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

Как видно, полет летательного аппарата по требуемой траек­ тории возможен только в том случае, если он способен во всех точках этой траектории развивать нормальную перегрузку, не меньшую по величине, чем потребная перегрузка.

Так как располагаемая перегрузка — это максимально воз­ можная перегрузка сбалансированного летательного аппарата, то в идеальном случае можно было бы осуществить полет по тре­ буемой траектории при условии равенства располагаемых и по­ требных перегрузок.

При полете в реальных условиях, т. е. при наличии случайных возмущений, для управления полетом необходимо располагать еще некоторым запасом нормальной перегрузки. Величину этого запаса можно определить в результате исследования дйнамики системы управления, если известны возмущения, действующие на систему.

Изложенные соображения можно записать в виде таких ус­ ловий:

Г д е Пуз а п !> 0 И И гза п ^ О .

Для аэродинамически осесимметричного летательного аппара­ та вместо неравенств (8.70) и (8.71) удобно записать

l^pacnl Инотр! ~ Ь ^ з а іг (8 - 7 2 )

Эти же условия можно записать в виде соотношений между максимальными и потребными углами отклонений органов уп­ равления. Ограничимся случаем аэродинамически осесимметрич­ ного летательного аппарата.

368

где бзап= Изап/ибаЛ— запас отклонения органов управления*.

Таким образом, в каждой точке любой из траекторий полета данного летательного аппарата должно выполняться условие (8.72) или (8.75).

Это условие определяет нижние границы располагаемой пе­ регрузки и максимального отклонения органов управления. Оно налагает определенные требования на параметры летательного аппарата. Параметры крыльев, оперения, органов управления, а также центровка аппарата должны быть выбраны так, чтобы обеспечить выполнение неравенства (8.72) или (8.75).

Так, например, площадь крыльев должна быть выбрана в со­ ответствии с неравенствами (8.72) или (8.75)**. Поскольку рас­ полагаемая перегрузка зависит от эффективности органов уп­

равления (тгв , т,уП) и максимального угла их отклонения, не­

обходимо соответствующим выбором размеров и расположения оперения и органов управления обеспечить выполнение условий (8.72) и (8.75). Если площадь крыла уже определена, а эти не­ равенства в какой-либо точке траектории не выполняются из-за того, что летательный аппарат не может быть сбалансирован на достаточно больших углах атаки, то следует увеличить или мак­ симальный угол отклонения органов управления, или их раз­ меры.

3.5. ШАРНИРНЫЕ МОМЕНТЫ, НЕОБХОДИМЫЕ ДЛЯ СОЗДАНИЯ НОРМАЛЬНЫХ ПЕРЕГРУЗОК

Для создания нормальной перегрузки необходимо отклонить на определенный угол те или иные органы управления. При этом соответствующая рулевая машинка должна преодолеть шарнир­ ный момент органов управления и обеспечить достаточно боль­ шую скорость их отклонения. Очевидно, что для правильного вы­ бора размеров рулевых машинок и создаваемого ими усилия, на­ до знать максимальные шарнирные моменты, которые могут возникнуть в полете данного летательного аппарата по любой из требуемых траекторий.

Расчет шарнирных моментов, действующих на рули высоты и направления, проведем для летательного аппарата, находящего­ ся в состоянии балансировки. При отклонении рулей высоты бу­ дут справедливы следующие соотношения:

(8.76)

(8.77)

* У пилотируемых самолетов аналогичный запас отклонения рулей всегда требуется при посадке и обычно лежит в пределах 5'—8° [22].

** Размеры крыльев определяются при проектировании летательного ап­ парата, исходя из ряда условий.. Неравенства (8.72) и (8.75) определяют лишь одно из этих условий.

369

Исключив из (8.77) угол а с помощью (8.76), получим

Выражение, стоящее в скобках в формуле (8.78), имеет простой физический смысл. Вычислим момент тангажа, действующий на летательный аппарат:

при условии, что рули высоты свободны. В этом случае рули за­ нимают положение равновесия, при котором шарнирный момент равен нулю:

т ш

Рассуждая, как и в § 3, гл. V, приходим к выводу, что при mzcB<^ 0 летательный аппарат со свободными рулями статически устойчив. Поэтому величину т “св называют степенью продоль­

ной статической устойчивости со свободными рулями.

Таким образом,

Для коэффициента шарнирного момента, действующего на рули направления, получим аналогичную формулу:

370

где

От коэффициентов пгт перейдем к самим шарнирным момен­ там, умножив (8.85) соответственно на kr.0qSBbB и kB.0qSnbH. Тогда получим

т1

Формулы (8.88) и (8.89) определяют шарнирные моменты, действующие на органы управления (воздушные рули, поворот­ ные крылья) сбалансированного летательного аппарата при от­ клонении их на произвольные углы 6Ви бн. Чтобы найти шарнир­ ные моменты, необходимые для создания заданных нормальных перегрузок, нужно в эти формулы подставить углыотклонения рулей

Величины шарнирных моментов, определяемых по этим фор­ мулам, изменяются вдоль траектории в зависимости от скорости и высоты полета и потребной перегрузки. В некоторой точке каждой траектории полета шарнирный момент достигает мак­ симального значения Л1штах. Наибольшее значение МШтах для всех возможных траекторий обозначим через Мш mas max* Очевид­ но, что размеры рулевых машинок должны подбираться так, чтобы максимальный момент, создаваемый ими на валу рулей, был не ниже Мш max max-