Характеристики управляемости продольного движения

Статическая управляемость и балансировка продольного движения. Ста­тическая управляемость продольного движения характеризуется значения­ми усилий на колонке штурвала и перемещениями колонки штурвала для выполнения маневра в вертикальной плоскости. Усилия и перемещения отсчитываются от определенных балансировочных усилий и перемещений, обеспечивающих равновесие моментов, действующих на самолет относи­тельно поперечной оси OZ. Режимы полета самолета, в которых можно считать действующие на самолет моменты уравновешенными, называются балансировочными — Условием статической балансировки самолета является равенство нулю результирующего момента тангажа MR. С учетом выра­жений (1.27), (1.34) и (1.46), пренебрегая влиянием динамических и внешнего моментов, а также моментом тангажа тяги, получим

Mr2 = Mz0 + Mza + Mzg_ + MZ(p = 0. (3.65)

В безразмерной форме с учетом того, что

Mza = Y(Xt-Xf) =сУа(Хт-Хг), (3.66)

выражение (3.65) можно записать следующим образом:

mz0 + сУа(Хт — XF) + т®*А8в + mg’ Дер = 0. (3.67)

Углы отклонения руля высоты 5В и стабилизатора ср, необходимые для балансировки самолета в данном режиме полета, называются балансиро­вочными. Их значения определяются из уравнения (3.67):

Различают два вида продольной балансировки: при постоянной скорос­ти и высоте полета и при постоянной нормальной (обычно равной единице) перегрузке, но изменяющейся скорости.

Балансировочная зависимость 5в(пу) показывает, на сколько градусов необходимо отклонить руль высоты для балансировки самолета в прямо­линейном горизонтальном установившемся полете при сохранении нор­мальной перегрузки n = I (рис. 3.4). Балансировочная кривая 5в(пу) для устойчивого по перегрузке самолета имеет отрицательный наклон.

Балансировочная зависимость 5B(V) показывает, на сколько градусов и в каком направлении необходимо отклонить руль высоты в процессе прямолинейного горизонтального разгона или торможения самолета на заданной высоте, чтобы сохранить нормальную перегрузку ny = I (рис. 3.5). Балансировочная кривая 8B(V) для устойчивого по перегрузке самолета имеет положительный наклон.

Рис. 3.5. Балансировочные зависимос­ти по скорости:

самолет; 2- устойчивый

самолет

Обычно установкой стабилизатора на угол ф осуществляется грубая балансировка самолета. Потребный угол установки стабилизатора выби­рают таким, чтобы расхода руля высоты было достаточно для точной продольной балансировки и управления продольным движением.

Потребные для балансировки самолета отклонения руля высоты, усилия и перемещения колонки штурвала количественно характеризуют статиче­скую продольную управляемость самолета. В качестве основных парамет­ров используются градиенты перемещения колонки штурвала по перегрузке х?’ и скорости хв, градиенты усилий на колонке штурвала по перегрузке PS’ и скорости Рв.

Р£* = ДР,/Дпу = хвуР;».

Градиент перемещения колонки штурвала по перегрузке х"’ показывает, на какую величину необходимо переместить колонку штурвала для измене­ния нормальной перегрузки на единицу:

Градиент усилий на штурвале по перемещению, показывающий, как изменяется усилие на штурвале при его перемещении на 1 мм,

РЬ. = ДРв/Дхв.

Градиент перемещения колонки штурвала по перегрузке — . Дх.

Дп„

У статически устойчивого самолета градиенты х£у и Рву должны быть отрицательными. Тогда для увеличения перегрузки Дпу >0 и балансировки самолета в новом режиме пилот должен отклонять колонку штурвала на себя Дх„ < 0 и прикладывать тянущие усилия ДР„ < 0, а для уменьшения перегрузку-наоборот. Такое управление будет нормальным, естественным для пилота. Если градиенты хву и PJy слишком велики по абсолютной величине, то самолет будет тяжел в управлении при выполнении интенсив­ного маневра. Если же хїу и Р, у очень малы, то самолет будет строгим в управлении и возможны непроизвольный вывод самолета на недопустимо большие перегрузки или раскачка самолета.

Аналогичным образом определяются градиенты перемещения колонки штурвала по скорости хв и усилия на колонке штурвала по скорости РУ. Требуется, чтобы хв > 0 и РУ > 0. Тогда для увеличения скорости (AV > 0) и балансировки самолета в новом режиме пилот должен отклонить колонку штурвала от себя (Дхв > 0) и прикладывать толкающие усилия (ДРВ > 0). Такой характер воздействия на колонку штурвала является нормальным, естественным для пилота.

Пример 2. Рассчитать градиенты перемещений и усилий на колонке штурвала для исходных данных примера 1. В начале полета из графика mB* = f(M) имеем т5. _ ^ 0,0135. Для создания прироста перегрузки Дпу = 1 отклонение руля высоты = — cv an/mf‘ = — 25,9°. Тогда х"у = 5ву/кшв = — 231 мм, где кшв = 0,112; Р"> = х;>Р% + Р0 = 318 Н, где Р!« = 1,2 Н/мм, Р0 = 40 Н. ’ ‘

В конце полета mf* = — 0,0115, 6”у = 9,05, х£у = — 81 мм. Р^у = 137 Н.

Таким образом, характеристики управляемости самолета меняются в зависи­мости от режима полета в довольно широких пределах: х, у от — 231 до — 81 мм, Р^у от 318 до 137 Н.

Динамическая управляемость продольного движения. Хорошие стати­ческие характеристики продольной управляемости самолета еще не гаран­тируют хорошего качества процесса управления, так как пилоту важен сам характер изменения перегрузки во времени. Исследование реакции само­лета на ступенчатое отклонение руля высоты дает объективную оценку динамической управляемости продольного движения. Теоретические и экспериментальные исследования продольного короткопериодического движения по перегрузке показывают, что оно с достаточной точностью может быть описано в виде скачкообразной затухающей синусоиды

г СО і ■

An (I) = (ДпУа)уст 1 — — e~h’‘tsm(vIH-cp;ya) , (3.76)

8 Е vk J

где (Дпу )уст — установившееся значение перегрузки; мг-частота недемпфированных ‘ продольных короткопериодических колебаний; <р”уа- фазовый угол сдвига.

Выражение (3.76) описывает скач­кообразный колебательный затухаю­щий процесс (рис. 3.6). В начальный момент времени 1 = 0, Дпу = 0. При I > 0 перегрузка устремляется к но­вому значению Апу уст и достигает сначала максимального значения

Ауатах >

ски затухать, определяясь сомножи­телем —е v«

интенсивнее ее затухание.

На основе выражения (3.76) опре­деляют основные показатели динами­ческой управляемости самолета в продольном движении, по которым оценивают качество переходного процесса. .

Время срабатывания t"„ минимальный промежуток времени, по исте­чении которого величина Дпу достигнет значения Дпу уст.

Время затухания собственных продольных короткопериодических ко­лебаний по перегрузке промежуток времени, по истечении которого от­клонение перегрузки Ап„ будет отличаться от ее установившегося значения Дпу уст не более, чем наа5%.

Относительное превышение перегрузки при достижении своего первого максимального значения

Основные показатели статической и динамической управляемости само­лета нормируются нормами ЕНЛГС. Например, градиенты Р"у и хїу не должны превышать 100 Н и 50 мм соответственно, время срабатывания t 4 с, а относительное превышение перегрузки Апу ^ 0,3.