Файл: Системы автоматического и директорного управления самолетом..pdf

димость выполнения условия богр^^доп может существенно сузить диапазон применимости в качестве средства обеспечения безопасности ограничителя момента рулевой машины руля вы­ соты при 34огр.р.м.в= const. Так, например, если t4HOn = 20°, то область применимости этого средства «слева» ограничивается кривой О = const до высоты Н 1 и выше — qi = const. Таким обра­ зом, область несколько сужается на сравнительно малых высо­ тах и малых скоростях полета, и это сужение тем сильнее, чем меньше f^on. Это лишний раз подтверждает нецелесообразность ограничения допустимого значения угла тангажа путем ограни­ чения момента рулевой машины руля высоты.

Ограничение момента рулевой машины руля направления

О г р а н и ч е н и е б о к о в о й п е р е г р у з к и пг. При рас­ смотрении возможности ограничения боковой перегрузки tiz пу­ тем ограничения момента рулевой машины руля направления САУ будем полагать, что САУ достаточно хорошо стабилизи­ рует угол крена самолета, поэтому в первом приближении можно

Упростив выражения коэффициентов а* за счет пренебреже­ ния величинами sin a, tga, Jxy, полагая c o sa = l и принимая во внимание, что:

нетрудно получить

(3. 106)

144

Как видно, для ограничения рдоп = const для дозвукового са­

молета необходимо изменять величину ./Иогр.р.м.н в зависимости от переменной по режимам полета величины скоростного на­ пора q, что весьма неудобно. Однако при М0гр.р.м.н= const вели­ чина р0Гр будет уменьшаться с увеличением скоростного напора, что при условии обеспечения nz^ .n zдоп может оказаться по­ лезным.

Рассчитанное в (3.106) и (3. 109) значение момента Могр.р.м.н необходимо проверить на достаточность для парирования отказа двигателя самолета. Отказ двигателя приводит к существенному возмущению движения самолета, и на САУ возлагается задача парирования этого возмущения; таким образом, обеспечивается безопасность полета самолета при отказе двигателя самолета. Очевидно, в этом случае требуется определенное отклонение

а момент 9Л* 0Тк — отклонением элеронов, причем САУ в этом

где гэ — передаточное число САУ по углу крена.

* Для этого необходимо, чтобы самолет был оснащен астатическим авто­ пилотом стабилизации угла крена и астатическим АБУ [14].

146

Совместное решение уравнений (3.111) и (3.112) при условии (5 = 0 дает для потребного отклонения руля направления следую­ щее соотношение:

причем второе слагаемое, как правило, мало по сравнению с пер­ вым и уменьшает его (в силу разности знаков 9ЛЫОтк и 5ШЖОТк), поэтому и в случае статической по крену САУ возможно для расчета потребного отклонения руля направления для парирова­ ния момента при отказе двигателя воспользоваться выражением

(3.111).

В случае, если самолет оснащен Т Р Д и ЗЛЖОт к = 0 , выраже­ ния (3.111) и (3.113) просто совпадают.

Для отклонения руля направления на величину бн.Потр, необ­ ходимую для парирования момента от отказа одного или не­ скольких двигателей, необходимо, чтобы рулевая машина руля направления развивала определенный момент.

Для расчета потребного момента рулевой машины руля на­ правления при отказе одного двигателя выражение (3.111) можно привести к виду

где К — коэффициент, учитывающий уменьшение силы тяги от отказа одного двигателя;

ZRв — плечо отказавшего двигателя от оси самолета. Подставив в последнее соотношение выражение для а3, по­

т«1

Для дозвукового самолета величина тун мало зависит от режима полета. Величина

(3. 116)

где \ = — удлинение крыла.

S

Поскольку в режиме горизонтального полета

определим потребный момент рулевой машины руля направ­ ления:

высотах. Поэтому расчет Мпотр.р.м.н производится при макси­

148