При еще большем избытке путевой устойчивости самолет в бо ковом движении становится спирально неустойчивым, т. е. с тече нием времени углы Д(3 и Ду будут неограниченно возрастать.
Различные области боковой устойчивости и неустойчивости самолета схематично показаны на рис. 9.13. Границы этих обла стей в каждом конкретном случае зависят от соотношения момен тов инерции самолета, коэффициентов демпфирования и спираль ных моментов. Однако, как нетрудно проследить, общие границы области боковой устойчивости от соотношения моментов инерции практически не зависят: граница колебательной нейтральности
Рис. 9.13. Области боковой устойчивости и не устойчивости самолета
всегда примерно |
соответствует |
полной |
потере |
путевой |
статиче |
ской |
устойчивости, |
а граница спиральной |
нейтральности |
в основ- |
ном |
определяется |
отношением |
|
т |
У |
|
производных —— . |
|
С практической точки зрения лучше всего, когда самолет нахо дится примерно на границе спиральной и колебательной устой чивости и обладает хорошим демпфированием относительно обеих осей. В этом случае начальные углы крена и скольжения восста навливаются достаточно быстро либо в апериодическом (спираль
ном) движении при сравнительно небольшом уклонении по курсу (Дфост), либо в процессе быстро затухающих колебаний с доста
точно большим периодом (3—5 с). В любом из этих вариантов летчик в любой момент может вмешаться в управление и стаби лизировать самолет в нужном режиме.
Явно выраженный спиральный характер бокового движения, в том числе спиральная нейтральность, и даже небольшая спираль ная устойчивость мало усложняют пилотирование и непосредст венно не создают угрожающих ситуаций, поскольку возмущенное движение развивается медленно и монотонно. Однако значитель ный избыток путевой устойчивости нежелателен, так как он при-
ЬОДЙТ к увеличению угла Аф0 С т и, следовательно, отвлекает внпма» ние летчика на постоянный контроль за курсом полета и его вос становление.
Слабо затухающие боковые колебания самолета при периоде менее 1—2 с, а тем более колебательная неустойчивость катего рически недопустимы, так как при периоде Г < 1 с летчик практи чески уже не может целенаправленно вмешаться в управление. Полупериод, на протяжении которого самолет кренится в одну
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
сторону, составляет 0,5 с, что соизмеримо с временем |
|
запазды |
вания |
реакции летчика. Заметив |
кренение, он |
отклоняет |
элероны |
в сторону поднимающегося |
полукрыла, но |
к этому |
моменту само |
|
|
|
лет уже сам начинает выходить |
из кре |
|
|
|
на и отклонение элеронов усугубляет ко |
|
|
|
лебания; вмешательство |
летчика |
приво |
|
|
|
дит |
к |
раскачке |
самолета. |
|
|
|
|
|
|
|
|
Современные сверхзвуковые |
самолеты |
|
|
|
обычно имеют тонкое стреловидное или |
|
|
|
треугольное крыло сравнительно |
неболь |
|
|
|
шого удлинения и сильно вытянутый фю- |
Рис 9.14. Типичная компо- |
зеляж, |
в котором размещается |
|
основная |
новка |
хвостовой части са- |
часть |
грузов. Естественно, что |
|
при этом |
|
м о л е |
т а |
момент |
инерции |
относительно |
вертикаль |
|
|
|
ной |
оси |
значительно |
больше |
(в |
8—10 и |
более |
раз), |
чем относительно |
продольной. Наоборот, статическая |
поперечная устойчивость таких самолетов на дозвуковых |
скоро |
стях |
полета |
велика. Для |
согласования |
поперечной |
и |
|
путевой |
устойчивости первая уменьшается за счет отрицательного угла по перечного V крыла, а вторая повышается путем увеличения пло щади вертикального оперения. Поскольку площадь вертикального оперения влияет и на путевую, и на поперечную устойчивость, то, чтобы добиться значительного увеличения первой при минималь ном увеличении второй, вертикальное оперение обычно выпол няется с большим сужением, а часть его площади выносится под фюзеляж (рис. 9.14). Это позволяет приблизить центр давления оперения D B . 0 к оси Ох. Кроме того, для увеличения путевой устой чивости за счет стабилизирующего момента хвостовой части фю зеляжа на ней часто выполняется гаргрот, а сечение в районе вертикального оперения делается овальным.
При условии выполнения перечисленных мероприятий можно добиться согласования поперечной и путевой устойчивости и обеспечить хорошие динамические свойства самолета в боковом движении в каком-либо интервале режимов полета. Однако с из менением режима полета эти свойства меняются. Так, на дозву ковых скоростях с увеличением угла атаки поперечная устойчивость самолета сильно возрастает, а путевая несколько уменьшается. Это может привести к заметному сокращению периода малого бо
кового движения |
и далее к развитию слабо затухающих |
колебаний |
в дозвуковом полете на больших высотах и с большими |
перегруз |
ками. В первом |
случае явление усугубляется значительным ослаб- |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
лением |
демпфирования, |
а во |
втором — увеличением |
скоростного |
. напора. Дело в том, что при одних |
и тех же |
значениях |
угла |
атаки |
и |
коэффициента |
су, |
которые |
определяют соотношение |
поперечной |
и |
путевой |
устойчивости, |
для |
создания нормальной перегрузки пь |
требуется |
в пу раз |
больший скоростной напор. Следовательно, при |
тех коэффициентах |
моментов |
сами |
неуравновешенные |
моменты |
тоже будут в пу |
раз больше. Поскольку моменты инерции |
Jx |
и |
Ju |
остались прежними, то угловые ускорения, угловые |
скорости |
и |
опорная |
частота |
колебаний |
увеличиваются |
во столько |
же |
раз. |
В результате на маневре с повышенной перегрузкой самолет энер гичнее реагирует на нарушения равновесия, возмущенное движе
|
|
|
|
|
|
|
ние развивается более |
интенсивно. |
|
|
|
На |
околокритических скоростях полета |
поперечная |
устойчи |
вость |
самолетов со стреловидным крылом резко уменьшается, |
что |
приводит |
|
|
т \ |
вплоть |
до |
к существенному уменьшению величины —г-, |
появления |
спиральной |
неустойчивости. |
т у |
|
|
|
|
|
На сверхзвуковых режимах полета с увеличением числа М пу |
тевая |
статическая устойчивость уменьшается |
быстрее, |
чем попе |
речная. При этом происходит постепенное увеличение избытка по перечной устойчивости. Полет с большими сверхзвуковыми скоро стями обычно протекает на стратосферных высотах, где демпфи рование ослаблено, в связи с чем даже при сравнительно неболь ших избытках поперечной устойчивости затухание малого боко вого движения затягивается. Кроме того, в данном случае избы
ток |
поперечной устойчивости образуется не за счет ее увеличения, |
а за |
счет потери путевой устойчивости. При таком |
же отношении |
т х |
обе |
производные значительно |
меньше, чем |
на |
дозвуковых |
ре- |
—s- |
Щ, |
|
|
|
|
|
|
жимах |
полета. С одной стороны, |
это приводит |
к некоторому |
уве |
личению периода боковых колебаний, с другой — способствует большим забросам углов крена и особенно скольжения. Это объяс няется тем, что нарушение бокового равновесия в реальных усло
виях обычно |
не сводится только к образованию возмущений А,3 |
и Ау, но, как |
правило, сопровождается и появлением угловых ско |
ростей шу и шх. Чем меньше статические и демпфирующие моменты, тем большие увеличения начальной амплитуды вызывают эти ско рости. Большие забросы углов скольжения сильно снижают точ ность пилотирования. Кроме того, они сопровождаются забросами боковой перегрузки, что может привести даже к травмированию членов экипажа вследствие ударов о борта кабины.
Потеря статической путевой устойчивости является причиной ограничения числа М т а х на многих самолетах.
Увеличение угла атаки на сверхзвуковых скоростях полета со провождается значительным дополнительным уменьшением путе вой устойчивости. Поэтому на больших стратосферных высотах и особенно при выполнении маневров с повышенными нормальными
перегрузками указанные явления усугубляются и развиваются при меньших числах М. Внешние подвески, особенно центральные (под фюзеляжем), повышают статическую поперечную устойчивость (высокопланный эффект), за счет чего также увеличивается избы ток поперечной устойчивости и уменьшается число М, при котором его проявление становится неблагоприятным.
Для улучшения динамических свойств современных самолетов в боковом движении широко используются различные автомати ческие средства: демпферы рыскания, креновые автопилоты, рабо
тающие в режимах |
стабилизации и демпфирования, |
и т. п. |
|
§ 9.7. Боковая управляемость самолета |
|
П о д б о к о в о й у п р а в л я е м о с т ь ю с а м о л е т а |
о б ы ч |
но п о н и м а ю т |
е г о |
с п о с о б н о с т ь и з м е н я т ь |
у г л ы |
к р е н а и с к о л ь ж е н и я |
п р и о т к л о н е н и я х |
э л е р о н о в |
и р у л я н а п р а в л е н и я . |
|
|
Изменения углов крена и скольжения, равно как и изменение нормальной перегрузки в продольном движении, являются не ко нечной целью действий летчика, а лишь средством, обеспечиваю щим движение самолета по заданной (желаемой) траектории. Искривление траектории, в какой бы плоскости оно ни происхо дило, осуществляется главным образом за счет приращения подъ емной силы. Создание приращений подъемной силы (изменение нормальной перегрузки) — задача продольной управляемости. Но чтобы траектория не просто искривлялась, а в каждое мгновение искривлялась в нужную сторону, плоскость симметрии самолета, в которой лежит подъемная сила, необходимо соответствующим образом накренять относительно земной вертикали. Отсюда выте кает первая задача боковой управляемости — управление углом крена.
В ряде случаев на движение самолета накладываются дополни тельные условия: выполнение криволинейного маневра в одной на клонной плоскости, выдерживание прямолинейного полета при заданном крене и т. п. В таких случаях для балансировки само лета на заданной траектории бывает удобно, а иногда и необхо димо использовать боковую силу Z. При выполнении некоторых эволюции (ввод самолета в разворот, вывод из разворота и т. п.) ненужная и даже вредная боковая сила возникает сама собой и ее необходимо устранить. Во всех таких случаях необходимо управ лять углом скольжения. Это вторая задача боковой управляе мости.
Обе указанные задачи тесно переплетаются между собой и ре шаются одновременно. Взаимосвязь между ними осуществляется
по многим |
каналам: изменение крена приводит к изменению сколь |
жения и, |
наоборот, отклонения руля |
направления |
или |
элеронов |
вызывают |
изменения обоих углов и т. |
д. Поэтому |
при |
пилотиро |
вании отклонения элеронов и руля направления должны быть со гласованы между собой. Такое согласование называют к о о р д и -