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

часть &Уфу обусловленная искривлением траектории и пропор­ циональная приращению угла атаки, приложена далеко позади центра тяжести (если не учитывать демпфирования остальными частями самолета, то в фокусе горизонтального оперения). Скла­

Земли с некоторым угловым ускорением 21\4t ) ~ ~d~W'T0 е е по" ворот будет обгонять вращение самолета или отставать от него. При этом вектор скорости будет отклоняться относительно хорды крыла, т. е. будет изменяться угол атаки. Разумеется, здесь рас­ сматривается лишь одна из причин изменения угла атаки; его из­ менения за счет поворота самолета под действием аэродинамиче­ ских моментов нужно рассматривать отдельно.

Чтобы каждый раз, рассматривая изменения угла атаки при нарушениях равновесия самолета, не повторять приведенных выше соображений, целесообразно в соответствии с принципом Даламбера ввести инерционный продольный момент

М.ь = - J * dP ' (8.26-1)

'гв

где 7г [кгсм • с2 ] — массовый момент инерции самолета.

Момент Mz^ обусловленный ускорением в , наряду с другими продольными моментами определяет изменения угла атаки.

Угловое ускорение поворота траектории найдем из формулы (8.23):

d"Q g-SVy da

Нетрудно установить, что по своей роли в процессе изменения угла атаки момент Л7 /^ является демпфирующим моментом. Он,

как и другие демпфирующие моменты, пропорционален угловой скорости и противоположен ей по знаку. Последнее обстоятельство очевидно и из физики явления. Когда угол атаки увеличивается, возрастает сила AY, траектория интенсивнее искривляется кверху и вектор скорости «догоняет» хорду крыла, препятствуя тем самым увеличению угла атаки. При уменьшении Да искривление траекто­ рии замедляется и вектор скорости «отстает» от хорды, препят­ ствуя уменьшению угла а.

§ 8.10. Первая фаза продольного возмущенного движения самолета

разделить на малое и большое движения. Динамические процессы,

Для летчика наиболее интересен анализ динамических свойств самолета в первой фазе, т. е. в начальной стадии возмущенного движения. Хорошо зная эти свойства, он быстрее поймет поведе­ ние самолета, определит необходимость и выберет рациональный способ своего воздействия на самолет. Поскольку конец первой фазы в общем случае никакими характерными признаками в по­ ведении самолета не определен, будем понимать под этой фазой просто первые несколько секунд возмущенного движения.

Для того чтобы безопасно и эффективно управлять современ­ ным боевым самолетом, нужно хорошо понимать сущность дина­ мических процессов, развивающихся при нарушении равновесия,

?60

знать критерии, по которым оцениваются динамические свойства самолета. Заметим, что без знания общепринятых понятий и пара­ метров летчик не сможет даже прочитать параграфы, посвящен­ ные динамическим свойствам, имеющиеся в техническом описании любого серийного самолета, и тем более не сможет вынести из них четкие представления об особенностях поведения и техники пило­ тирования данного самолета в различных условиях полета.

Предположим, что до возмущения самолет был уравновешен в установившемся горизонтальном полете при угле атаки ао и ско­ рости V0. Будем считать, что в пределах первой фазы возмущен­ ного движения высота Н и скорость V0 (qo, М0 ) остаются неиз­ менными.

Основное содержание первой фазы продольного возмущенного движения составляет процесс изменения угла атаки. Для этого процесса в соответствии со вторым законом Ньютона в системе отсчета, связанной с траекторией, можно записать

В правой части уравнения (8.27-1) должны суммироваться все продольные моменты, влияющие на изменение угла атаки. Тако­ выми являются:

—продольный статический момент ЛЛ4г С Т ;

—продольный демпфирующий момент Мгш ;

261

Разделив все члены последнего выражения на продольный мо­ мент инерции самолета / г , получим уравнение баланса ускорений: полное ускорение изменения угла атаки равно сумме ускорении,

Как нетрудно проследить, коэффициенты этого уравнения:

Коэффициент 2q выражает отношение стабилизирующего (или дестабилизирующего, если о п > 0 ) момента, возникающего при еди­ ничном (Да=1) отклонении угла атаки, к моменту инерции само­ лета. У реальных самолетов это отношение обычно сравнительно невелико, а иногда даже становится отрицательным (неустойчи­ вость по перегрузке), значит, и у моделирующего маятника ста­ билизирующий момент должен быть невелик по сравнению с мо­ ментом инерции. Следовательно, ось подвески маятника должна проходить ненамного выше центра тяжести (рис. 8.19), а при мо­ делировании неустойчивости несколько ниже его.

Коэффициент 2п0 выражает отношение суммарного момента сопротивления (демпфирующего момента), соответствующего еди-

262