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

Таким образом, любое вмешательство летчика в поведение са­ молета на больших приборных скоростях полета при чрезмерно малом градиенте Х"У приводит к раскачке самолета, сопровождаю­ щейся большими (опасными) забросами нормальной перегрузки. Забегая вперед, укажем, что самый правильный выход из подоб­ ной ситуации— зафиксировать ручку управления. На рассматри­ ваемых режимах полета самолеты обычно имеют вполне удовле­ творительные динамические свойства и колебания быстро затух­ нут. Одновременно необходимо задросселировать двигатели, чтобы погасить скорость и уйти из области малых градиентов Л'";'.

ростной напор, ни потребные углы а и ср не изменятся, но большими станут потребные ходы ручки. При плавном ее отклонении угол атаки будет изменяться медленнее, накапливание угла Д.6 будет поспевать за увеличением перегрузки. В результате летчик полу­

мощью винтовой или реечной нары с электроприводом. Включение и выключение электропривода осуществляется специальным реле, на которое подаются управляющие сигналы от датчиков скорост­ ного напора, высоты и числа М полета. На малых скоростях по­ лета шток смещен в крайнее положение по стрелке /. Плечо OA максимально, для поворота стабилизатора на заданный угол нужно минимальное отклонение ручки. При увеличении скорости

277

KHJ? И на малых высотах приходит в крайнее положение при скоро­ сти, соответствующей минимуму градиента <?"У. Теперь плечо Л О ми­ нимально, такому же углу поворота стабилизатора соответствует максимальное отклонение ручки. На больших высотах сокращение

зочным механизмом. С уменьшением плеча OA плечо ОВ увели­ чивается, за счет чего в области малых градиентов Х"У возрастает

емной силы. Последний может ограничиваться продольной управ­ ляемостью самолета.

Располагаемое по продольной управляемости значение коэф­

На дозвуковых режимах полета эффективность рулевых по­ верхностей достаточно высока, а коэффициент продольной устой­ чивости самолета по перегрузке минимален. В этих условиях коэф­

при некотором числе М, обычно несколько большем единицы, на­

стабилизатора на кабрирование. При еще больших числах М про­ дольная управляемость самолета начинает ограничивать возмож­

278

Для упрощения анализа уравнения (8.46) примем mz = 0, что для сверхзвуковых режимов полета близко к действительности. Тогда, выделив отдельно параметры, зависящие' от числа М по­

числа М. Поэтому, не повторяя рассуждений, можно установить,

279

сировочные диаграммы), позволяющие определять отклонения ру­ левых поверхностей, потребные для сохранения постоянной пере­ грузки при переходе на другие скорости и высоты полета;

— зависимости градиентов =p"v, Р"У, Х"У от скорости (числа М) и высоты полета, позволяющие определять изменения перегрузки, соответствующие заданным изменениям угла 9 (или ов ), усилия на

§ 8.14. Динамические характеристики продольной управляемости

самолета

Динамические характеристики продольной управляемости са­ молета позволяют судить о динамике самого процесса изменения угла атаки и перегрузки при отклонении рулевых поверхностей и помогают летчику выбрать программу отклонения руля высоты или стабилизатора, обеспечивающую наиболее благоприятный ха­ рактер этого процесса.

Пусть самолет был сбалансирован при некоторых значениях скорости Vo и угла атаки <хо (перегрузки пу 0 ) . Чтобы не усложнять рассуждений, предположим, что исходный полет был прямолиней­ ным и горизонтальным (nv0—\). Пусть в некоторый момент вре­ мени летчик начал отклонять ручку управления на себя, чтобы выполнить какой-либо восходящий маневр.

При отклонении стабилизатора продольное равновесие нару­ шается, так как появляется пока еще ничем не уравновешенный рулевой момент, пропорциональный углу Дер отклонения стабили­ затора от балансировочного положения:

Под действием этого момента самолет начинает набирать угло­ вую скорость шг, появляется отклонение от исходного угла атаки Да, пропорционально скорости шг и углу Да нарастают демпфирующий и статический моменты — начинается развитие возмущенного дви­ жения. Однако это движение отличается от рассмотренного в § 8.10 наличием дополнительного, рулевого момента, который в общем случае является произвольной функцией времени и не свя­ зан непосредственно с собственными динамическими свойствами самолета. Кроме того, это движение имеет определенную целена­ правленность, поскольку летчик, видимо, поставил перед собой за­ дачу перевести самолет на новый угол атаки (на новую пере­ грузку). Такое целенаправленное возмущенное движение обычно называют п е р е х о д н ы м п р о ц е с с о м .

Для выявления динамических характеристик переходного про­ цесса нужно записать соответствующее ему уравнение движения. Так как здесь, как и в возмущенном движении, обусловленном

280