ДИНАМИКА САМОЛЕТА ПРОСТРАНСТВЕННОЕ ДВИЖЕНИЕ

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…

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…

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…

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…

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…

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…

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…

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…

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…

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…

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…

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.

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…

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…

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…