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 установившемся движении подынтегральное выражение в (35.1) будет равно нулю:

пуб = КХр или «С = (35.2)

• /Z..

При этом в уравнениях (34.4) величина а = аб, а величина отктонения стабилизатора <р, которая обеспечивает данное зна­чение аб, становится новой неизвестной. Будем считать, что дат­чик перегрузки находится в центре масс самолета, тогда (при

Кф = 0)

о

toy “I — ^Р = — аС)(°х] (35.3)

M-z г(о2 А(охи)д -|- УИфф — — Мго^б,

Мyytoy — j — Btoxtoz = 0;

м% + мУих + =о.

Решения ДЛЯ Р, ф имеют следующий вид:

где Ао = (Му + Вазі) ( М“ + Аа>1) + “2ю*;

Азсу у = — J — В(Од.

Значения <аи, со* могут быть выражены из первых двух урав нений (35.3).

Пространственное Движение самолета с астатическими СУУ 295

Решения (35.4) для установившихся значений параметров

(Ї, Ф при сох = (Op = V—М^/В имеют разрыв. Критическая скорость крена по тангажу исчезает. Это можно объяснить тем, что действие рассматриваемо^ астатической системы, обеспечива­ющей постоянство пу при Хр = const в процессе маневра, экви­валентно в некотором смысле при установившемся движении бесконечно большому возрастанию запаса продольной устойчи­вости, а следовательно, и критической скорости соа. В связи с этим при исследовании динамики самолета с перегрузочным АП У могут быть эффективно использованы результаты пятой главы. Отметим, что из выражений (35.4) следует важный вывод, что при использовании перегрузочного АПУ всегда существует критиче­ская угловая скорость сор, даже если исходный самолет без СУУ не имел критических угловых скоростей. Как видно из (35.4), статические решения не зависят от коэффициентов функционала

(35.1) kn, kn/p. При выборе этих коэффициентов следует исхо­дить из условия обеспечения динамической устойчивости и желае­мого качества переходных процессов.

Если датчик перегрузки вынесен из центра масс самолета, то перегрузочный АПУ будет сохранять постоянной величину пуп

(34.3) , т. е. с точностью до членов второго порядка малости будет выполняться следующая связь между а и и>у:

Н—тг = wх “Ь (35.5)

S б

Уравнение (35.5) в сочетании с системой уравнений (34.4) образуют систему из шести уравнений, где ф является шестым неизвестным. Определитель этой системы

Лосуу = пау (А? Р + Всої) — ~ сої (Щ + Bcol — BYaZр)

занная с чувствительностью датчика перегрузки к угловой ско­рости. Угол атаки при выносе датчика из центра масс будет при маневре крена изменяться в зависимости от угловой скорости крена:

Из этого соотношения следует, что установка датчика перегрузки перед ЦМ самолета (xg > 0, уё — 0) приводит к увеличению нормальной перегрузки (угла атаки) из-за работы перегрузочного АПУ по сравнению со случаем, установки датчика в ЦМ.

Рассмотрим зависимость бЭвСТ (со*), считая для простоты ана­лиза, что хД1= уд — 0:

м°’х

1 х

л?6э

X

Угловая скорость крена, при которой бэ#ст (со*) = 0, выра­жается следующим образом:

2 2 щ м;у

^х ин — m

м™хв

При аб > 0 сОх тї < сор имеет место «кажущаяся» потеря эффективности элеронов. При аб <0, со|ин > со| — возможен

«подхват» самолета по крену при условии, что М^х < 0. В неко­тором диапазоне величин 6Э при превышении критического угла отклонения элеронов в случае существования подхвата не суще­ствует устойчивого установившегося режима вращения самолета, а движение будет апериодически неустойчиво по углу атаки и углу отклонения стабилизатора (такой результат связан с линей­ной постановкой задачи).

На рис. 35.1 приведены примеры зависимости Мх (сох) на до­звуковом режиме полета при аб>0и аб < 0 для самолета с пере­грузочным АПУ. На рис. 35.2 приведен пример расчета динамики самолета при медленном отклонении элеронов для случаев аб > 0 и аб <0. Как видно из приведенных примеров расчетов динамики

самолета при аб<0, потеря устойчивости сопровождается резким возрастанием вели­чины отклонения стабилиза­тора. Таким образом, в этом случае существенным станет ограниченность отклонения стабилизатора, которая во всех приведенных ранее рас-

Рис. 35.1. Зависимость ЛМх (соЛ) для самолета с астатическим пере­грузочным АПУ

297

Рис. 35.2. Пример расчета изменений параметров движения самолета с перегру­зочным АПУ при медленном отклонении элеронов (М < 1, аб < 0): а — сс^ > 0; б — <0

суждениях не учитывалась. Влияние ограниченности откло­нения органов управления на динамику пространственного движе­ния самолета будет рассмотрена в следующем параграфе.

Рассмотрим динамику самолета с гироскопическим астатиче­ским автоматом продольного управления [13]:

t

Ф = К (<°z — KXp)+kо J К — КХР) dt (35.6)

о

При установившемся движении величина coz будет сохра­няться постоянной при различных значениях угловой скорости крена при условии, что ручка управления по тангажу сохраня­ет неизменное положение,

согб ~ КХР.

Так же как и в случае перегрузочного АПУ статические ре­шения определяются системой уравнений (34.4), в которой сог = = о)гб, а ф— является неизвестной величиной.

Уа& + — 0)2бї

сву + асо* — f — ZPp = 0;

Alfa — Лсо^со^ + Mfф = — М“гМгС; (35.7)

Щ$ +

-Щ Щч»х + М>5э = 0

(в уравнениях (35.7) принято, что Кф = Z°H = 0).

Решения системы (35.7) не имеют особенностей, так как ее определитель, равный >40СуУ, при всех значениях отличен от

нуля. Так, например, решения для а, |3, ф имеют следующий вид:

“2б (м %+ви>1).

® =——— а~————- •

л0 СУУ

где і4осуу = YaMy -f — Муу&хт

В режиме горизонтального полета величина со2С) = 0, это условие может быть получено, если в уравнениях (34.4) учесть гравитационные члены, которые существенны для определения балансировочных значений параметров движения в установив­шемся режиме полета. При го2б = 0 (KXV = 0) решения (35.8) равны нулю при всех значениях угловой скорости крена. Такой результат связан с особенностью функционирования гироскопи­ческого АПУ. Решения (35.8) следует понимать как средние зна­чения параметров а, р и ф при установившемся вращении по крену самолета с гироскопическим АПУ. Углы атаки, скольже­ния и величина ф в этом случае будут колебаться относительно значений (35.8) с некоторой амплитудой, зависящей от величины угловой скорости крена, с частотой со0 = со*. Это обусловлено влиянием силы тяжести, которая будет искривлять траекторию полета вращающегося самолета. Для того, чтобы учесть этот эф­фект в уравнениях, описывающих пространственное движение самолета относительно центра масс, должны быть сохранены гра­витационные члены — у — cos у, — у — sin у. Для того, чтобы получить

приближенные решения этих уравнений, сделаем предположение, что угол скольжения у самолета равен тождественно нулю, это позволяет понизить порядок системы уравнений. Устранить угол скольжения может стремиться сам летчик или автомат повышения путевой устойчивости.

Если считать, что коэффициенты kw и в гироскопическом АПУ обеспечивают устойчивость и выбраны достаточно боль­шими, так что колебаниями величины угловой скорости тангажа іог можно пренебречь, то приближенное решение для угла атаки будет определяться следующим уравнением:

d = — Yaa -j — — у — cos соЛ/, (35.9)

а величина q> будет определяться из условия сбалансированности

самолета по моменту ср = —М%а/М®.

Решение уравнения (35.9) при начальных условиях а = ссб =

g

= —щ=- имеет следующий вид:

-^yq^fe vv + л>2cosy — f Vsinvl, (35.10)

yrCt

где v ———; у =соЛ./.

[ Переходной процесс по углу атаки существенно зависит от соотношения величин Vа и сох. При энергичных маневрах по крену,

когда сох Vа, амплитуда колебаний мала и колебательной со­ставляющей в решении можно пренебречь, в этом случае решение

определяется апериодической составляющей а = ссбе~1а* .

Величина Vа, как правило, мала особенно на больших скоро­стях полета, поэтому при энергичных маневрах время выполнения одной «бочки» обычно существенно меньше характерного времени

переходного процесса по углу атаки, Т MYa. Из этого следует, что при быстрых кратковременных маневрах угол атаки будет изменяться незначительно. При относительно медленных враще­ниях cov. ~ Ya следует учитывать колебательную составляющую в решении (35.10) и она может быть достаточно велика. На рис. 35.3

приведены решения для различных соотношений Ya и озх в за­висимости от угла крена у.

Возможность реализации рассмотренных ранее статических решений определяется как эффективностью органов управления,

так и устойчивостью движения самолета в окрестности устано­вившегося движения (устойчивостью в малом). Для исследования этой устойчивости движения самолета уравнения, описывающие динамическую систему самолет +СУУ, линеаризуются относи­тельно параметров установившегося движения. Характеристиче­ское уравнение, полученное на основе этих уравнений, анализи­руется или посредством критерия Рауса—Гурвица, или путем определения его корней. Поскольку порядок характеристического уравнения зависит от вида функционала СУУ, наличия низко­частотных и высокочастотных фильтров, и, как правило, он до­статочно велик, то исследование устойчивости движения целе­сообразно проводить с использованием ЦВМ. Естественно, что и неравенства, определяющие условия устойчивости по критериям Рауса—Гурвица имеют очень сложный вид. Исключением яв­ляется выражение для свободного члена характеристического уравнения. Можно показать, что для рассмотренных ранее функ­ционалов СУУ свободный член характеристического уравнения В0 записывается следующим образом:

Отметим, что выражение (35.11) по своей структуре совпадает с выражением для свободного члена характеристического уравне­ния для случая самолета без СУУ (см. гл. 3).

органов управления при функционировании продольного и путе­вого каналов системы управления могут стать достаточно боль­шими и достигать предельных значений. Рассмотрим, какие изме­нения в пространственное движение самолета вносит ограничение ходов отклонения органов управления от СУУ.

Начнем рассмотрение с демпферов колебаний и статических автоматов повышения устойчивости. Для простоты будем рассма­тривать функционалы, в которых произведен приближенный пере­ход от сигналов перегрузок к величинам углов атаки и сколь­жения:

Фа вт — КХр kccCC

б и. а вт === к(йу(ду.

Поскольку величина отклонения органа управления б (ф или бн) при функционировании СУУ ограничена, то между отклоне­нием органа управления и сигналом (36.1) или (36.2), который формируется в системе управления, существует следующая связь:

Для расчета установившихся значений параметров простран­ственного движения самолета с СУУ в продольном и путевом каналах управления с учетом ограниченности отклонения органов управления, как и в предыдущих параграфах, воспользуемся системой уравнений относительно а, (3, со2, со/у, 60, где сох рас­сматривается в качестве параметра. При этом необходимо учиты­вать функционалы (36.1) и (36.2), а также условия (36.3):

Здесь Фф, Фн — нелинейные функции с зонами насыщения (36.3).

Существенным отличием системы уравнений (36.4) от рас­сматриваемых ранее является наличие в ней нелинейных функций Фф и Фн, которые возникают из-за ограниченности отклонения органов управления. Наличие такого рода нелинейностей в си­стеме уравнений (36.4) может приводить к существованию не­скольких различных установившихся режимов пространствехшого движения с различными параметрами аст, |3СТ, toycT, coZCT, 6d. CT при одном и том же значении угловой скорости крена orv.

Таким образом, решения уравнений (36.4) уже не являются однозначными функциями параметра со*, как это было в случае, когда ограничения на отклонения органов управления отсут­ствовали.

Проанализируем различные ситуации, которые могут воз­никнуть при функционировании СУУ.

Если значения фавт и 6н. авт не превышают ограничений (случай I из условий (36.3)), то система уравнений (36.4) может быть преобразована к эквивалентной линейной системе уравне­ний, содержащей приведенные значения коэффициентов демпфи­рования УИ“|, Myg и запасов устойчивости Этот слу­

чай аналогичен случаю, когда отсутствуют ограничения и пара­метры пространственного движения определяются системой урав­нений (34.5). Решения системы уравнений (34.5) являются одно­временно решениями исходной нелинейной системы уравнений

(36.4) только при тех значениях угловой скорости крена, при которых выполняются неравенства,

Возможна другая ситуация, когда один из органов управле­ния находится на ограничении, например, руль направления: 6„.авт> битах И 8н = 8нтах (случай II ИЗ УСЛОВИЙ (36.3)). В этом случае система уравнений (36.4) может быть заменена дру­гой линейной системой уравнений

(1 — ^Г2) мг — |о* — = Y*KXP;

(йу — j — Ш0Х у z^ji -— — Z н6н max»

Мс’а + /И“2(ог — Лео*©j, = —~ШКХР,

А1“ = м?+r“ = y* + Y, pka;

Ж: = Жг V ЖК — = 7*кы .

Решения системы уравнений (36.6) являются решениями ис­ходной нелинейной системы уравнений (36.4) только при тех зна­чениях угловой скорости крена, при которых выполняются не­равенства

Фт1п ^ Фавт ^ Фтах»

>б„

№	1	2	3	4	5	6	7	8	9
фавт	1	II	III	I	I	II	II	III	III
$н. авт	I	I	I	II	III	II	III	II	III

Можно выделить еще семь случаев расположения стабилиза­тора и руля направления на верхнем и нижнем ограничениях. Все возможные ситуации приведены в табл. 36.1 Таблица 36.1

(индексы I, II, III означают, что 6авт находится в соответству­ющей области соотношений (36.3)).

Каждому варианту выхода органов управления на ограниче­ния, приведенному в табл. 36.1, может быть поставлена в соответ­ствие линейная система уравнений для параметров пространствен­ного движения и система неравенств для еравт и 61Г. авт, при выполнении которых решения рассматриваемой линейной системы уравнений являются решениями исходной нелинейной системы уравнений (36.4).

Таким образом, представляется возможным, рассматривая раз­личные варианты из табл. 36.1, построить все возможные решения нелинейной системы уравнений (36.4). Следует отметить, что при некоторых значениях угловой скорости крена у самолета с систе­мой управления в продольном и путевом каналах может существо­вать до девяти различных установившихся режимов простран­ственного движения. При функционировании СУУ в одном про­дольном или боковом канале управления возможно не более трех различных установившихся режимов пространственного движе­ния при каждом значении угловой скорости крена.

Для случая, когда СУУ имеется только в продольном канале, задача отыскания решений может быть доведена до простых аналитических выражений.

Пусть исходному режиму полета при со^ = 0 соответствует

угол атаки а = аб, тогда фб = —M^a0/Mz. Отсюда легко полу­чить значение величины КХр, входяще в функционал (36.1):

КХ р

Тогда выражение для функционала (36.1), после замены ве­личины сог через аир, будет следующим:

фавт = хФб + KY j a — f — A^pu)*. (36.8)

В случае, когда фавт находится в линейной области изменения, можно выписать следующие решения для углов атаки и сколь­жения:

В тех случаях, когда стабилизатор находится на ограничении Ф = Фогр, где фогр = фпмх или Фогр = ф|п1п, статические реше­ния для аст и рст имеют следующий вид:

"?Фогр К+/Ч)

А о

3 Области со?, где статическое решен up существуют при < Ушах

Области сох, гдс статические решения существуют при <Р=^пцп >’ У = Утах Рис. 36.1. Иллюстрация к методике выделения областей знечений соЛ, при ко­торых возможны положения стабилизатора самолета с СУУ на верхнем или ниж­нем ограничениях:

а — выделение областей сох без выхода ф на ограничения; б — выделение областей, где статические решения для значений ф, соответствующих верхнему и нижнему ограни­чению, являются решениями системы

Выражение для фавт в этом случае будет следующим:

«Гит = Ч огр (l f X — ^) • (36.12)

Соотношение (36.12) позволяет выделить области значений со*, при которых возможны режимы пространственного движения, когда стабилизатор находится на верхнем или нижнем ограниче­нии. Сделав предположение о том, что cpIIIdX и фп1іп разных знаков, можно получить условие, при выполнении которого решения

Рис. 36.2. Статические решения для самолета с перегрузочным астатическим АГ1У при различных условиях его функционирования пу(у = 1; М< 1: ДЛІд. Ф = ^min* ^=<*тах» О /га —0,3; k^^O. Sc *;

~ 0,3; ^а>г = ®

(36.11) являются решениями исходной нелинейной системы (36.4) (см. рис. 36.1, б):

Aj су у/А) < И-

Для иллюстрации проведенных рассуждений приведем два примера построения статических решений при наличии ограниче­ний отклонения органов управления. Сначала рассмотрим дозву­ковой режим полета при М< 1 и п//б = 1. Будем считать, что система управления с функционалом (36.8) имеется только в про­дольном канале. Для функционирования системы задан следу­ющий диапазон отклонений стабилизатора: —10 < <равт ^ 10 . Исходное балансировочное отклонение стабилизатора равно фб = =—2°. На рис. 36.2 изображены статические решения для вели­чины Шх от элеронов при функционировании системы, а также в случаях, когда стабилизатор находится на верхнем или нижнем ограничении. Рассмотрено два варианта системы: автомат устой­чивости с коэффициентом ka = 0,3, повышающий критическую скорость соа, но не устраняющий разрывы в статических решениях, и автомат устойчивости к /еа = 0,3 совместно с демпфером тангажа k&z = 0,8 с А, при котором разрывы в статических решениях исче­зают. Соотношения (36.10) и (36.12) позволяют выделить из реше­ний, приведенных на рис. 36.2, множество решений нелинейной системы уравнений (36.4), описывающих все возможные устано­вившиеся режимы пространственного движения самолета с СУУ. На рис. 36.3 приведены зависимости фавт (cov) для трех возможных случаев положения стабилизатора. С использованием этих за­висимостей выделяются области значений угловой скорости со*, в которых возможен выход’СУУ на ограничения по ф (фт1п или фінах)• Знание этих значений сэх позволяет на основе кривых, построенных на рис. 36.2, построить возможные зависимости ЛМХ (сох) для рассматриваемых вариантов СУУ (рис. 36.4). При малых угловых скоростях крена вплоть до первой критиче­ской скорости соа, соответствующей самолету без СУУ, зависимо­сти 8а. ст (сох) однозначны. Функционирование системы умень­шает значения углов скольжения и тем самым ослабляет инерцион­ное взаимодействие продольного и бокового движений. Зависи­мости АМх (сох) становятся ближе к линейным. При соа < со* < < сор и сох > сор возможны установившиеся режимы простран­ственного движения с отклоненным до ограничения стабилиза­тором ф ~ фінах И ф = фтіп*

В случае, когда ka = 0,3, k^z = 0 (рис. 36.4, а) при медленном

увеличении момента крена при АМх — АМх* и ых = со**, стабилизатор выходит на ограничение ф = Фшах» дальнейшее увеличение момента крена будет приводить к уменьшению угло­вой скорости со*; при этом стабилизатор будет находиться на огра­ничении ф = фтах. При АМх > А/И** существует семь различ­ных режимов движения с различными значениями угловой ско­рости крена, часть из которых неустойчивы. Какой из этих воз­можных режимов будет реализован зависит от характера отклоне­ния элеронов и начальных условий движения.

В случае, когда ka = 0,3, k^z = 0 при неблагоприятных со­четаниях отклонений элеронов и руля направления, самолет может попасть в режим инерционного вращения с ф = ф171ах и сот = (х>х ин (рис. 36.4, а). При подключении к рассмотренной СУУ демпфера тангажа квазистатическое увеличение м. мента крена не приводит к выходу стабилизатора на ограничение. Область значений cdx, при которых возможны режимы с отклоненным до ограничения стабилизатором, сужается. В этом случае режим инерционного вращения уже в принципе невозможен. Таким об­разом, использование демпфера тангажа приводит к положи­тельному эффекту — улучшается характер зависимости 8Э (cov) (ДУМ* (о,)), и устраняется возможность существования режима инерционного вращения (рис. 36.4, б).

СО

О

ОО

ч>абт, градус

-20

а)

Рис. 36.3. Зависимости величины отклонения стабилизатора от СУУ фавт (Юд) для трех возможных случаев положе­ния стабилизатора:

а —■ при ка= 0,3, к^ =0; б — при ка = 0,3, = 0,8 с-1

а) б)

со

о

со

Рассмотрим сверхзвуковой режим полета при М > 1 и п^ = = 1, когда соа > сор и проанализируем статические решения при наличии СУУ только в путевом канале управления. Функционал системы управления задан в форме (36.2), значения коэффициентов k,£ = —5, ku = 0,75 с, и для функционирования системы вы-

делен диапазон —10° ^ 6Н < 10°.

В рассмотренном ранее примере, когда СУУ была только в про­дольном канале, существовал «коридор» в статических решениях при <р = ф11ах и ф = фтіп, позволяющий соответствующим ВЫ — бором коэффициентов системы ka И k& обеспечить возможность

функционирования системы во всем располагаемом диапазоне угловых скоростей крена без выхода органа управления на огра­ничения. Для самолета с СУУ в путевом канале при М > 1 и пуисх = 1 в рассматриваемом примере такого коридора не су­ществует. При любых значениях коэффициентов k} И кЫу проис­ходит выход рля направления на ограничение 8Н = 10° при угло­вых скоростях, лежащих между двумя критическими скоростями соа, сор, соответствующими самолету без СУУ.

Анализ зависимостей 8И. авт (<*>Д для каждого из вариантов статических решений позволяет построить все возможные реше­ния асг (со.*), (Зст (со,;) и АМХ (сох). Эти решения изображены на рис. 36.5 (іа, б, в).

Квазистатическое увеличение момента крена приводит к воз­растанию угловой скорости крена до величины сол* = 2,82 1 с

311

J3,pad

б)

*)

при АМх = АЛ1**, дальнейшее увеличение момента крена при­водит к уменьшению со*, при этом руль направления находится на ограничении 6Н = 10° (рис. 36.5, в), угол скольжения возра — стает^(рис. 36.5, б), а угол атаки резко уменьшается (рис. 36.5, а).

Для сравнения на статические решения аст, (Зст и ДМ* нане­сены переходные процессы на а, р и 6Э, получаемые при решении уравнений движения при медленном отклонении элеронов по

линейному закону 6Э = —Хотя изменение момента крена

М э

медленно, движение все же носит неустановившийся характер.

Поэтому решения а (/), р (/) и АМ* (бэ (/)) отличаются от стати­ческих значений, особенно это видно в окрестности выхода руля направления на ограничение, где имеется излом в статических решениях. При больших значениях момента крена от элеронов движение становится динамически неустойчивым.

Методика построения статических решений для параметров пространственного движения самолета с СУУ при наличии огра­ничений на отклонение органов управления, изложенная ранее для статических систем управления, может быть обобщена и на случай астатических систем, функционалы которых содержат интегральные члены (см. § 35). Рассмотрим это на примере пере­грузочного АПУ. Решения (35.2) и (35.4) будут справедливы, когда выполняются неравенства cpmin с фаВт < Фтах — Области значений со*, где возможны режимы движения с отклоненным на ограничение стабилизатором, определяются из условий знако­определенности подынтегрального выражения в функционале

(35.1) , а именно для реализации режима с ф = ф„1ах необходимо, чтобы Пу — КХр >> 0, и соответственно для реализации режима с ф = фтіп необходимо, чтобы Пу — KXV < 0.

На рис. 36.6 приведены зависимости фавт (со*) с перегрузоч­ным астатическим АПУ для примеров, рассмотренных в предыду­щем параграфе. Зависимости фавт (со*) позволяют из решений

|3СТ, ДМ*, полученных без учета ограничений, выделить решения, которые возможны при учете ограниченности отклонения стаби­лизатора, —10° < ф < 10°. При угловых скоростях соа < со* < < сор, со* > сор возможны режимы движения, когда стабилиза­тор находится на ограничении ф„1ах или <pmin. Так, например,

на рис. 36.7 изображены возможные решения для ДМ* (со*) в случаях аб >0 и << 0. При превышении критического от­клонения элеронов = бз. подхв самолет попадает в устойчивые режимы вращения, определяемые ветвью с ср — фшак — При умень­шении момента крена самолет, оставаясь на этой ветви, попадает в режим инерционного вращения. На статические решения, при­веденные на рис. 36.7, нанесены решения ДМ* (/) и со* (t), полу-

& 0,2/ -Q

чаемые при медленном отклонении элеронов оэ = _____ . В случае

АГЭ

х

осб > 0 (см. рис. 36.7, а) при больших отклонениях элеронов воз­никает потеря динамической устойчивости движения и самолет

Рис. 36.6. Зависимость <равт (ол) для 9абт, градус самолета с перегрузочным АПУ

переходит к устойчивому вращению с большей угловой скоростью крена.

Следует отметить особенность функционирования астатических автоматов продольного управления с функционалами (35.1), (35.6). В режимах пространственного манев­рирования, когда происходит вы­ход органа управления на огра­ничение, величина интеграла в функционале будет расти при <р = фтах и соответственно убы­вать при ф = Фтщ. Отклонение величины фавт ОТ фтах ИЛИ фтт будет определяться временем пребывания самолета в этом режиме. Таким, образом, длительное пребывание самолета в режиме вращения с отклоненным на ограничение стабилизато­ром, если не принять специальных мер в функционале управле­ния, приведет к значительному запаздыванию «схода» стабилиза­тора с ограничения при изменении режима пространственного движения. Материалы, приведенные в гл. 11, содержат резуль­таты исследований особенностей динамики самолета с СУУ, далеко не полностью охватывают возникающие в этом случае проблемы и скорее имеют методический характер, однако, и из них можно сделать некоторые выводы.

1. Оснащение самолета демпферами колебаний и статическими автоматами продольной и путевой устойчивости во многом экви­валентно изменениям соответствующих аэродинамических харак­теристик самолета. Такие типа СУУ могут быть оценены по изло­женной ранее методике исследования динамики самолета без СУУ до тех пор, пока органы управления не выходят на ограничения.

В случае, если демпферы колебаний имеют виражные меха-

гг»

низмы в виде фильтра у, то наличие на самолете такого

демпфера не сказывается на установившемся движении. Влияние демпферов колебаний проявляется в переходных процессах и при­водит к увеличению забросов по углам а и (3.

2. Оснащение самолета астатической СУУ приводит к суще­ственным изменениям в характеристиках его пространственного движения, что, например, для АПУ выражается в исчезновении критической скорости тангажа.

3. Существенное влияние на динамику пространственного дви­жения самолета оказывает ограничение отклонений органов уп-

Рис. 36.7. Зависимости АМх (со^.) для самолета с перегрузочным АПУ: а — для ">0: б — для ag < 0

равления от СУУ, что, например, выражается в существовании нескольких различных установившихся режимов пространствен­ного движения (аст, Рст) при одном и том же значении оох. Это затрудняет исследование динамики пространственного движения самолета с СУУ, не позволяет сформулировать общие выводы и делает необходимым подробный анализ динамики для каждого конкретного типа СУУ и значений реализуемых в СУУ максималь­ных углов отклонений органов управления.

www. vokb-la. spb. ru — Самолёт своими руками?!