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 и изменять вероятность реализации режимов инерционного враще­ния, что заставляет специально исследовать этот вопрос. Следует отметить, что вообще воздействие на самолет момента рыскания обычно приводит к вращению самолета по крену, однако угловые скорости в этом случае невелики (т. е. меньше первой критической скорости крена). В режиме инерционного вращения движение самолета происходит с угловыми скоростями, большими критиче­ских скоростей, т. е. значительно большими, чем обычно вызы­ваемые моментом рыскания.

Анализ условий существования режимов инерционного вра­щения начнем со случая, когда зависимость момента поперечной устойчивости от угла атаки может быть приближенно представлена в виде (29.10).

Условие существования особой точки уравнений движения са­молета при (ох Ф 0 и Д/тг* = 0 в случае, когда т*р <0 и га*0 — О, состоит в выполнении в окрестности этой точки неравенства, ко­торое является приближенным условием того, что поперечная устойчивость самолета способствует развитию крена:

^стРст СО* 0. (30.1)

Неравенство (30.1) выполняется, когда аст и рст имеют разные знаки. Воспользовавшись формулами из табл. 9.1, выпишем выра­жения для аст и рст для маневра крена самолета, сбалансирован-

Соотношения (30.2) и (30.3) необходимо рассматривать при угловых скоростях крена, вблизи второй критической скорости. Функции асг и (Зст [(30.2) и (30.3) ], зависящие от а0 и Ату, при приближении к критическим скоростям терпят разрыв и изме­няют знак. Аналогичными свойствами обладали эти зависимости, когда рассматривалась только продольная балансировка самолета в режимах инерционного вращения. В связи с этим все получен­ные в § 29 свойства особых точек при Дга* — 0, со* Ф 0 сохра­няются и в рассматриваемом случае, а именно: устойчивые особые

точки при Дга* = 0 и со* Ф 0 возможны только в окрестности второй критической скорости и, если они существуют, то их

всегда две, отличающиеся величинами ссст (со*) и рст (со*). Легко видеть, что границами областей, отличающихся знаком неравен­ства (ЗОЛ), в координатах а0, Дту являются прямые

— 0, рст = 0.

Вид областей, построенных в координатах параметров управ­ления в продольном и боковом движениях (сб0, Дга,), обладающих тем свойством, что в них существуют устойчивые особые точки, соответствующие движению крена самолета при приведенных в нейтральное положение элеронах, зависит от соотношения между

величинами критических угловых скоростей крена самолета соа

И С0р.

Рассмотрим случай, характерный для полета на дозвуковых скоростях, когда сор > соа. Будем для определенности считать,

что со* > 0. Тогда из выражений (30.2) и (30.3) следует, что коэффициенты при а0 в обоих выражениях положительны, а при Дthy — отрицательны. Пример таких областей приведен в табл. ЗОЛ, а. Область параметров, при которых ссС1 и |3СТ имеют разные

режимы инерционного вращения при действии моментов ЬСК I ИЯ

Таблица 30.1 Области значений параметров управления agAra^, при которых возможен режим инерционного вращения —————— тх<0 (т%л-0) т т?<0, (т*„ =0) к т? л>0(т£о’ЇЇ Л / 0(5 і л>> _ 0(61 /у — — — ~А 0 АтуЩпых а) 0 6iriySignb>x В) Л Х 0 signo)xArr>y Ъ) «ІЛ , , Affysignux 0(51 ДгпцБідпйх «г sign (дх Ат у 6) 0 г) ff о) возможно Инерционное Вращение невозможно

знаки и, в связи с этим, возможна потеря управляемости самолета элеронами, в табл. ЗОЛ заштрихована. Из рисунка можно сделать вывод, что эта область не охватывает прямую Ату = 0, соответ­ствующую движению самолета при нейтральном положении руля направления. Сама область, в которой возможна потеря управляе­мости самолета элеронами, весьма узка и необходимо достаточно точное соответствие между а0 и Ату, чтобы при приведении эле­ронов в нейтральное положение, самолет не прекратил вращения. Отсюда, в частности, можно сделать весьма важный вывод о том,

что при сор >> (оа самолет практически всегда сохраняет управляе­мость элеронами, даже в том случае, когда руль направления во все время маневра отклонен и в конце маневра не приводится в нейтральное положение либо на самолет действует момент рыска­ния другой природы.

Перейдем к анализу движения самолета в окрестности второй критической скорости крена при соотношении критических ско­ростей соа сор. В этом случае, прямые аст = 0 и рст = 0 рас­полагаются во II и IV квадрантах (табл. 30.1,6). Из рисунка в табл. 30.1, б видно^ что для соотношения критических скоростей

крена, когда соа > сор, картина существенно иная, чем было при другом знаке неравенства. Область, в которой возможна потеря

9 Бюшгенс Г. С.

управляемости самолета, теперь охватывает целиком I и III и большую часть II и IV квадрантов и практически при всех соче­таниях а0 и Дпри маневрах крена, сопровождающихся раз­витием угловой скорости крена, близкой по величине ко второй критической, самолет может потерять управляемость элеронами (при значениях а0 и Дт из заштрихованной области в табл. 30.1).

Для более полного представления рассмотрим случай, когда поперечная устойчивость самолета не зависит от угла атаки, т. е.

га*р = 0 (т1*о < О). Условием потери управляемости, как и ра­нее, является такое действие поперечной устойчивости на движе­ние самолета, которое способствует развитию угловой скорости

крена самолета. При со* > 0 для этого должно выполняться не­равенство

Рст < 0. (30.5)

Используя соотношение (30.5), легко построить границы об­ластей как для случая со^ соа, так и для со^ > соа, выделяю­щие значения параметров управления (а0, Дту)9 при которых возможна реализация режимов инерционного вращения самолета. Примеры областей графически изображены в табл. ЗОЛ, д, е. Характерной особенностью движения самолета, обладающего по­перечной устойчивостью не зависящей от угла атаки, является то, что при Дtnv = 0 попадание самолета в режим инерционного вра­щения с сох > со2 крит независимо от соотношения между крити­ческими угловыми скоростями оа и сор возможно только при ма­неврах крена самолета, сбалансированного на отрицательном угле

атаки. Особые точки при Дтх = 0 и со* Ф 0 существуют и при

сох < со2 крит и соответствующие условия балансировки, при ко­торых они могут реализоваться, приведены в табл. 30.1, д, е. Однако, как отмечалось в § 29, эти особые точки имеют малую область притяжения, и реализация движения в их окрестности практически маловероятна.

Наконец, если параметры самолета таковы, что т^ > О

— R ^

и трхо не очень велико, условие потери управляемости самолета элеронами при больших скоростях крена записывается аналогично выражению (30.1), только знак неравенства необходимо изменить на противоположный:

«стРст > 0 (ю. г > 0). (30.6)

Очевидно, что в этом случае границы областей совпадают с по­строенными на рисунках в табл. 30.1, а, б, только теперь заштри­хованы те обпасти, где ранее штриховки не было (табл. ЗОЛ, в, г).

Из этих рисунков следует, что в случае, когда > 0, т. е.

имеет знак, противоположный обычному для дозвуковых скоро­стей полета, с точки зрения управляемости самолета элеронами при угловых скоростях крена, превышающих величину второй

критической сог > со2криТ, соотношение со,5 соа является не­благоприятным. В случае, когда га*о > 0, возможно попадание самолета в режим инерционного вращения при а0 > 0. Последние

два случая, когда га* 0 >0 и > 0, представляют скорее тео­ретический интерес, так как самолет с такими характеристиками обычно неприемлем по характеристикам управляемости для малых угловых скоростей крена.

На основе условий существования режимов инерционного вра­щения, приведенных в § 29 и в настоящем параграфе, можно на плоскости Я, М приближенно выделить области условий полета самолета, в которых можно ожидать попадание в режим инерцион­ного вращения. Для современных маневренных самолетов на до­звуковых скоростях полета характерна существенная зависимость момента поперечной устойчивости от угла атаки. При таких аэродинамических характеристиках самолета, как было получено ранее, условием существования режимов инерционного вращения является наличие критических скоростей крена и выполнение не­равенства сор соа. В случае, если это неравенство не выполняет­ся — режим инерционного вращения отсутствует.

В случае, если неравенство оэр соа выполняется, то на пло­скости Я, М можно выделить область, в которой возможна реали­зация режимов инерционного вращения (см. рис. 29.1). На этом рисунке отмечены точки Я, М, в которых при выполнении специ­альных летных испытаний сверхзвукового маневренного самолета реализовывались режимы инерционного вращения. Следует, од­нако, отметить, что неравенство сор соа является нетипичным для дозвуковых скоростей полета, и обычно характеристики само­летов не удовлетворяют этому условию. Летные испытания манев­ренного самолета, у которого сор > соа, на дозвуковых скоростях полета подтвердили отсутствие режимов инерционного вращения во всем эксплуатационном диапазоне высот и чисел М полета.

На сверхзвуковых скоростях полета коэффициент поперечной

устойчивости га* обычно практически не зависит от угла атаки, демпфирование движения мало и критические скорости крена суще­ствуют. При этих условиях режимы инерционного вращениямогут реализовываться при выполнении маневров крена из условий исход­ной балансировки на отрицательном угле атаки. Поскольку на сверхзвуковых скоростях полета существенно уменьшается эф­фективность элеронов, то такие режимы движения можно ожи­дать только при полете на достаточно больших числах М, когда

величина критической скорости сор мала (см. рис. 29.1). Естественно»
вероятность реализации в эксплуатации таких режимов на сверх — звуковых скоростях полета мала, так как на этих режимах пило­тирование на отрицательных углах атаки маловероятно.

превышающей значения второй критической, происходят суще­ственные изменения характеристик управляемости самолета, ко­торые дезориентируют летчика и затрудняют принятие им правиль­ных решений и выполнение правильных действий. Такие быстрые вращения самолета по крену могут быть связаны либо с сознатель­ным выполнением летчиком энергичного маневра, либо обуслов­лены попаданием самолета в режим инерционного вращения.

Рассмотрим в чем заключаются изменения характеристик уп­равляемости самолета при вращении с большими угловыми ско­ростями и чем они обусловлены. В гл. 7 при рассмотрении харак­теристик управляемости самолета было показано, что приближен­ная зависимость установившегося значения угла атаки при откло­нении стабилизатора имеет вид

(31.1)

Из этого соотношения следует, что при | со* | > соа реакция са­молета по углу атаки (нормальной перегрузке) на отклонение стабилизатора (Ага,) изменяется на обратную. Аналогичными свой­ствами обладает движение по рысканию при отклонении руля направления в процессе быстрого вращения самолета. Соответ­ствующая приближенная зависимость между Ату и р имеет вид (см. гл. 8)

(31.2)

Необходимо отметить, что в обоих случаях реакция самолета по угловым скоростям coz и со,, на отклонение органов управления (Атгъ Ату) сохраняется правильной и при со* > шах (соа, сор). Действительно, из соотношений, приведенных в табл. 9.1, следует,

аналогично для со, у

В выражениях (31.3) и (31.4) в числителях стоят знакопостоян­ные, возрастающие по coK функции, а знаменатель Л0 (о)х) имеет положительный знак вне интервала критических скоростей крена. Таким ^образом, при вращении самолета с угловой скоростью

крена со*., большей второй критической, в частности, если это врашрние вызвано попаданием в режим инерционного вращения, происходит обращение знака реакции самолета по нормальной и боковой перегрузкам на отклонения соответственно стабилиза­тора и руля направления при сохранении нормальной реакции самолета по угловым скоростям на отклонение органов управле­ния. Следует отметить, что эти свойства изменения характеристик управляемости самолета при угловых скоростях вращения, боль­ших критической, были получены и в случае, когда критические скорости крена самолета равны между собой. Рассмотрим, как можно качественно объяснить такое изменение свойств управляе­мого движения самолета.

Движение самолета при маневрах с большими угловыми ско­ростями крена определяется тремя основными факторами:

1) кинематической связью между углами атаки и скольжения при крене;

2) возрастанием углов а, (3, обусловленным действием инер­ционных моментов;

3) изменением угловой скорости вращения под действием момента поперечной устойчивости при изменении угла скольжения и угла атаки.

Рассмотрим приближенную физическую картину движения самолета, вращающегося с угловой скоростью крена, превыша­ющей величину второй критической, при приведении элеронов в нейтральное положение. Как отмечалось ранее, балансировка самолета в режиме инерционного вращения может осуществляться как на положительных, так и на отрицательных углах атаки. Рассмотрим движение самолета, который в процессе вращения сбалансировался на положительном угле атаки.

Вращение самолета с со* > со2крит вначале поддерживается моментом крена от элеронов (рис. 31.1). При приведении элеронов

в нейтральное положение угловая скорость крена начинает умень­шаться, что вызывает развитие угла скольжения (рис. 31.1, а). Поскольку производная момента поперечной устойчивости при аст > 0 отрицательная, развитие такого угла скольжения при­водит к появлению момента т*р, стремящегося сохранить враще­ние. Приближение угловой скорости крена к критической вели­чине приводит к уменьшению устойчивости самолета по рыска­нию и более энергичному развитию угла скольжения, который при достаточной величине поперечного момента самолета может привести к сохранению угловой скорости вращения самолета практически неизменной при приведении элеронов в нейтраль, т. е. к реализации режима инерционного вращения.

Аналогично развивается движение в случае, если враща­ющийся самолет при ох > со2крит балансируется на отрицатель­ном угле атаки (рис. 31,1, б). Момент поперечной устойчивости

Рис. 31.1. Упрощенное представление развития движения при приведении эЛе’ ронов В нейтральное положение ИЗ условий движения С (Од; > 6>2крит): л — движение с балансировкой на >0; б — движение? с балансировкой на а$ ^ ^

263

при таких углах атаки становится положительным. В этом случае приведение элеронов в нейтральное положение вызывает появле­ние угла скольжения, которое при т* > 0 способствует сохране­нию угловой скорости крена.

Из приведенного качественного объяснения физических при­чин сохранения вращения и особенностей изменения углов атаки и скольжения при продольном и путевом управлении можно сформулировать правила пилотирования для вывода самолета из режима инерционного вращения, которые нашли хорошее под­тверждение в летных испытаниях. При выводе самолета из инер­ционного вращения в первую очередь необходимо вывести самолет на малые углы атаки, где обычно мала степень его поперечной устойчивости. Для этого необходимо отклонить стабилизатор то перегрузке», т. е. как бы стремясь увеличить уже существу­ющую перегрузку. Это в силу обращенной реакции самолета на отклонение стабилизатора приведет к уменьшению угла атаки, после чего обычными действиями элеронов прекращается вращение и самолет выводится из режима инерционного вращения.

Рассмотрим некоторые примеры движения самолета при по­падании в режимы инерционного вращения, полученные при спе­циальных летных испытаниях. На рис. 31.2 приведены примеры переходных процессов по основным параметрам движения, полу­ченные в летных испытаниях самолета, который был введен в ре­жим инерционного вращения на дозвуковой скорости полета и успешно выведен из этого режима благодаря правильным дей­ствиям летчика. Как было показано ранее, условием попадания самолета в режим инерционного вращения является выполнение

неравенства сор соа, которое обычно на дозвуковых скоростях не выполняется. В рассматриваемом случае это условие удовлетво­рялось в связи с тем, что испытываемый самолет не имел бустер — ного управления в канале руля направления, и под действием шарнирного момента руль направления начинал флюгировать по потоку. Вследствие этого, эффективная путевая устойчивость самолета существенно уменьшилась, что привело к выполнению

неравенств сор < соа. Рассмотрим развитие движения и действия летчика в этом полете. В момент времени t = 3 с летчик из уста­новившегося горизонтального полета отклонил элероны и руль направления против вращения. Отклонение руля направления против вращения привело к уменьшению нормальной перегрузки и некоторому уменьшению угловой скорости крена. Из зависи­мости от времени усилий на педалях видно, что летчик для от­клонения руля направления вынужден прикладывать усилия, борясь с шарнирным моментом на руле направления (знаки Рн и бн одинаковые). Однако при t = 4,5 с шарнирный момент на руле направления, вызванный развитием скольжения самолета,

}же сам отклоняет руль направления и летчик пытается его удер — жать (знаки Ри и 8И разные), но ему это сделать не удается. При / 5 с угол атаки уменьшается до нуля, вследствие чего умень­

шается величина | т* (а) |, и момент от элеронов «раскручивает» самолет до большой величины со*, что приводит к дополнительному развитию отрицательной перегрузки. Стремясь скомпенсировать развитие отрицательной перегрузки, летчик при t = 5,8 с берет ручку управления на себя, что вследствие обращенной реакции по нормальной перегрузке при сох > со2крит только ухудшает условия движения, приводя к дополнительному развитию отри­цательной нормальной перегрузки (до пу = —2,8).

Приведение элеронов в нейтральное положение приблизи­тельно при t = 6,5 с не ликвидирует вращения, которое поддер­живается одновременным воздействием на самолет угла скольже­ния и момента крена от флюгирующего руля направления. Вра­щение прекращается только при отдаче ручки управления от себя при t = 10 с, что приводит к уменьшению пу и уменьшению под­кручивающего момента т*р. В момент времени t — 11,5 с летчик останавливает флюгирующий руль направления, и самолет вы­ходит из режима инерционного вращения, сделав в общей слож­ности три оборота вокруг продольной оси. Полученное в полете движение самолета сопровождалось его торможением и уменьше­нием скорости (на рисунке не показано), что оказывало определен­ное количественное влияние на параметры движения, не изменяя его качественной картины.

Аналогично выглядит запись другого полета этого же само­лета, приведенная на рис. 31.3. После отклонения элеронов и руля направления против вращения самолет вышел на отрица­тельную перегрузку, сопровождающуюся развитием угла сколь­жения. Шарнирный аэродинамический момент, действующий на руль направления, привел к его флюгированию, что видно из сопоставления зависимостей р (t) и 8Н (t) (факт флюгирования руля определяется соответствием соотношений усилий на педалях и отклонением руля направления, которые на данном рисунке не приведены). Попытка летчика увеличить перегрузку до поло­жительного значения взятием ручки управления на себя усугу­била развитие отрицательной перегрузки вследствие обращенной реакции самолета. Выход из инерционного вращения произошел после отдачи ручки управления от себя.

Все рассмотренные маневры выполнялись при начальной балансировке самолета на положительной перегрузке и приводили к его переходу на отрицательную перегрузку.

На рис. 31.4 приведен пример записи переходных процессов, полученных в летных испытаниях, выполнявшихся на сверхзву­ковых скоростях полета при начальной перегрузке, близкой

к нулю. После отклонения элеронов при t = 15 с самолет начал медленно раскручиваться по крену и достиг угловой скорости (Од. ^ 3,5 рад/с при t — 21 с. В процессе движения нормальная и боковая перегрузки самолета начали возрастать. Чтобы не до-

Рис. 31.5. Пример записи изменений параметров движения самолета, иллюстри­рующих сохранение нормальной управляемости самолета по крену, несмотря на быстрое вращение (дозвуковые скорости полета) (Я ^ 11,5 км, М = 0,8)

пустить развития нормальной перегрузки пу >0 и удержать ее около нулевого значения летчик отклонил ручку управления от себя, что привело к резкому увеличению нормальной пере­грузки. В момент t = 22 с летчик отпустил педали и руль направ­ления стал флюгировать по потоку, что привело к дополнитель­ному уменьшению критической скорости рыскания самолета. Отклонение элеронов против вращения не остановило вращение

самолета по крену. После отклонения стабилизатора по перегрузке нормальная перегрузка самолета начала уменьшаться. Только после приведения элеронов в нейтральное положение, а стабили­затора в положение, соответствующее взятию ручки управления на себя, летчику удалось зафиксировать педали и вывести само­лет из режима вращения.

В том случае, когда неравенство co,5 соа не выполняется, самолет может быть выведен на угловые скорости крена, превы­шающие вторую критическую, но при приведении элеронов в ней­тральное положение прекращает вращение, т. е. режимы инер­ционного вращения не существуют. Пример такого движения, полученный в летных испытаниях, приведен на рис. 31.5. Маневр выполнялся на дозвуковой скорости полета с перегрузкой пу 1 путем отклонения элеронов и руля направления «против враще­ния», и дальнейшее развитие движения происходило по описанной схеме и сопровождалось выходом на большие угловые скорости крена и отрицательные значения перегрузки. Приведение руля направления и элеронов в нейтральное положение достаточно быстро ликвидирует вращение.

На рис. 29.1 построены области режимов полета с нанесенными на них зонами, в которых возможно попадание в режим инер­ционного вращения для самолета, записи процессов пилотирова­ния которого были приведены на рис. 31.2, 31.3. Там же нанесены некоторые точки, в которых выполнялись летные испытания. Видно, что соответствие летных испытаний и расчетных оценок областей, где возможны режимы инерционного вращения, удо­влетворительное, что подтверждает правильность аэродинамиче­ской и динамической моделей движения самолета, на использова­нии которой были основаны исследования.

Следует отметить, что в ряде случаев на области, где возможна реализация режимов инерционного вращения, может существенно

влиять момент, обусловленный производной действие ко-

торой на вращающийся самолет аналогично воздействию управ­ляющего момента рыскания. Для построения более точных обла­стей, где возможны режимы инерционного вращения, необходим анализ полных условий установившегося вращения и определение режимов полета, где ВОЗМОЖНО движение С (О* > С02 Крит ПРИ бэ = 0.