ДИНАМИКА САМОЛЕТА ПРОСТРАНСТВЕННОЕ ДВИЖЕНИЕ

В общем случае органы поперечного управления само­летом кроме момента крена создают и момент рыскания, т. е. их эффективность характеризуется двумя производными и тS. Соотношение между величинами этих моментов зависят от конкрет­ной конструкции органов поперечного управления и обычно за­висит от угла атаки. Например, для элеронов характерно создание на малых углах атаки так называемых подкручивающих моментов рыскания, а на умеренных и больших углах атаки — тормозящих моментов рыскания. Под подкручивающим моментом рыскания понимается момент, который, дополнительно увеличивая…

Для самолетов сверхзвуковых компоновок, обычно имеющих треугольные и стреловидные крылья, характерна суще­ственная зависимость степени поперечной устойчивости от угла атаки на дозвуковых скоростях полета, когда производная мо­мента крена по углу скольжения может быть аппроксимирована следующим образом: т% (а) = а|3. Рассмотрим, как изменятся свойства пространственного движения самолета в случае, когда степень поперечной устойчивости пред­ставлена в виде соотношения (22.1). Как и ранее, для получения данных о возможном количестве и расположении особых точек в пространстве параметров движения рассмотрим…

Среди возможных типов маневров крена выделим наи­более распространенные в реальной практике и рассмотрим соот­ветствующие им фазовые картины движения. Маневры крена, выполняемые при балансировке самолета на положительном угле атаки (типа Е и F, см. рис. 20.4), имеют много общего, в связи с чем подробно будет рассмотрен только маневр типа Е. Для маневров, выполняемых из условий полета с отрицательным углом атаки, характерными являются маневры типа В, которые и будут Рис. 21.1. Пример выделения основных областей изменения функции^Ат*…

Под типом пространственного маневра будем понимать характер изменения фазовых картин движения для всех возмож­ных величин отклонений элеронов при фиксированной комбина­ции отклонений органов управления самолетом по тангажу, а в общем случае по тангажу и рысканию. В соответствии с этим тип пространственного маневра определяется управлением само­лета по тангажу, а конкретная фазовая картина уже зависит от величины отклонения элеронов (величины момента Дт^о). Функция Дт* (со*, ф) определяет количество особых точек и в большой степени определяет вид движения самолета…

В настоящей главе исследуются свойства и особенности движения самолета при одновременном управлении по крену и тангажу; анализируется физическая картина движения самолета; опре­деляются особенности и отличия пространственного движения самолета по сравнению с изолированными движениями и анали­зируются их причины; исследуется устойчивость движения само­лета как в процессе выполнения маневра, так и при прекращении маневра при приведении органов управления в нейтральное поло­жение; рассматривается динамика самолета при выполнении маневра и действующие на самолет перегрузки. Получение наиболее общих представлений о пространственном…

В § 18 в качестве первого приближения анализ ограни- чивался движением самолета, при котором угловая скорость крена предполагалась неизменной величиной. Однако даже в слу­чае достаточно большого запаса путевой устойчивости в процессе возмущенного движения при вращении самолета происходит изме­нение угла скольжения, которое при достаточно большой вели­чине поперечной устойчивости самолета может оказывать влияние на его движение. В этой связи в настоящем параграфе в качестве второго приближения рассматривается влияние изменения угла скольжения самолета на его динамику по-прежнему в…

В настоящей главе рассматривается второй предельный случай соотношения характеристик самолета, когда меньшей является величина критической скорости крена по тангажу. Аналогично анализу, приведенному в гл. 5, исследования ограничиваются движениями с угловой скоростью крена, удовлетворяющей не­равенству | со* | < со^. § 18. ОСОБЕННОСТИ ДИНАМИКИ САМОЛЕТА С МАЛЫМ ЗАПАСОМ ПРОДОЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ Рассмотрим свойства пространственного движения са­молета, аэродинамические характеристики которого таковы, что для критических скоростей крена выполняется соотношение соа<^ е>р. Кроме этого аэродинамические характеристики продоль­ной устойчивости будем как…

Задачи нахождения уравнений сепаратрисных поверх­ностей и определения предельных циклов являются значительно более сложными, чем рассмотренные ранее задачи анализа движе- CenapatpiicHbie поверхности и предельные циклы 139 ния в окрестности особых точек. Как отмечалось в гл. 3, в общем случае их не удается решить. Однако в рассматриваемом случае анализа уравнении нелинейного бокового движения сформулиро­ванные вопросы удается в определенной мере исследовать. В част­ности, возможно определение уравнения сепаратрисной поверх­ности в непосредственной близости особой точки, когда поверх­ность является плоскостью. Когда…

Рассмотрим свойства движений самолета, описываемых системой уравнений (15.3), в общем случае его характеристик. Анализ нелинейной системы дифференциальных уравнений треть­его порядка будем основывать на использовании методов каче­ственной теории дифференциальных уравнений, описанной в гл. 3 настоящий книги. Пусть с помощью органов управления созданы моменты ДтА и Дrhy, действующие на самолет. Этим управляющим моментам соответствуют особые точки или состояния покоя, координаты которых могут быть найдены из системы алгебраических уравнений 4 от ^0““ Г 2ц Рст’ т& + jBpQ2…

Будем рассматривать пространственное движение само­лета для тех случаев, когда | cov | coa и критические скорости крена существенно различны, причем C0fl<CDa. (15.1) При выполнении приведенных условий можно приближенно счи­тать, что угол атаки самолета в возмущенном боковом движении не изменяется, а ~ а’ ~ 0. В этом случае из уравнения для а’ получим приближенное соотношение для определения угловой скорости о)г, вызванной боковым движением самолета: to2 = Pav (15.2) Подставив это соотношение в уравнения пространственного движе­ния (3.13),…

В случае, когда критические скорости крена являются существенно различными и сор соа, уравнения пространственного движения могут быть упрощены, а именно, их порядок может быть понижен до третьего. Такое уменьшение порядка дифференциальных урав­нений движения позволяет получить в аналитическом виде ряд результатов, которые в общем случае не удается найти. В этом случае исследуемые уравнения соответствуют боковому движению самолета с дополнительными нелинейными членами [28].

Практически во всех случаях полета самолет сбаланси­рован на отличном от нуля угле атаки, т. е. на пего кроме момента крена действует продольный момент, а иногда и момент рыскания. Наличие несимметрии у самолета в виде момента т0 делает уравне­ния движения неоднородными в связи с чем дополнительно необ­ходимо рассматривать частное решение, которое при т{) — const записывается в виде Действительная часть выражения (14.1) дает частное решение для угла атаки, представляющее собой установившееся движение, если решение устойчиво, а…

При сделанных ранее допущениях о симметричных характеристиках самолета по углу атаки и скольжения в случае, когда момент поперечной устойчивости nix равен пулю, целый ряд задач может быть исследован значительно более полно, чем это было возможно в общем случае. Рассмотрим устойчивость и особенности движения самолета при установившемся вращении относительно продольной оси с со, = Q — const, характеристики которого удовлетворяют сформулированным ранее условиям. В этом случае уравнения движения в безразмерном виде, записанные относительно главных осей инерции,…

Исследование общего случая пространственного движения само­лета, сопровождающегося вращением относительно продольной оси, является чрезвычайно сложной задачей, в связи с чем опре­деленный интерес представляют исследования частных случаев такого движения. Анализ частных задач, когда на характеристики самолета накладываются определенные ограничения, позволяет выявить ряд закономерностей, которые значительно сложнее обнаружить для общего случая. Как известно [131, величины запасов продольной статической устойчивости и устойчивости пути обычно изменяются по режимам полета. В соответствии с этим значения критических скоростей крена также изменяются для…

Одним из наиболее распространенных и эффективных методов приближенного анализа задач динамики полета является использование таких упрощающих допущений, которые позво­ляют свести задачу к анализу дифференциальных уравнений не высокого порядка. Понижение порядка системы дифференциаль­ных уравнений, описывающих движение самолета, основывается на одном из двух приемов: — разделение движений системы на медленные и быстрые; — разделение уравнений на подсистемы в связи с малой взаим­ной зависимостью параметров, входящих в каждую из подсистем. Иллюстрацией использования первого приема понижения порядка дифференциальных уравнений…