Файл: Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник.pdf

является передаточным числом системы управления рулем, зави­ сящим от ее геометрических параметров. Так как знаки Рв и Мш .„ противоположны, то положительным будет давящее, а отрицатель­ ным— тянущее усилие на ручке (штур­ вале).

На основании формул (8.11) и (8.13-1) можно записать

(tri тт..во, г. о

ряет балансировочную диаграмму. Усилие на ручке управления пропорционально еще и скоростному напору, за счет чего оно увеличивается с ростом числа М. Разумеется, дополнительные из­ менения усилия на ручке могут быть вызваны изменениями произ­ водных / Я щ " и mil в- Эти изменения обычно особенно существен­ ны на околозвуковых режимах, когда в процессе развития волно­ вого кризиса оперения местный скачок уплотнения выходит на руль

245

р у ч к е у п р а в л е н и я (рис. 8.10). Как и диаграмма о в (М), диа­ грамма ЯВ (М) околозвуковых и сверхзвуковых самолетов имеет

числа системы управления рулем. Но физическая работа, выпол­ няемая летчиком в процессе управления самолетом, при этом не уменьшится. Кроме того, допустимые ходы ручки при неизменном положении корпуса летчика ограничены.

На дозвуковых самолетах снижение усилий на ручке управле­ ния обычно достигается применением различных видов аэродина­ мической компенсации руля, принцип действия которой сводится к уменьшению коэффициента шарнирного момента за счет сокра­ щения плеча h между центром давления руля и осью его подвески (рис. 8.11).

В случае осевой компенсации ось шарнира смещается назад от передней кромки руля. Часть площади руля, расположенную впе­

На более скоростных самолетах, для которых выход носка руля за общие контуры оперения и наличие щели 'между рулем и ста­ билизатором нежелательны, часто применяют так называемую в н у т р е н н ю ю а э р о д и н а м и ч е с к у ю к о м п е н с а ц и ю . Ее особенностью является герметическое разделение верхней и ниж­ ней поверхностей оперения с помощью эластичной непроницаемой ленты, которая и составляет основную часть компенсирующей пло­ щади.

Недостатком аэродинамической компенсации руля является то, что она не учитывает особенностей балансировки самолета на раз­ личных режимах полета. Подобранная для одних режимов, она может оказаться недостаточной или чрезмерной для других режи­

бует дополнительного напряжения внимания и снижает точность пилотирования. На некоторых режимах полета может произойти

246

ручку, летчик не только не встречает никакого сопротивления, но, наоборот, на ручке возникает дополнительное усилие, направлен­ ное в сторону ее отклонения. В этих условиях нормальное пилоти­ рование самолета практически невозможно.

Балансировочные усилия на ручке управления в довольно ши­ роких пределах можно корректировать с помощью триммера (рис. 8.12).

Т р и м м е р о м н а з ы в а ю т н е б о л ь ш у ю д о п о л н и т е л ь ­ н у ю р у л е в у ю п о в е р х н о с т ь , шарнирно подвешенную около задней кромки руля и имеющую независимый привод. Чтобы умень­

в большинстве случаев можно снизить до нуля.

Но триммером трудно скорректировать интенсивные (по вели­ чине и темпу) изменения шарнирного момента на околозвуковых режимах полета. Кроме того, триммер не решает задачу нормиро­ вания усилий на ручке управления при преднамеренных быстрых изменениях нормальной перегрузки.

Основным средством нормирования усилий на ручке управле­ ния для околозвуковых и сверхзвуковых самолетов является вклю­

247

на ручку управления. Таким образом, при обратимой схеме летчик воспринимает пропорциональную часть общего усилия и выпол­ няет пропорциональную часть работы, необходимой для переме­ щения руля. При количественной оценке усилия на ручке наличие

ручку управления. Обычно он держит ее свободно, создавая на ней только необходимое усилие Рв. При зажатой ручке движения

248

летчика становятся резкими, грубыми, кроме того, руке быстро устает.

При случайных отклонениях самолета по углу атаки при про­ стой (без гидроусилителя) или обратимой системе управления «незажатый» руль высоты «плавает» по потоку, т. е. все время устанавливается в положения, соответствующие исходному значе­ нию шарнирного момента. Следовательно, при неизменном усилии

Указанный недостаток полностью исключается при необрати­ мой схеме включения гидроусилителя в систему управления (рис. 8.13,6"). В этом случае изменения шарнирного момента не мо­

угла атаки, при неизменном усилии на ручке. По указанной при­ чине управляемый стабилизатор применяется только с необрати­ мым гидроусилителем.

При необратимой схеме управления усилия на ручке создаются

печивается достаточно крутое течение характеристики загрузоч­ ного механизма РВ(ЬВ) при малых и более пологое при больших углах отклонения руля высоты или стабилизатора. В результате летчик хорошо чувствует управление на тех режимах полета, где требуются небольшие отклонения руля, и избавляется от чрез­ мерно больших усилий на режимах, где отклонения руля велики. Балансировочная диаграмма усилий на ручке управления у само­

мом и корпусом самолета, длину которого можно менять. Обычно этот механизм выполняется в виде винтовой пары с независимым реверсивным электроприводом, включаемым из кабины. Изменяя длину звена, летчик может сместить точку нулевого усилия загру­ зочного механизма на любое положение ручки.

§ 8.6. Продольная статическая устойчивость самолета

по перегрузке

Аэродинамические силы и моменты в. продольном движении определяются двумя параметрами: углом атаки и скоростью. По­ скольку эти параметры изменяются неодновременно и по-разному,

249