Vmin ПРИ
1 у,, щах все равно остается минимальной в горизонтальном полете.
[10] Вертикальная составляющая скорости определяется в нормальных осях координат и должна, строго говоря, обозначаться Vyg. В авиационной литературе индекс g обычно опускают, если речь идет о скороподъемности самолета.
[11] При необходимости можно учесть и переменность 0* (<) с ростом высоты, проводя расчет последовательно для ряда высот, определяя 0* (/) по изменению 0* (/) и определяя в (3.17) Пуа не по (3.16), а по (1.51) при = 0 без учета инерционных членов (см. такире (7.11)).
[12] Стрбго говоря, планирование обычно осуществляется на режиме малого таза, когда тяга не равна нулю. Но значение тяги малого газа приближенно считаем близким к нулю-.
[13] При записи (5.2) подразумевается, что размерность суд — расход массы топлива за час на единицу тяги (кг/(Н-ч). Если размерность тяги при задании суд отличается от СИ, необходим соответствующий пересчет.
[14] Использование среднего геометрического значення массы обеспечивает здесь большую точность, чем среднего арифметического, так как интегральное соотношение содержит логарифм массы.
[15] Эта задача отличается от рассмотренной в § Б. 1 тем, что оптимизируются • затраты не на маршевый полет, а на полет в целом.
[16] Масса самолета в начале маршевого этапа, равная массе в конце этапа набора и разгона, уточняется после расчета этапа набора и разгона. По уточненному значению может быть выполнено второе приближение.
[17] Требованиями прочности ограничена нормальная перегрузка’в связанных осях координат. Это ограничение легко пересчитывается для скоростных’ осей координат по (1.54) при малых Р и пга « 0.
[18] Исключение составляют самолеты с органами непосредственного управления боковой силой (ОНУБС), для которых специально рассматривается маневр при
nz (®нуСс) 0.
[19] В дальнейшем, наряду с термином «фокус по углу атаки» будем применять краткую форму — «фокус».
[20] В работе [7] приведены приближенные формулы для определения производ
ных при различных числах М полета.
[22] На современных самолетах центр жесткости находится на расстоянии от носка хорды сечения, приблизительно равном хж = (0,35 … 0,4) Ь.
[23] Здесь под 60. у подразумеваются углы 6Н или 6а, а под хр — отклонения рычагов управления хн или хэ.
Здесь предполагается тя « 0.
[24] Опасная ситуация характеризуется тем, что предотвратить перевод ее в аварийную или катастрофическую можно лишь своевременным и правильным действием членов экипажа.
[25] В уравнениях не учтены величины тх0, тув и тРх.
Рис. 12.9. Балансировочная диаграмма отклонений руля направления, элеронов и угла крена в прямолинейном установившемся полете самолета с отказавшим левым двигателем
[26] В дальнейшем под термином «отклонение механизации» будем понимать отклонение закрылков, щитков, предкрылков.
[27] Заметим, что для самолета нормальной схемы ■ при достаточно больших «г. п. треб балансировочные углы 6В отрицательны и в (14.7) следует- подставлять ®в. пред 0-
[28] При исследовании задач устойчивости и управляемости используются и уравнении движения самолета, записанные полностью в связанных осях: координат.
[29] Здесь и в дальнейшем через. AL обозначена величина Дхс, а у Да индекс «с» опущен.
[30] Случай Я = оо в динамике полета ие встречается.
[31] Исключением являются самолеты с малым или нулевым запасом статической устойчивости по перегрузке. Одиако для таких самолетов анализ собственного возмущенного движения смысла не имеет, так как устойчивость опорного движения достигается с помощью системы обеспечения устойчивости и управляемости самолета (СУ У),
[32] Л. Ф. Бочкарев и др.
[33] Поскольку при боковом движении V0, а0, Ф0 и другие параметры опорного движения неизменны, индекс «°» для простоты опускаем.
>•
[34] Будем считать, что за связанные оси приняты главные оси инерции.