ОСОБЕННОСТИ ПРОСТРАНСТВЕННОГО ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА С АСТАТИЧЕСКИМИ СУ У

Астатические перегрузочный и гироскопический авто­маты продольного управления занимают особое место среди рас­сматриваемых систем. Характерной особенностью для них яв­ляется то, что величина п1Ж или со,, входящих в подынтегральное выражение, остается постоянной в установившемся маневре при неизменном положении ручки управления по тангажу [13]. Проанализируем поведение самолета с астатическим автома­том продольного управления при установившемся движении по крену. Рассмотрим перегрузочный АПУ: <р = А!(о2со2 + kn (пу — КХР) + kn/p J (пу — КХр) dt. (35.1) о В…

Read More

ОСОБЕННОСТИ ПРОСТРАНСТВЕННОГО ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА СО СТАТИЧЕСКОЙ СУУ

Для общего анализа динамических характеристик са­молета с СУУ в дополнение к исследованию устойчивости и управ­ляемости при малых возмущениях необходимо проведение анализа функционирования систем управления при энергичных маневрах по крену с учетом инерционного и аэродинамического взаимодей­ ствия продольного и бокового движений самолета. При исследо­вании динамики самолета с СУУ ограничимся анализом устано­вившихся режимов вращения по крену и рассмотрим в настоящем параграфе наиболее распространенные варианты систем улучше­ния устойчивости и управляемости, а именно, демпфера продоль­ных и боковых колебаний и…

Read More

Анализ пространственного движения самолета, оснащенного ССУ

Современные самолеты широко оснащаются системами улучше­ния устойчивости и управляемости (СУУ) [8, 13, 26, 24]. Для пространственных маневров самолета характерно существенное изменение параметров движения, что при анализе динамики са­молета с СУУ приводит к необходимости учитывать нелинейные свойства таких систем, в частности, учитывать величину угла отклонения органов управления от СУУ. В этой связи все виды СУУ можно разделить на две большие группы: — СУУ с исполнительными приводами малого хода; — СУУ с исполнительными приводами большого хода. Типичными…

Read More

ОСОБЕННОСТИ ОРГАНИЗАЦИИ РАСЧЕТОВ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОСТРАНСТВЕННОГО ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА НА ЦВМ

Каждый режим полета, задаваемый числом М и высо­той Я, по сформулированным ранее критериям может быть опре­деленным образом классифицирован с точки зрения характера и степени проявления инерционного взаимодействия. Так, напри­мер, возможны следующие случаи: 1- й случай — существует режим инерционного вращения; существуют критические угловые скорости крена соа И С0р, при которых статические решения терпят разрывы; — имеется подхват самолета по крену. 2- й случай — существует режим инерционного вращения; — имеется подхват, — критические угловые скорости…

Read More

В ЭКСПЛУАТАЦИОННОМ ДИАПАЗОНЕ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА

Для решения задачи численного анализа движения самолета при маневрах по крену целесообразно использовать те качественные особенности в движении самолета, которые могут быть получены на основе рассмотрения установившихся режимов вращения по крену. Такой подход предусматривает качественный приближенный анализ, однако, как показывают результаты рас­четов по полным уравнениям движения, достаточно правильно отражает основные закономерности, проявляющиеся при выпол­нении маневров по крену. Математическая модель самолета, которая используется при исследовании установившихся враще­ний, строится на основе приведенных в гл. 1 допущений. Анализ…

Read More

Комплексные исследования динамики пространственного движения самолета с использованием ЦВМ

Исследование особенностей динамики пространственного дви­жения конкретного самолета представляет собой весьма сложную задачу, которую реально можно решать только с использованием расчетов на ЦВМ. При этом основной целью расчетов должно быть получение оперативно и в наглядной форме информации о наи­более интересных и практически важных случаях движения са­молета во всей эксплуатационной области режимов полета. В най­денных таким образом расчетных областях режимов полета воз­можно выполнение уже более подробных исследований динамики, включая при необходимости, моделирование на пилотажных стендах. Получаемая при…

Read More

ВРАЩЕНИЯ ПРИ ДЕЙСТВИИ НА САМОЛЕТ МОМЕНТОВ РЫСКАНИЯ

В общем случае попадание самолета в режим инер­ционного вращения возможно, когда на него кроме момента про­дольной балансировки действует момент рыскания, вызванный от­клонением руля направления или какими-либо иными причи­нами, например обусловленный отказом одного из двигателей многодвигательного самолета, наличием несимметричных подве­сок и т. д. Момент рыскания может быть также обусловлен дей­ствием аэродинамического момента М^Х&Х9 который ранее не учи­тывался, поскольку эта величина часто бывает известна недо­статочно точно. Действие момента рыскания любой природы мо­жет усугублять развитие неуправляемого движения самолета…

Read More

УСЛОВИЯ СУЩЕСТВОВАНИЯ РЕЖИМОВ ИНЕРЦИОННОГО ВРАЩЕНИЯ

Для решения вопроса о возможности движения самолета в режиме инерционного вращения при отсутствии моментов управ­ления (Am* = Arhy — 0) необходимо: 1) определить условия, при которых возможно существование таких видов движения; 2) определить характер пилотирования самолета, приводя­щий к попаданию в такие режимы. При решении первой из сформулированных задач необходимо определить возможность существования устойчивых особых точек при угловых скоростях крена, не равных нулю, несмотря на приве­дение в нейтральное положение элеронов и руля направления. Для того, чтобы…

Read More

Исследование режимов инерционного вращения самолета

Под режимом инерционного вращения в настоящей работе по­нимается неуправляемое вращение самолета по крену при значении угла атаки, меньшем критического по сваливанию, которое проис — ходит, несмотря на приведение в нейтральное положение или от­клонение против вращения элеронов и руля направления. Такое движение самолета обычно сопровождается существенным измене­нием углов атаки и скольжения в процессе движения. Наименование рассматриваемого критического режима — инер­ционное вращение, введенное впервые в работе fll], не устано­вилось однозначно в отечественной литературе. Эти же явления иногда…

Read More

ОСОБЕННОСТИ ДИНАМИКИ САМОЛЕТА ПРИ УПРАВЛЕНИИ ЭЛЕРОНАМИ И РУЛЕМ НАПРАВЛЕНИЯ

Рассмотрим кратко некоторые особенности динамики самолета при маневрах крена, выполняемых путем одновременных ступенчатых отклонений элеронов и руля направления. Более подробные данные по этому вопросу приведены в [11 ]. Особенности динамики самолета рассмотрим в зависимости от соотношения критических скоростей крена соа и сор самолета. Случай соа < сор. а) Отклонение руля направления против вращения. Для маневра крена, выполняемого из условий горизонтального полета, пример зависимости Атх (соД приведен на рис. 28.1. Особенности маневров крена с одновременным отклонением…

Read More

ОСНОВНЫЕ СВОЙСТВА ДВИЖЕНИЯ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОПЕРЕЧНОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА ПРИ ОДНОВРЕМЕННОМ УПРАВЛЕНИИ ЭЛЕРОНАМИ И РУЛЕМ НАПРАВЛЕНИЯ

Особенности постранственного движения самолета при отклонении руля направления обусловлены следующими фактора­ми. Во-первых, изменением эффективной устойчивости самолета по углу скольжения в зависимости от угловой скорости крена. Это приводит к возрастанию реакции самолета на отклонение руля направления по мере увеличения угловой скорости крена. Во — нторых, из-за действия гироскопического момента на самолет при отклонении руля направления одновременно с развитием угла скольжения происходит изменение и угла атаки. Эти эффекты Дополнительно усложняются изменением угловой скорости крена, обусловленным влиянием поперечной…

Read More

Динамики самолета при одновременном элеронами и рулем направления

В настоящей главе рассматриваются особенности пространствен­ного движения самолета при одновременном управлении элеронами рулем направления. Анализируется физическая картина движе­ния и выводятся условия устойчивости управляемого движения самолета при маневрах крена с одновременным отклонением руля наи давления. Маневры такого типа могут быть связаны как с со­знательными действиями летчика (отклонение руля направления для ускорения разворота по крену, выполнение правильной или неправильной бочки и т. д.), так и с ошибками пилотирования.

Read More

ПРИБЛИЖЕННЫЕ АНАЛИТИЧЕСКИЕ ОЦЕНКИ МАКСИМАЛЬНЫХ УГЛОВ СКОЛЬЖЕНИЯ ПРИ МАНЕВРАХ, СОПРОВОЖДАЮЩИХСЯ ЭНЕРГЕТИЧНЫМ КРЕНЕНИЕМ

Летные испытания и расчеты показывают, что нормаль­ные и боковые перегрузки, возникающие при маневрах крена могут достигать значительных величин. Как следует из анализа кривых статических решений и числен­ных расчетов переходных процессов, ступенчатое отклонение эле­ронов приводит к движению самолета с угловой скоростью кре­на, сопровождающемуся интенсивным развитием скольжения. Из­менение угла скольжения носит колебательный характер, иногда с большими перерегулированиями, что может быть опасным с точки зрения прочности самолета и воздействия боковых перегрузок на летчика. Особенно большие углы скольжения можно…

Read More

ОСОБЕННОСТИ ПРОДОЛЬНОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА ПРИ МАНЕВРАХ КРЕНА

Рассмотрим зависимость реакции самолета по углу атаки на отклонение стабилизатора от величины угловой скорости крена при маневре. Искомая связь между а и Дтг в установившем­ся движении определяется функцией Аа , формула для которой приведена в табл. 9.1. Сохраняя в соотношении для А™ только основные члены, в частности пренебрегая влиянием демпфирова­ния, получим приближенное выражение в виде Из соотношения (25.1) следует, что реакция самолета по углу атаки (по нормальной перегрузке) на отклонение стабилизатора, в первую очередь зависит…

Read More

ОСОБЕННОСТИ ПОПЕРЕЧНОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА ПРИ ОДНОВРЕМЕННОМ УПРАВЛЕНИИ ЭЛЕРОНАМИ И СТАБИЛИЗАТОРОМ

Известно, что характеристики поперечной управля­емости самолета, определяемые на основе использования линейных уравнений движения, зависят от угла атаки, на котором сбаланси­рован самолет [13]. В общем случае связь между отклонением элеронов и величиной угловой скорости крена является нелиней­ной и эта зависимость существенно различна для разных величин угла атаки. Управляемость самолета по крену при маневрах с большими значениями сот определяется рядом факторов, из кото­рых основными являются соотношение критических скоростей крена соа и озр и характер зависимости производной поперечной…

Read More
1 2 3