Файл: Лебедев А.А. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов учеб. пособие.pdf

(рис. 7.2) и приближая ее тем самым к центру давления, мы уменьшаем плечо h. Такой вариант аэродинамической компенса­ ции называется осевой компенсацией. Часть руля, находящаяся перед осью вращения и создающая шарнирный момент обратно­ го знака, является компенсатором. Величина осевой компенса­ ции измеряется отношением площади компенсатора 5 0.к к об­ щей площади рулей 5Р и выражается обычно в процентах:

Чем дальше отодвинута ось вращения руля от передней кром­ ки, тем больше S 0.к и тем меньше будет шарнирный момент. Если ось вращения совместить с центром давления руля, шарнирный момент исчезнет совсем, т. е. будет иметь место полная компен­ сация. Дальнейшее смещение оси вращения назад вызовет уже перекомпенсацию, т. е. изменение знака шарнирного момента.

ция

В случае перекомпенсации рули являются неустойчивыми: бу­ дучи освобожденными, они не установятся в равновесии во' флю­ герном положении, а отклонятся до предела. Поэтому полет со свободными перекомпенсированными рулями практически не­ возможен. Хотя в этом случае управляемый полет и возможен, он значительно усложняется, так как усилия на рычагах управ­ ления по знаку не соответствуют отклонению рулей. Так, напри­ мер, отклонив ручку управления на себя, летчик, чтобы удержать ее в таком положении, должен приложить к ней усилие от себя.

По указанным причинам на пилотируемых летательных аппа­ ратах с ручным управлением аэродинамическая перекомпенсация рулей вообще недопустима. При автоматическом же управ­ лении полетом допустимая степень перекомпенсации зависит от конструкции привода рулей и наличия или отсутствия обратной связи между рулями и рулевой машинкой.

К осевой компенсации близка по своей идее внутренняя ком­ пенсация, применяемая иногда для снижения шарнирных момен­ тов элеронов (рис. 7.3). В этом случае компенсатор представляет собой пластину, являющуюся продолжением носка элерона. Эта пластина находится в полости крыла, соединенной с внешним пространством узкими щелями в месте сопряжения элерона с

340

крылом. Верхняя часть полости герметически отделена от ниж­ ней части гибкой перегородкой.

При отклонении элерона возникает разность давлений на его верхней и нижней поверхностях. Эта разность давлений пере­ дается через щели внутрь полости и действует на компенсатор, создавая шарнирный момент обратного знака.

Внутренний компенсатор

I Ось Вращ ения

Рис. 7.3. Внутренняя компенсация

Достоинство внутренней компенсации состоит в том, что компенсатор не вносит никаких возмущений в поток. К недостат­ кам ее следует отнести ограничение диапазона углов отклоне­ ния элеронов, в особенности при тонком профиле крыла.

Иногда применяется роговая компенсация (рис. 7.4), когда рули делают с концами, выступающими впереди оси вращения и дающими шарнирный момент обратного знака по сравнению с моментом, создавае­ мым основной частью руля. При больших углах отклонения руля ро­ говой компенсатор ухудшает обте­ кание оперения, что может вызвать нежелательные вибрации его.

Существуют и другие виды аэродинамической компенсации. Однако наибольшее распространение получила осевая компенса­ ция вследствие простоты своего конструктивного выполнения и хороших аэродинамических характеристик.

§ 2. РАСЧЕТ КОЭФФИЦИЕНТОВ ШАРНИРНЫХ МОМЕНТОВ

Наиболее надежным способом определения шарнирных мо­ ментов является экспериментальное исследование модели лета­ тельного аппарата в аэродинамической трубе или в полете. Это объясняется тем, что на шарнирный момент влияют многие, порой незначительные особенности геометрии руля (например, форма носка руля, форма и размеры щели между рулем и ста­ билизатором, форма и толщина профиля стабилизатора и руля), причем степень их влияния зависит от числа М, углов а, б, от относительной площади осевой крмпенсации и т. п.

Стремясь уменьшить шарнирный момент, ось вращения рас­ полагают весьма близко к центру давления руля. При таких ус­

341

ловиях даже незначительная погрешность в определении поло­ жения центра давления приводит к большой ошибке в величине шарнирного момента. Ha-пример, если /і = 0,05бА.р, а координата центра давления определена с точностью до ±0,02 &А.Р, то ошиб­ ка в величине Мш составляет ±40%.

Таким образом, с помощью расчета может быть получен только порядок величины шарнирных моментов. Несмотря на это, расчетные способы определения Мш полезны и даже необ­ ходимы на начальной стадии проектирования летательного ап­ парата, так как они позволяют хотя бы ориентировочно выбрать мощность силовых приводов рулей, определить нагрузки на ру­ ли и механизмы управления. Эти данные должны быть обя­ зательно уточнены после испытаний модели летательного аппа­ рата.

Рассмотрим приближенные способы определения шарнирных моментов для различных типов органов управления.

2.1. ПОВОРОТНОЕ ОПЕРЕНИЕ

При небольших углах атаки и отклонения рулей зависимость коэффициента шарнирного момента от а и б близка к линейной и может быть выражена равенством

Величина т шо у беспилотных летательных аппаратов обычно равна нулю, так как их несущие поверхности установлены под нулевым углом к оси корпуса.

342

где, согласно формуле (3.59), для рулей типа поворотного опере­ ния

Координаты фокуса руля по углу б:

В этих формулах величины х^из.кр, xF &, f і определяются так, как указано в § 2 гл. V. Координаты zF отсчитываются от борто­

При больших углах а и б линейная зависимость (7.4) теряет силу. В этом случае расчет т ш следует вести непосредственно по формуле (7.3):

т„.= п Р Ь\.у,

Коэффициент нормальной силы поворотного оперения зави­ сит от эффективного угла атаки:

р= 57,3с®1из кр sin аэфф cos аэфф -(- A sin2 аэфф sign аэфф, (7.15)

давления руля х<гР и zdv. Полагая, что «линейная» часть нормаль­ ной силы [первое слагаемое в формуле (7.15)] приложена в услов­ ном фокусе рулей

(для обычной схемы), а нелинейная часть нормальной силы при­

343