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

случайными нарушениями равновесия, наибольший интерес пред­ ставляет изменение угла атаки, движение удобно рассмотреть в системе отсчета, связанной с траекторией. Поскольку переходные процессы обычно достаточно скоротечны, здесь (см. § 8.10) тоже можно не учитывать изменения скорости и высоты полета. Чтобы не повторять уже проделанных однажды преобразований, восполь­ зуемся готовым уравнением баланса ускорений в возмущенном

движении (8.27-2) и добавим в его правую часть угловое ускоре-

м

нием второго порядка, правая часть которого является произволь­ ной функцией времени. Если эта функция, т. е. программа откло­ нения стабилизатора, заранее известна, то можно найти и общее решение уравнения (8.47). Имея такое решение, можно определить угол атаки и перегрузку в любой момент переходного процесса, частоту и период, если это колебательный процесс, характеристику затухания и т. п.

Через некоторое время после того, как перемещение ручки управления прекратилось и стабилизатор установлен в новое по­ ложение фуст, самолет, если он устойчив по перегрузке, сбаланси-

мики переходного процесса и определяется по моменту, когда на­ чальная амплитуда а у 0 т — ао уменьшится в 20 раз.

Для летчика больший интерес представляет не исследование переходного процесса при произвольной программе Аф (t), а выбор целесообразной программы с учетом динамических свойств само­ лета.

Если самолет имеет хорошие собственные свойства в малом возмущенном движении, т. е. достаточно большой коэффициент устойчивости по перегрузке оп при соответствующем демпфирова­ нии, так что относительный коэффициент затухания £ » 1 , летчик

281

может вообще не вмешиваться в протекание переходного процесса и свести свою роль к подаче начальной команды. Для установле­

случаях положение стабилизатора соответствует балансировке са­

угловых скоростей отсутствуют. Начнется возмущенное движение самолета, все характеристики которого определяются по форму­ лам, полученным в § 8.10. При указанных выше «хороших» дина­

будет апериодическим, при £, несколько меньшем единицы,— коле­

менительно к переходным процессам ордината Д<х0 на этих графи­ ках соответствует нулю (началу координат), а ордината Д а = 0 (на­ чало координат) —значению Д а у с т .

Разумеется, летчик лишь в редких случаях использует в каче­ стве переходного процесса свободное возмущенное движение само­ лета. Прежде всего его не устраивает стандартное время установ­

грузки. Сам характер возмущенного движения самолета тоже мо­ жет оказаться неприемлемым (например, явно выраженные коле­ бания Д а и Anv даже при удовлетворительном времени 4ат)-

При желании и достаточных навыках летчик может полностью подавить собственные динамические свойства самолета, т. е. мо­ жет соответствующими упреждающими отклонениями ручки совер­ шенно не дать им проявиться в переходном процессе. При наибо­ лее целесообразной, мягкой манере пилотирования он в первой половине переходного процесса плавно отклоняет ручку в нужную сторону в таком темпе, чтобы получить желаемую угловую ско-

282

рость шг, а во второй половине плавным отклонением ручки в про­ тивоположную сторону (что равносильно демпфированию) гасит угловую скорость с таким расчетом, чтобы переходный процесс закончился либо при нулевой скорости ыг и желаемом угле -на­ клона траектории (переход на новую прямолинейную траекторию), либо при желаемом значении перегрузки (ввод самолета в криво­ линейный маневр).

Может показаться что в рассмотренном случае собственные свойства самолета не имеют значения. Такой вывод справедлив лишь с точки зрения общего результата эволюции и при условии, что все действия выполнены безошибочно. Степень же сложности, потребная точность дозировки отклонений руля, а следовательно, и необходимый уровень подготовки, вероятность ошибок и степень утомляемости летчика зависят от собственных свойств самолета.

При достаточной устойчивости самолета по перегрузке для изменения последней на заданную величину требуется значитель­ ное отклонение руля. При таком отклонении возникает и значи­ тельный рулевой момент, под действием которого самолет быстро приобретает угловую скорость. В этом случае нет необходимости форсировать переход самолета на новый угол атаки а у с т и откло­ нение ручки уже в начале переходного процесса обычно ненамного отличается от того, которое необходимо для балансировки на этом угле. Если, кроме того, самолет имеет и хорошее демпфиро­ вание, то небольшого, мягкого встречного движения ручки бывает достаточно, чтобы погасить угловую скорость при его подходе к нужному положению. Так как при хорошей устойчивости само­ лет имеет ярко выраженную реакцию на отклонения по углу атаки,

нарастает слишком быстро. Если к тому же относительный коэф­

погасить ее, требуется достаточно энергичное встречное движение ручки. К тому моменту, когда угловая скорость затухает, положе­ ние ручки может сильно отличаться от балансировочного, что снова возбуждает вращение. Так как период колебаний мал, ис­ правлять такие ошибки трудно. Заметив, например, увеличение угла атаки, летчик отдает ручку от себя, но самолет в это время уже перешел на другую полуволну, где рулевой момент склады­ вается со стабилизирующим, а это приводит к раскачке самолета и т. п.

При малой устойчивости по перегрузке для перевода самолета на новый угол атаки (перегрузку) требуется небольшое отклоне­ ние руля. Соответственно малы рулевой момент и угловая ско­ рость о)г. В этом случае практически всегда летчик вынужден фор­ сировать управление, т. е. отклонять руль на значительно больший угол, чем требуется для балансировки самолета. Чтобы прекратить вращение самолета при подходе к нужному положению, требуется

283

почти такое же отклонение ручки в противоположную сторону, после чего ее нужно поставить в новое балансировочное положе­ ние. Ошибки, допускаемые при этом, летчик видит не сразу, так как самолет вяло реагирует на небольшие отклонения угла атаки. Считая эволюцию законченной, летчик переключает внимание на другие элементы своей работы, а через некоторое время обнару­ живает значительные уводы самолета по углу атаки.

Г л а в а 9

БАЛАНСИРОВКА, УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА В БОКОВОМ ДВИЖЕНИИ

§ 9.1. Боковая балансировка самолета

При изучении изолированного бокового движения будем счи­ тать, что в продольном отношении самолет уравновешен по силам и моментам.

Напомним, что боковое движение самолета складывается из его вращений вокруг продольной и вертикальной осей и переме­ щения вдоль поперечной оси (скольжения). Следовательно, чтобы

определению. Однако, как будет видно в дальнейшем, без него невозможно стационарное выполнение первых двух условий. По­

(5.20) и (5.17) общие условия боковой балансировки самолета за­ писываются в виде:

284

Поскольку система трех уравнений содержит четыре перемен­

линейному полету без крена и скольжения. Здесь в силу полной

Напомним, что в нормальных условиях все частные производ­ ные, вошедшие в уравнения (9.2), отрицательны и величина

Рис. 9.2. Прямолинейный полет со скольжением

пренебрежимо мала. При скольжении действует поперечный мо­ мент Мх$ (рис. 9.2), стремящийся накренить самолет на отстав­ шее полукрыло. Чтобы его уравновесить, нужно создать такой же по величине и обратный по знаку момент М*Ъа, для чего не­ обходимо отклонить элероны в сторону скольжения (на скользя­

285