Реакция самолета на отклонение руля направления
Ранее было отмечено, что руль направления при управлении боковым движением играет как бы вспомогательную роль. Однако это не означает, что характер реакции самолета на отклонение руля направления не оказывает существенного влияния на управляемость самолета. Эта реакция должна быть достаточно быстрой, переходный процесс должен затухать в течение довольно короткого времени, отклонение руля направления — «дача ноги» — не должно сопровождаться обратной реакцией по крену. При перемещении правой педали вперед (отклонении руля направления на положительный угол) не должно быть отрицательного крена, т. е. крена на левое полукрыло. Причинами кренения самолета при отклонении руля
направления являются моменты М*Н6Н и МРр. Для анализа реакции самолета на отклонение руля направления используем упрощенную систему уравнений (17.37), заменив в ней моменты от органов поперечного управления моментом от руля направления
Р — ^Р + ю(/> — -М^Р Мууа>у -f М/6Н;
<Ь* = Ж Р + ІЙ*Ч + ЖХ — (17.44)
Определитель А этой системы был получен ранее (см. (17.39)). Заменив в определителе (17.39) соответствующие столбцы величинами
 |
 |
 |
 |
Му*6И и Af/6,„ получим
= м>„(р)(р-м“*);
(р-F) О
-Ж жХ(р) — жр жХ(р)
|
= жХ(р) (р |
-ж:*) |
(р-2р); |
|
(р-2р) |
-1 |
0 |
|
-мі (р |
-Жу) |
жХ(р) |
|
-Жр |
0 |
жХ(р) |
|
= ЛїХн(Р)(Р2 + 2/ібр + соІ). |
|
Ацх ^ Л#* (р2+2у + ю!) Л (р-Л^*)(р*+2Авр + ©в)’ |
 |
 |
 |
Передаточные функции, характеризующие реакцию самолета на отклонения руля направления, будут иметь вид
Как видно, передаточные функции по углу скольжения и угловой скорости рыскания подобны передаточным функциям по углу атаки и угловой скорости тангажа, полученным при V = const и
FUB = 0. Следовательно, реакция самолета по углу скольжения и угловой скорости (ои будет напоминать реакцию самолета по а и о, на отклонение руля высоты. Характер этой реакции будет определяться, главным образом, свойствами колебательного звена с передаточной функцией
______ 1______
ту+2Ъбтбр+>
 |
где
Требования к колебательному переходному процессу сводятся к тому, чтобы он был безусловно затухающим, и время затухания не превышало определенной величины. Для пассажирских самолетов время затухания боковых колебаний в переходном процессе определено Нормами летной годности. Оно не должно превышать 12 с на взлетно-посадочных режимах и 20 с на остальных режимах полета. ДЛя маневренных самолетов эта величина должна быть несколько меньше.
Для анализа реакции самолета по крену на отклонение руля направления рассмотрим передаточную функцию (17.48). Прямая или обратная реакция по крену на отклонение руля 6Н будет определяться отношением частот toa и а>б. Если это отношение больше
 |
 |
 |
|
нуля, будет иметь место обратная реакция. Рассмотрим, чем будет определяться эта реакция. Из выражения (17.45) следует:
Для самолета, обладающего поперечной и путевой статистической устойчивостью М <0, cog > 0. Частные производные от моментов крена и рыскания по углу отклонения руля направления при обычных компоновках самолета, когда вертикальное оперение находится над фюзеляжем, всегда имеют отрицательный знак. Следовательно, второе слагаемое в формуле (17.50) будет отрицательным. Уменьшение по модулю этого слагаемого будет способствовать обратной реакции по крену — правый крен при «даче левой ноги» (отклонении руля направления влево, т. е. на отрицательную величину).
Как видно из формулы (17.50), обратная реакция по крену на
«дачу ноги» может наступить при уменьшении поперечной устой-
— 6
чивости и при увеличении по модулю производной М*н, а. это возможно при полете современного скоростного самолета на малых углах атаки.