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

н а ц и е й у п р а в л е н и я . Чаще всего законом (принципом) ко­ ординации управления является отсутствие скольжения. Но воз­ можны и другие законы: сохранение курса или высоты полета в процессе вращения самолета вокруг продольной оси, удержание криволинейной траектории в одной наклонной плоскости и т. д.

Для оценки боковой управляемости самолета вводится ряд спе­

виях эти производные всегда отрицательны, поэтому при приня­ том правиле знаков обеспечивается естественность движений орга­ нов управления. Так, чтобы накренить самолет вправо, летчик отклоняет и ручку (штурвал) управления вправо. Чтобы отвер­ нуть нос самолета влево (создать правое скольжение), летчик должен отклонить левую педаль вперед. Чем больше модуль ука­ занных производных, тем больше начальные ускорения крена и рыскания и, следовательно, энергичнее начальная реакция само­ лета на отклонения рулевых поверхностей.

Важными статическими характеристиками боковой управляемо­ сти самолета являются балансировочные диаграммы для прямо­

на руль высоты, действуют шарнирные моменты. Следовательно, при простой (без гидроусилителя), или обратимой, системе управ­

высоты. При необратимой системе управления эти усилия созда­ ются загрузочными механизмами. Изменения усилий на органах бокового управления в зависимости от углов скольжения или кре­

Заметим, что в системах ножного управления гидроусилители обычно не ставятся. Это объясняется тем, что при малых усилиях на педалях летчик может ошибочно отклонить руль направления на значительный угол. При больших скоростях полета это привело бы к грубому нарушению боковой балансировки самолета. Без гидроусилителя на сверхзвуковых режимах полета, когда коэф­ фициент относительной эффективности руля уменьшается примерно вдвое, а шарнирный момент возрастает (за счет увеличения ско­ ростного напора и смещения центра давления руля назад), про-

313

мые углы скольжения ограничиваются физическими возможностя­ ми летчика.

Важной характеристикой статической боковой управляемости является реакция самолета по крену на отклонение руля направ­ ления. Эта реакция называется нормальной или прямой, если са­

При отклонении руля направления возникает рулевой путевой момент Л4у н Зн и образуется скольжение. Сообразно со скольже­ нием появляется восстанавливающий путевой момент ЛЦф. Угол установившегося скольжения определяется равновесием этих мо­ ментов:

И отклонение руля непосредственно, и обусловленное им сколь­ жение приводят к появлению поперечного момента, суммарный коэффициент которого

тх = т[«Ьн + т?хф

Реакция самолета по крену на отклонение руля направления характеризуется производной

(9.30)

Реакция будет обратной, если эта производная отрицательна. Такое явление наблюдается у многих самолетов со стреловидным крылом на околокритических числах М, где коэффициент статиче­ ской поперечной устойчивости т\ сильно уменьшается или даже меняет знак.

В условиях обратной реакции любая попытка летчика выпол­

ся в противоположную сторону. При обратной реакции все разво­ роты должны выполняться без скольжения. Для этого целесооб­ разно начинать разворот накренением самолета в желаемую сто­ рону; по мере образования крена следует отклонять руль направ­ ления в такой степени, чтобы не допустить скольжения.

314

что и изменения угла атаки в малом продольном движении. Из этого следует, что все сказанное в § 8.14 о динамических характе­ ристиках продольной управляемости применимо и к боковой упра­ вляемости в части управления углом скольжения.

дому установившемуся углу скольжения соответствует определен,-

инертности самолета и поперечного демпфирования. При подходе самолета к заданному (желаемому) углу крена поперечное вра­ щение нужно погасить обратным отклонением элеронов, после чего они ставятся в нейтральное положение. При хорошем попе­ речном демпфировании можно просто поставить элероны ней­ трально с некоторым упреждением.. За счет демпфирования вра­ щение прекратится само по себе.

При отклонении элеронов па угол 8Э возникает рулевой попе­ речный момент М"х?Ъ9, под действием которого самолет .начинает ускоренно вращаться вокруг продольной оси. По мере увеличения угловой скорости нарастает поперечный демпфирующий момент

М"^шх. Если вращение происходит без существенного скольже­ ния, то поперечный момент, обусловленный скольжением, по ма­ лости можно не учитывать. Тогда очевидно, что при некоторой скорости шжуст записанные моменты взаимно уравновесятся и вра­ щение станет установившимся:

К*. + К * - 2 ^ = 0 ,

ронов, потребный для создания единичной угловой скорости уста­

Чтобы выявить зависимость градиента 8^* от режима полета, вспомним, что коэффициент поперечного демпфирования пропор­ ционален производной с* , а коэффициент эффективности элеро-

315

вается за счет уменьшения коэффициента относительной эффек­

на скоростному напору и быстро убывает с высотой.

Усилие на ручке (штурвале) управления от элеронов можно

316

поперечной угловой скорости. На докритических режимах полета

ционально давлению). С приближением к скорости реверса элеро­ нов градиент Р^х неограниченно возрастает (рис. 9.15).

Г л а в а 10

ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ ПРОДОЛЬНОГО

ИБОКОВОГО ДВИЖЕНИЙ

§10.1. Аэродинамическое, кинематическое и инерционное

взаимодействие продольного и бокового движений

Деление движения самолета на продольное и боковое условно. Изменения каких-либо параметров в одном из них неизбежно влияют на развитие другого. Обычно это влияние сводится к срав­ нительно небольшим, чисто количественным изменениям отдель­ ных характеристик, однако в ряде случаев оно становится столь существенным, что обусловливает принципиальные изменения об­ щего характера движения самолета. По своей природе связи ме­

жений разнообразно по своим формам. Гак, простое изменение приборной скорости (скоростного напора) в продольном движе­ нии вызывает изменение статических и динамических моментов от­ носительно осей Oxi и Оу\. Поскольку моменты инерции Jx и } у от скоростного напора не зависят, то на разных приборных скоро­ стях самолет по-разному реагирует на одни и те же нарушения бокового равновесия.

Если в продольном движении изменяются число М и угол ата­ ки, то меняются и все частные производные, характеризующие пи­ лотажные свойства самолета в боковом движении. Самолет подругому реагирует на одни и те же возмущения угла скольжения, отклонения руля направления и элеронов, по-другому баланси­ руется в прямолинейном полете со скольжением. При больших, околокритических углах атаки становится невозможным образова­ ние поперечного демпфирующего момента, так как нет резерва коэффициента су на опускающемся полукрыле. На отрицательных углах атаки самолет становится статически неустойчивым в попе­ речном отношении, поскольку теперь скольжение приводит к уве-

317