НЕУПРАВЛЯЕМОЕ ДВИЖЕНИЕ КРЕНА ПРИ РЕВЕРСЕ ЭЛЕРОНОВ

0
386

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)

Высота Н, м

Температура Т, К

Давление Р, Па

Плотность р, кг/м8

Относитель­ная ПЛОТ­НОСТЬ

А = р/Ро

Скорость звука а, м/с

0

288,2

101 330

1,23

1,000

340,4

1 000

281,7

89 880

1,11

0,903

336,6

2 000

275,1

79 490

1,01

0,821

332,7

3 000

268,6

70 130

9,09-10-1

0,739

328,7

4 000

262,1

61 660

8,19-10-1

0,666

324,7

5 000

255,6

54 050

7,37-10-1

0,599

320,7

6 000

249,1

47 210

6,60-10-1

0,537

316,6

7 000

242,6

41 090

5,90-10-1

0,480

312,4

8 000

236,1

35 650

5,26-10-1

0,428

308,2

9 000

229,6

30 790

4,67-10-1

0,380

303,9

10 000

223,2

26 290

4,14-10-*

0,337

299,6

11 000

216,7

22 690

3,65-10"1

0,297

295,2

12 000

216,7

19 390

3,12-10-1

0,254

295,2

13 000

216,7

16 570

2,67-10-1

0,217

295,2

. 14 000

216,7

14 160

2,28-10-1

0,185

295,2

15 000

216,7

12 ПО

1,95-10-1

0,159

295,2

16 000

216,7

10 350

1,67-10-1

0,136

295,2

17 000

216,7

8 850

1,42-10“1

0,115

295,2

18 000

216,7

7 560

1,22-10-1

0,099

295,2

19 000

216,7

6 470

1,04-10-*

0,084

295,2

20 000

216,7

5 530

8,89-10~2

0,072

295,2

21 000

216,7

4 730

7,60-10-2

0,061

295,2

22 000

216,7

4 040

6,50-10“2

0,058

295,2

23 000

216,7

3 460

5,56-10-2

0,045

295,2

24 000

216,7

2 950

4,75-10~2

0,039

295,2

25 000

216,7

2 530

4,06-10-?

0,033

295,2

[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.