Файл: Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 10.04.2024
Просмотров: 245
Скачиваний: 17
Это отношение у самолета, как правило, больше, чем у маятника, не имеющего специального демпфера в воздухе. Поэтому на маят
нике придется либо установить такой |
демпфер — пластину, |
пер |
|||
пендикулярную окружной скорости, либо поместить |
его |
в |
более |
||
вязкую среду. |
|
|
|
|
|
Предположим сначала, что |
самолет |
неустойчив по |
перегрузке, |
||
т. е. ч т о о п > 0 и Q g < 0 (центр |
тяжести |
моделирующего |
маятника |
выше оси подвески). Тогда после нарушения равновесия отклоне
ние Д а будет |
непрерывно увеличиваться |
(рис. 8.20, |
кривые о п > 0 ) |
|||||||||||
тем быстрее, |
чем |
больше |
неустойчи |
Да |
|
|
||||||||
вость и слабее демпфирование. Такие |
|
|
||||||||||||
|
|
|
||||||||||||
динамические |
свойства самолета |
ква |
|
|
|
|||||||||
лифицируются |
как |
апериодическая |
|
|
|
|||||||||
неустойчивость. |
|
|
|
|
|
|
О |
|
О |
|||||
|
При ап |
= 0 и Qg—0самолет |
безраз |
|
|
|||||||||
|
|
|
|
|||||||||||
личен к |
изменениям |
угла |
а |
(модели |
|
|
|
|||||||
рующий |
маятник |
подвешен |
за |
центр |
|
|
|
|||||||
тяжести): В динамике малого возму |
|
|
|
|||||||||||
щенного движения такой самолет бу |
|
|
|
|||||||||||
дет апериодически |
нейтральным. Если |
|
|
|
||||||||||
начальное |
возмущение сводится |
толь |
|
|
|
|||||||||
ко |
к приращению |
Д а о угла |
атаки, |
то |
|
|
|
|||||||
никакого |
|
развития |
малого |
возмущен |
|
|
|
|||||||
ного движения не будет вообще. Если, |
|
|
|
|||||||||||
кроме того, при начальном |
возмуще- |
|
|
|
||||||||||
нии возникла угловая скорость \ -jf |
J , |
|
|
|
||||||||||
то |
малое |
|
движение |
будет |
протекать |
Рис. 8.20. |
Влияние коэффици |
|||||||
в |
форме |
|
апериодического |
затухания |
ента стп на |
динамические свой |
||||||||
|
ства |
самолета |
||||||||||||
этой скорости |
(рис. 8.20, кривые оп |
= 0, |
||||||||||||
|
|
|
||||||||||||
а 0 |
= 0 и ао |
Ф 0). |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Теперь предположим, что самолет (маятник) устойчив, а демп фирование (условно) полностью отсутствует (2«o==0). Как из вестно из механики, в этом случае после нарушения равновесия возникнет незатухающий гармонический колебательный процесс (рис. 8.20, кривая па = 0) с периодом
2it г ,
Круговую частоту колебаний данной системы (или данного па раметра) без демпфирования
• on |
|
называют с о б с т в е н н о й ч а с т о т о й , ч а с т о т о й |
с в о б о д |
н ы х к о л е б а н и й или о п о р н о й ч а с т о т о й . Применительно к самолету правильнее пользоваться последним термином, так как при полном отсутствии демпфирования в выражение для Щ вме-
263
сто коэффициента устойчивости оп вошел бы коэффициент стати
ческой устойчивости |
по перегрузке |
ст^ст |
|
и величина Q0 уменьши |
||||||||||
лась бы. Величину, обратную опорной частоте: |
|
|
|
|
||||||||||
|
|
|
^ |
i |
= |
% f H |
|
|
|
|
(8.30) |
|||
называют |
п о с т о я н н о й |
в р е м е н и . |
Чем |
больше |
устойчивость |
|||||||||
(коэффициент а д ) , |
тем больше опорная |
|
частота |
и меньше |
постоян |
|||||||||
ная времени. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Закон изменения возмущения угла атаки в случае гармониче |
||||||||||||||
ских колебаний можно представить в виде |
|
|
|
|
|
|||||||||
|
|
A« = |
^ s i n ( c - V + |
|
cp), |
|
|
|
(8.31) |
|||||
где Л и ф — постоянные |
величины, |
для |
|
определения |
которых не- |
|||||||||
обходимо |
знать параметры |
Да и |
|
|
в |
начальный |
момент |
(при |
||||||
t = 0) или в любой другой определенный |
момент времени. Динами |
|||||||||||||
ческие свойства самолета, при которых после нарушения |
равнове |
|||||||||||||
сия происходят незатухающие |
гармонические |
колебания, |
назы |
|||||||||||
вают к о л е б а т е л ь н о й |
н е й т р а л ь н о с т ь ю . |
|
|
|
||||||||||
Пусть |
самолет |
устойчив ( з п |
< 0 , |
U 2 > 0 ) |
и |
появилось |
слабое |
|||||||
демпфирование — коэффициент 2по имеет |
небольшую |
положитель |
||||||||||||
ную величину. В этом случае решение |
уравнения (8.27-2) |
записы |
||||||||||||
вается в виде |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Аа |
= |
Ae~"°f |
sin (а>/ + |
9 ) , |
|
|
|
|
(8.32) |
|||
где |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ш = у щ = ц = Q0 К Г = Т 2 |
|
= |
|
|
[4-] |
|
(8-33) |
является действительной круговой частотой колебаний угла атаки. Из уравнения (8.32), равно как и из самого физического смысла демпфирования, видно, что амплитуда колебаний возму
щения |
угла |
атаки затухает по экспоненте Ае~п°\ |
а |
круговая ча |
||
стота |
этих |
колебаний за счет |
демпфирования уменьшается |
(фи |
||
зика явления будет рассмотрена далее). |
|
|
|
|||
Величина п0 определяет темп затухания возмущения и поэтому |
||||||
называется |
х а р а к т е р и с т и к о й з а т у х а н и я . |
Удобный |
в ряде |
|||
случаев параметр |
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
(8.34) |
называют |
о т н о с и т е л ь н ы м |
к о э ф ф и ц и е н т о м |
з а т у х а |
|||
н и я . |
|
|
|
|
|
|
Действительный период колебаний угла атаки за счет демпфи рования, естественно, увеличивается:
264
Поскольку |
амплитуда колебаний |
асимптотически стремится |
к нулю при t |
'•оо и невозможно точно |
определить конец колеба |
тельного процесса, для практической оценки динамических свойств самолета вводятся условные параметры: время 4ат практически полного затухания возмущения, которое определяется по уменьше
нию начальной амплитуды |
в 20 раз, время / 0 |
, 5 |
сокращения началь |
||||
ной амплитуды вдвое и число колебаний |
пзлт |
до практически пол |
|||||
ного затухания. Записав |
указанные |
отношения |
амплитуд: |
||||
А |
= |
1 |
20 |
и |
1 |
= 2 |
|
Л е ' ^ ' з ат |
|
е_ "«'зат |
|
е- "°'о,5 |
' |
||
после логарифмирования |
получаем: |
|
|
|
|
t — J i i .
. U i l —0,48П АЯ•.
яат — у п
0.7 _ |
0.7 Г 0 , , |
|
Г 8 о 7 ч |
|
" |
= |
П ЛЯ . Vх |
— £: |
(8.38) |
|
0,48 • H - L = i . |
Таким образом, при наличии устойчивости по перегрузке и сравнительно слабого демпфирования самолет в малом продоль ном возмущенном движении становится колебательно устойчивым.
Теперь рассмотрим изменения самой динамики колебательного процесса при усилении демпфирования. Стабилизирующий момент максимален при крайних значениях Д а и равен нулю при проходе через угол аоПока демпфирования нет, по такому же закону из меняется и угловое ускорение. Следовательно, скорость а растет (хотя и все медленнее) на всем участке от крайнего до нулевого значения и имеет максимум при проходе через нейтральное поло жение аоЭтому положению соответствует и точка А0 перегиба идеальной (незатухающей) синусоиды (рис. 8.21, кривая 5 = 0).
При наличии демпфирования картина меняется. При крайних значениях Д а скорость <х = 0 и демпфирующего момента нет. По мере увеличения а пропорционально ей нарастает и демпфирую щий м.омент. Поскольку с приближением к положению ао стабили зирующий момент убывает до нуля, а демпфирующий может обра титься в нуль только при а = 0, то уже до этого положения насту пит равновесие стабилизирующего и демпфирующего моментов. Далее демпфирующий момент будет преобладать, а скорость а па дать. Значит, при наличии демпфирования точка перегиба зату
хающей синусоиды |
(например, |
точка |
А0>5 на |
кривой |
5 = 0,5, |
|
рис. 8.21), в которой |
угловая скорость а максимальна, |
будет соот |
||||
ветствовать не моменту прохода |
самолета |
через |
угол |
ао, а |
более |
раннему моменту времени. Если постепенно усиливать демпфиро вание при неизменной устойчивости (увеличивать п0 при Qo=* *= const), то увеличение скорости а при движении самолета от
265
крайнего значения Да будет протекать все медленнее, равновесие моментов будет наступать все раньше (по углу а), угловая ско рость при проходе равновесного положения будет все меньше. Так как при этом уменьшается и средняя угловая скорость, то период колебаний будет увеличиваться. Естественно, колебания будут за тухать все быстрее.
Наконец, при |
/г0 = &о ($=1) |
период |
обращается |
в |
бесконеч |
|||||||
ность. Это значит, что демпфирование подавило развитие |
колеба |
|||||||||||
тельного |
процесса |
и затухание |
малого |
возмущенного |
движения |
|||||||
осуществляется на |
одной четверти волны, т. е. затухающая сину- |
|||||||||||
соида выродилась в экспоненту |
Ае -пЛ Это граничный |
случай |
ме |
|||||||||
йа |
|
|
|
|
жду колебательной и апе- |
|||||||
|
|
|
|
риодической |
|
устойчиво |
||||||
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
|
стью самолета. |
При |
зна |
|||||
|
|
|
|
|
чениях \~>\ |
самолет |
бу |
|||||
|
|
|
|
|
дет |
апериодически |
устой |
|||||
|
|
|
|
|
чивым. |
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
Увеличивать |
относи |
|||||
|
|
|
|
|
тельный |
коэффициент |
за |
|||||
|
|
|
|
|
тухания можно и за счет |
|||||||
|
|
|
|
|
уменьшения |
устойчивости |
||||||
Рис. 8,21. |
Влияние |
демпфирования |
на коле |
самолета |
по |
|
перегрузке |
|||||
(оп ) при |
«о = const. Вбли |
|||||||||||
|
бания |
угла атаки |
|
|||||||||
|
|
|
|
|
зи |
границы |
%—\ |
резуль |
||||
|
|
|
|
|
тат |
будет |
практически |
такой же. Однако, если уменьшать коэффициент \ за счет повыше ния устойчивости сп , то с приближением к границе колебательной нейтральности (£—"0) угловая частота будет неограниченно воз растать.
При хороших динамических свойствах самолета уже в первой фазе возмущенного движения исходный угол атаки приблизи тельно восстанавливается и, следовательно, малое движение прак тически заканчивается. Однако необходимо заметить, что самолет при этом никогда не возвращается строго в исходный режим по лета. Это объясняется тем, что в результате искривления траекто рии силой AV=Sq0c^Ay. накапливается отклонение угла Э. Как сле дует из выражения (8.23):
|
|
Дв - |
GV0 |
f |
Aadtf |
(8.39) |
|
|
|
|
|
|
|
где t\ — произвольный момент времени (например, условный |
конец |
|||||
первой фазы |
или tx — t^ |
и т. п.). |
|
|
|
|
|
и |
|
|
|
|
|
Интеграл |
j" Да dt |
изображается |
площадью под кривой |
Да(0 |
6 как видно из рис. 8.20, ни в одном из практически возможных слу
чаев не равен нулю.
266
По мере увеличения отклонения Дв от исходного угла наклона траектории возрастает неуравновешенная тангенциальная сила A ( G s i n 6 ) ~ —G cos 6Д8 , вызывающая изменение скорости и, сле довательно, развитие большого возмущенного движения самолета.
§ 8.11. Зависимость динамических свойств самолета в малом
продольном движении от эксплуатационных факторов
С точки зрения безопасности и простоты пилотирования удоб нее всего, когда самолет имеет достаточную устойчивость по пере грузке при эффективном демпфировании, так что коэффициент £ близок к единице. В этом случае самолет либо апериодически устойчив, либо колебательно устойчив, но период колебаний доста точно велик. -
При указанных динамических свойствах самолет сразу после возмущения настойчиво, но не резко приближается к равновес ному положению и летчик при необходимости может зафиксиро вать его на первой же полуволне. Поскольку колебания затухают достаточно быстро, при небольших отклонениях на участках по лета, где не требуется особо высокой точности выдерживания траектории, летчик вообще может не вмешиваться в управление.
Категорически недопустимы явно выраженная |
неустойчивость |
|
по перегрузке при слабом демпфировании и колебательная |
устой |
|
чивость с периодом менее 1 — 1,5 с. В последнем |
случае |
летчику |
трудно, а иногда и невозможно согласовать отклонения руля или стабилизатора с движением самолета и своим вмешательством он может непроизвольно раскачать самолет.
Выбором конструктивных параметров можно обеспечить же лаемые динамические свойства самолета для одного какого-нибудь варианта эксплуатационных условий, но при изменении этих усло вий свойства самолета будут меняться.
Наиболее существенно на динамику продольного возмущенного движения самолета влияют момент инерции, центровка самолета, скорость (число М) и высота полета.
Как видно из формул (8.28) и (8.29), характеристика затуха ния обратно пропорциональна моменту инерции, а опорная ча
стота— корню квадратному из него. |
Следовательно, |
относитель |
|||||
ный коэффициент |
затухания £ =~-х-7у-. |
В результате при уве- |
|||||
личении |
момента |
инерции |
~о |
|
у /г |
|
|
круговая частота уменьшается (период |
|||||||
растет) |
и время затухания |
увеличивается. |
|
|
|||
Практически |
момент инерции |
изменяется |
за счет |
изменений |
|||
веса. Поскольку |
переменные грузы |
(топливо, |
подвески |
и т. п.) по |
возможности размещают вблизи центра тяжести, то при измене нии вариантов загрузки самолета Jz изменяется в меньшей сте пени, чем вес G. Кроме того, момент инерции несколько зависит от изменений центровки. Обычно в технических описаниях серий ных самолетов приводится зависимость Jz от вариантов загрузки.
267