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

Центровка самолета влияет на его динамические свойства через

личении скорости VQ ИСХОДНОГО режима опорная частота и коэффи­ циент затухания увеличиваются пропорционально ей, а относитель­ ный коэффициент затухания не меняется. В этих условиях круговая частота<»—Q0 j/l — Е2 пропорциональна опорной частоте и вместе с ней увеличивается пропорционально скорости, а период колеба­ ний, характеристики t3&T и г0,5 уменьшаются в такой же степени.

В интервале чисел М от М к р до М з в .п , как уже многократно от­ мечалось, происходит интенсивное увеличение статической устой­

^оКР//в _ ^7р= = 1^'1/оРя0 н> следовательно, продолжает увеличивать­ ся, хотя и медленнее, чем до этого. Характеристика затухания п0 пропорциональна ?HV0 и, кроме того, производной с/г -°0 , входя­ щей в выражение коэффициента демпфирования т™*. Поэтому при чисто сверхзвуковом обтекании в первом приближении можно счи-

тать, что / J | j » - T ^ - s ! p W | H от скорости полета не зависит. Соответ­ ственно на сверхзвуковых режимах продолжается увеличение кру­ говой частоты ш и уменьшение периода Тп колебаний при неизмен­ ном времени 4ат-

На всех скоростях полета опорная частота пропорциональна У?Нь> а характеристика затухания — рЯ о - Из этого следует, что с увеличением высоты полета при V0=const круговая частота не-

268

сколько уменьшается, а период колебаний увеличивается. Время же затухания колебаний растет обратно пропорционально плотно­ сти воздуха.

Наиболее неблагоприятные динамические свойства самолет, как правило, имеет при полете с большими сверхзвуковыми скоро­ стями на предельно больших высотах, где большая устойчивость самолета по перегрузке сочетается с крайне слабым демпфирова­ нием. У самолета появляется явная тенденция к продольной раскачке, колебания угла атаки затухают медленно. Это снижает

В связи с этим для улучшения динамических свойств сверхзвуко­ вых самолетов наряду с указанными компоновочными средствами широко применяются специальные автоматические устройства, ра­ ботающие как в режиме стабилизации, так и в режиме демпфиро­ вания. Такие устройства имеют чувствительный элемент (обычно гироскопический), вырабатывающий сигнал, пропорциональный изменению угла тангажа (в режиме стабилизации) или угловой скорости шг (в режиме демпфирования). Этот сигнал, усиленный гидроприводом, вызывает отклонение руля высоты или стабилиза­ тора на нужный угол в нужную сторону. В результате создаются дополнительные стабилизирующие (или дестабилизирующие, если, собственная устойчивость самолета по перегрузке чрезмерно ве­

дования.

§ 8. 12. Продольная управляемость самолета

Управление самолетом в продольном движении осуществляется за счет рулевого момента, который летчик может изменять в ши­ роких пределах, отклоняя стабилизатор или руль высоты. Доста­ точно посмотреть запись угла ф (или 8В) на пленке САРПП (си­ стема автоматической регистрации параметров полета), чтобы убедиться, что этот угол изменяется почти непрерывно на протя­ жении всего полета. Причины, побуждающие летчика изменять продольный рулевой момент, можно разделить на три группы:

—преднамеренное искривление траектории полета;

—сохранение исходной траектории при преднамеренном изме­ нении скорости;

—восстановление исходной траекторий после случайных от­ клонений от нее.

Впервом случае для искривления траектории необходимо при­ ращение подъемной силы, т. е. приращение нормальной пере-

269

грузки. Чтобы получить приращение перегрузки при имеющихся высоте и скорости полета, летчик, отклоняя руль или стабилиза­ тор, создает необходимый рулевой момент и тем самым переводит самолет на новый угол атаки.

Во втором случае при изменении скорости подъемная сила и перегрузка тоже изменяются, в связи с чем траектория откло­ няется от исходной. Заметив это, летчик, как и в первом случае, целенаправленно создает дополнительный рулевой момент, чтобы получить приращение перегрузки, необходимое для восстановле­ ния желаемой траектории. Аналогично он поступает и в третьем случае, когда замеченное им искривление траектории обусловлено какими-либо случайными причинами.

Таким образом, чтобы управлять самолетом, т. е. чтобы обес­ печить его движение по определенной траектории, летчик в любом случае должен иметь возможность изменять нормальную пере­ грузку.

Естественно, что в продессе управления проявляются не только собственные свойства самолета, но и свойства самого летчика. Чем лучше эти свойства будут согласованы, тем меньшее напряжение потребуется от летчика в процессе управления самолетом и выше будет качество этого процесса. Такое согласование идет по двум направлениям. С одной стороны, в процессе подготовки летчик приобретает определенные профессиональные навыки и дополни­ тельно шлифует их при освоении данного типа самолета, при от­ работке техники пилотирования в том или ином диапазоне скоро­ стей и высот полета и т. п. С другой стороны, самолет конструи­ руют так, чтобы характеристики его управляемости возможно лучше соответствовали обычному, непрофессиональному жизнен­ ному опыту и возможностям человека.

Так, на всех самолетах для увеличения перегрузки, а следова­ тельно, и искривления траектории кверху ручку (штурвал) управ­ ления нужно отклонять на себя, для уменьшения — от себя, для создания большей перегрузки к ручке нужно приложить большее усилие. Необходимо, чтобы движения ручки, потребные для вы­

Для оценки продольной управляемости самолета вводится ряд параметров, которые (несколько условно) принято делить на ста­ тические и динамические. К статическим относят параметры, не связанные непосредственно с динамическими свойствами само­ лета.

В двух последующих параграфах характеристики продольной' управляемости будут рассматриваться применительно к самолету

270

с управляемым стабилизатором. Там, где при управлении рулем высоты возникают какие-либо существенные изменения или допол­ нительные явления, будут сделаны соответствующие оговорки. Если самолет имеет руль высоты, во все формулы вместо коэффи­ циента Щ эффективности стабилизатора должен подставляться

коэффициент гп/ эффективности руля.

§ 8.13. Статические характеристики продольной управляемости самолета

Величина и характер отклонений ручки управления при изме­ нении скорости (числа М) в прямолинейном горизонтальном по­ лете определяются наклоном балансировочной диаграммы, кото­ рый зависит от статической устойчивости самолета по скорости и эффективности стабилизатора. Балансировочная диаграмма устой-

чивого по скорости самолета имеет положительный наклон - jr/>U .

В этом случае при увеличении скорости полета стабилизатор не­ прерывно отклоняется на пикирование (ручка — от себя). Чем больше устойчивость самолета по скорости и меньше эффектив­ ность стабилизатора, тем круче балансировочная диаграмма и, следовательно, больше отклонение ручки при заданном изменении скорости.

Угол ф отклонения стабилизатора, потребный для балансировки самолета на данной скорости (числе М) полета при любом зна­ чении нормальной перегрузки пу, можно определить по уравнению балансировочной диаграммы (8.5), если в него вместо полетного веса G, равного подъемной силе в горизонтальном полете, подста­ вить величину Gny, равную подъемной силе _при заданной пере­ грузке, а вместо запаса центровки (xF— хг)—действительное

нием в прямолинейном полете). В результате, чем больше пере­ грузка, тем круче проходит балансировочная диаграмма и на уча­ стках устойчивости, и на участках неустойчивости самолета по ско­ рости. «Ложка» при этом становится все более глубокой.

271