Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М. Летные испытания самолетов

Подождите немного. Документ загружается.

Фазовое запаздывание возрастает при увеличении резкости

выполняемого маневра и уменьшении демпфирования возмущен

ного движения.

При анализе динамических

свойств, устойчивости и управляе

мости самолета, уточнении запасов

статической устойчивости, диапазо

нов изменения собственных частот

и степени демпфирования возму

щенного движения самолета, прием

лемых или недопустимых для лет

ной практики, полезно также иметь

графики, подобные приведенному

на рис. 4.6.

Такие зависимости могут быть

построены для испытываемого са-

молета^то фактическим данным лет

ного эксперимента (область возмож

ных в полете изменений собственных

частот и степени демпфирования

при заданных характеристиках си

стемы управления с соответствую

щими оценками летчиков-испытате-

лей). Сопоставление их с более пол

ными данными летных исследова

ний, проводимых на самолетах —

летающих лабораториях с изменяемыми характеристиками устой

чивости и управляемости, позволит правильнее понять причину тех

или иных особенностей в поведении испытываемого самолета и по

может полнее увязать результаты количественных измерений с ка

чественной оценкой летчика.

Характеристики продольной статической

устойчивости и управляемости

Статически устойчивым в продольном отношении называется

такой самолет, на котором при нарушении угла атаки либо скоро

сти полета и числа М изменяется продольный аэродинамический

момент в направлении возврата самолета в исходный режим ба

лансировки.

Продольный момент самолета Мг является функцией многих

независимых переменных. Он изменяется при изменении угла

атаки, скорости полета и числа М, при появлении угловой скоро

сти тангажа и скольжения. На продольный момент самолета

влияют также изменение режима работы двигателя, фиксация и

освобождение рулей, изменение центровки, любое изменение внеш

них форм самолета, обусловленное упругими деформациями его

Ч а с то т

короткопериодических

колебании

Рис. 4.6. Оценка летчиком

устойчивости и управляемости

самолета в зависимости от ча

стоты его собственных колеба

ний в короткопериодическом

движении и степени демпфиро:

вания колебаний:

7—самолет практически неустойчив,

реакция очень замедленная; 2—са

молет нейтрален, реакция повышен

ная:

3—самолет чувствителен к ма

лым отклонениям ручки управления

149

конструкции, отклонением закрылков и воздушных тормозов, вы

пуском шасси, наружными подвесками и т. д.

Влияние этих факторов на продольную устойчивость самолета

не одинаково и может проявляться по-разному в различных усло

виях полета. Так, влияние сжимаемости воздуха особенно возра

стает при около- и сверхзвуковых скоростях полета. Упругие

деформации самолета зависят от степени упругости конструкции

и величины действующих на нее аэродинамических сил. Поэтому

их влияние возрастает с увеличением скоростного напора (т. е. при

больших приборных скоростях Упр) и перегрузки (пу), а также при

значительном нагреве конструкции (при больших числах М по

лета). Наоборот, влияние тяги двигателя на балансировку и устой

чивость самолета обычно становится заметным только при малых

скоростях. Наконец, влияние продольной центровки х т самолета

проявляется при всех скоростях, числах М полета и углах атаки,

причем относительно сильнее в дозвуковом полете, чем в сверхзву

ковом. Продольная устойчивость самолета увеличивается по мере

смещения вперед центра тяжести. Поэтому при передних центров

ках самолет обладает большей устойчивостью, чем при задних.

Центровку, при которой самолет становится нейтральным в отно

шении продольной статической устойчивости, называют нейтраль*

ной (хя).

При анализе продольной статической устойчивости самолета

обычно рассматривают только изменение продольного момента,

связанное с изменением угла атаки, скорости полета или числа М,

для фиксированного или освобожденного руля и заданных условий

работы двигателя и положений центра тяжести самолета, шасси,

триммеров, закрылков, воздушных тормозов, наружных подвесок.

При этом степень продольной статической устойчивости самолета

оценивается величиной изменения коэффициента продольного мо

мента т 2, приходящейся на единицу изменения коэффициента

подъемной силы су, т. е. графически наклоном кривой т2=}(су) *.

Изменением коэффициента подъемной силы самолета су в данном

случае выражается любое отклонение самолета от исходного ре

жима балансировки, связанное с изменением угла атаки как при

постоянной, так и при изменяющейся (по определенному закону)

скорости полета.

Однако и при таком допущении зависимость тг = {(су) не всегда

может быть представлена графически одной кривой. Поэтому каж 

дой скорости полета и каждому числу М, как это видно на рис. 4. 7,

соответствует своя кривая тг=[(су).

* Коэффициент продольного момента тг самолета подсчитывается по фор-

М г (

муле тг= ~ ~—, где ? — скоростной напор \Я~ — ;

Я А \ !

5 и Ьл — соответственно площадь и длина САХ крыла.

150

Степень продольной статической устойчивости самолета оцени

вают величиной тангенса угла наклона касательной к кривой

тг — 1(су) в точке т2 = О и принимают следующие обозначения:

(4.1)

Величина гпсу называется коэффициентом продольной статиче

ской устойчивости. У самолета, обладающего устойчивостью, этот

коэффициент отрицателен. Коэффициент пгс/ характеризует сте

пень нарастания восстанавливающего аэродинамического момента

самолета по мере отклонения его от исходного угла атаки в гори

зонтальном полете с постоянной скоростью, например, при мгно

венном воздействии на прямолинейно летящий самолет вертикаль

ного порыва.

Однако изменение угла атаки обычно сопровождается вращ е

нием самолета в плоскости тангажа. В этом случае наряду

с восстанавливающим моментом статической устойчивости, харак

теризуемым коэффициентом тсУ, развивается так называемый

демпфирующий момент. В результате изменения угла атаки гори

зонтального оперения при вращении самолета вокруг поперечной

оси на оперении появляется дополнительная аэродинамическая

сила, которая и создает демпфирующий момент, препятствующий

вращению самолета. Этот момент повышает статическую устойчи-

Р и с. 4.7. Изменение коэффициента продольного момента т г

самолета в зависимости от су и а при различных М и УПр:

устойчивый в продольном отношении самолет;

самолет

неустойчивый

151

вость самолета в криволинейном полете по сравнению с устойчи

востью его в прямолинейном полете при М = сопз1:( У=сопз1:).

Суммарная степень продольной статической устойчивости само

лета в криволинейном полете при постоянных значениях скорости

и числа М получила название устойчивости по перегрузке. Развер

нутое выражение коэффициента устойчивости по перегрузке имеет

следующий вид:

п г ~

------

масса самолета;

О — вес самолета;

^ = 9,81 м\сек2;

р —массовая плотность воздуха.

У самолета, обладающего устойчивостью по перегрузке, этот

коэффициент отрицателен, т. е. а п< 0 .

Устойчивость по перегрузке характеризует, таким образом, про

дольную статическую устойчивость самолета при постоянной ско

рости в криволинейном полете, например, при выходе из пикиро

вания, вводе в вираж, на горке и т. д. С коэффициентом устойчи-

вости по перегрузке ап непосредственно связаны важные характе

ристики продольной управляемости самолета:

1) коэффициент расхода усилий на перегрузку (усилие, кото

рое должен приложить летчик к ручке управления для изменения

нормальной перегрузки самолета на Апу= ± 1 , выполняя продоль

ный маневр с постоянной угловой скоростью тангаж а со2 при зад ан 

ной скорости полета и М = сопз1)

2) усилия, потребные для вывода самолета на крайние эксплуа

тационные режимы при М = сопз1: (абсолютное увеличение усилий

на ручке управления при создании максимальной эксплуатацион

ной перегрузки пэтах или выходе на большие углы атаки, соответ

ствующие наибольшей допустимой в эксплуатации величине коэф

фициента подъемной силы самолета ^доп):

где — коэффициент продольного демпфирования;

(4.3)

(4.4)

считая Ял = сопз1:;

152

3) коэффициент расхода ручки управления (штурвала) на пе

регрузку (потребная величина хода ручки управления для измене

ния нормальной перегрузки самолета на Дяу= ± 1 при (ог = соп51:,

У=сопз1 и М =сопз1)

Х п= ^ = а пХ~хт, (4.5)

апу

гДе °лсв и ^ —коэффициенты устойчивости по перегрузке

соответственно при освобожденной и фикси

рованной ручке управления;

~х дРв

ДЯВ , ,

Р 1 — ^ —— — коэффициент расхода продольных усилии

дхт Ахт

(величина дополнительного приращения уси

лий на ручке управления дРв при изменении

центровки самолета на дхт = ^ ~ - = 1 и сохра-

нении исходной скорости полета и М = сопз{);

— коэффициент расхода ручки управления (ве-

дхт Ахт

личина потребного хода ручки управления кхв

при изменении центровки самолета на дл;т = 1

и сохранении исходной скорости полета и

М = сопз1);

<?„доп-н аи б ол ьш а я допустимая в эксплуатации ве

личина коэффициента подъемной силы самоле

та

Су]

^ „ - з н а ч е н и е су в исходном горизонтальном полете.

Устойчивость самолета по перегрузке, естественная или обеспе

чиваемая средствами автоматики, является важным условием без

опасности полета. Устойчивый самолет в отличие от неустойчивого

не проявляет стремления к самопроизвольному кабрированию

при маневре с положительной перегрузкой и не стремится перейти

в пикирование при маневре с отрицательной перегрузкой. Пере

грузка изменяется при этом пропорционально отклонению ручки

управления.

Вторым, также достаточно характерным для летной практики

видом продольного маневра, при котором происходит изменение

угла атаки, является движение самолета по прямолинейной траек

тории. Однако в этом случае изменение угла атаки сопровождается

изменением скорости полета и числа М, а перегрузка самолета

остается постоянной, т. е. пу= — = сопз1:*. Частным видом такого

маневра являются разгон и торможение самолета в горизонталь

* При прямолинейном движении самолета угол наклона траектории б по

стоянен, в горизонтальном полете он равен нулю. Поэтому в прямолинейном

полете постоянна и вертикальная перегрузка самолета л у= — =сопз*.

153

ном полете, когда вес самолета О полностью уравновешивается

подъемной силой У и перегрузка пу= 1.

Продольная статическая устойчивость самолета в прямолиней

ном полете при постоянной перегрузке ( я ^ с о п з !) в отличие от

полета при постоянной скорости (М = сопз1: или 1/=соп51, харак

теризуемой коэффициентами ап и тгу) получила название устойчи

вости по скорости.

Изменение скорости полета и числа М при возмущенном дви

жении самолета приводит к появлению дополнительного продоль

ного момента.

Этот момент в зависимо

сти рт характера его изме

нения по числу М и скорости

полета может быть как ста

билизирующим, так и деста

билизирующим. Полет при

пу= 1 и переменной скорости

или переменном числе М ха

рактеризуется кривой т 2=

= /( с у), которая изображена

на рис. 4 .8 более жирной

линией. Эта кривая полу

чается в результате после

довательного перехода с

одной кривой М = сопз1 на

другую соответственно ме

няющимся в прямолинейном

полете значениям су и числа

М или скорости полета, свя

занным между собой следующей простой зависимостью: суМ2 =

= соп§1 или суУ2 = сопз!. Наклон этой кривой характеризует степень

устойчивости самолета по скорости в прямолинейном полете на

заданной высоте (рис. 4. 8). Развернутое выражение коэффициента

устойчивости по скорости можно представить в следующем виде:

си I М ЛЬА си , V (IV , Л

ау = тгу-{-тг

-----

или ау = тгу-\-тг

-----

, (4.6)

(1Су йСу

где т сгу — коэффициент продольной статической устойчивости;

тм и — коэффициенты, характеризующие степень изменения

коэффициента продольного момента соответственно

по числу М или скорости полета.

У самолета, обладающего устойчивостью по скорости, этот

коэффициент отрицателен, т. е. а ^ < 0 . Только в этом случае всякое

отклонение самолета от заданного ему режима балансировки по

скорости (числу М) в прямолинейном полете будет приводить

к появлению восстанавливающего аэродинамического момента

(пикирующего при уменьшении скорости и кабрирующего при уве

ОБласть неустойчивости

Рис. 4.8. Изменение коэффициента про

дольного момента самолета в зависимости

от су в прямолинейном полете на заданной

высоте (Н = сопз!)

154

личении скорости полета). Наиболее значительные изменения

устойчивости по скорости обычно наблюдаются при около- и сверх

звуковых скоростях полета (на рис. 4.8 при М >0,6).

С коэффициентом устойчивости по скорости ву связаны такие

характеристики продольной управляемости самолета в прямоли

нейном полете, как:

1) коэффициент расхода усилий на скорость (усилие, которое

должен приложить летчик к ручке управления для того, чтобы

изменить скорость исходного установившегося полета на 50%

при пу= 1)

р у

= Л

( * Ь \ = _ р * т

(4 7)

2 \аУ /Р в=* у св > ^ >

2) усилия на ручке (штурвале) в области минимальных и мак

симальных скоростей полета при неизменном положении триммера

(тв = соп51:), соответствующем балансировке самолета (Рв = 0)

в крейсерском режиме

^ т ! п И Р ^тах; (4- 8)

3) коэффициент расхода ручки управления (штурвала) на ско

рость (потребная величина хода ручки, управления для изменения

скорости исходного установившегося полета на 50% при пу= 1)

Г = - ^ - = - оуХ * г, (4. 9)

2 ау .

где Р хт и X х* — коэффициенты расхода усилий и хода ручки

управления на центровку.

На самолете, устойчивом по скорости, летчику легче выдержи

вать точно скорость полета и число М. Такой самолет не проявляет

стремления к самопроизвольному отклонению от заданного летчи

ком режима балансировки по скорости и числу М. Однако для

безопасности полета более существенна устойчивость по пере

грузке, чем по скорости. Самолеты с небольшой степенью неустой

чивости по скорости на неэксплуатационных режимах полета еще

нередко встречаются в массовой эксплуатации.

Это объясняется тем, что возмущенное движение самолета, не

устойчивого по скорости, в противоположность самолету, неустой

чивому по перегрузке, всегда развивается медленно, и летчик

располагает достаточным временем, чтобы вмешаться в управле

ние и соответствующим отклонением руля прекратить движение

самолета.

О наличии у самолета статической устойчивости по скорости

и перегрузке (с фиксированным и освобожденным управлением)

можно судить по характеру изменения балансировочных углов

отклонения руля высоты (стабилизатора), положения ручки

управления и усилий на ней при изменении как скорости полета

155

при пу= 1, так и перегрузки при постоянной скорости М = соп51,

т. е. по виду представленных на рис. 4.9 балансировочных кривых.

В самом деле, соответствующим отклонением ручки управления

(Л # в ) летчик уравновешивает восстанавливающий момент про

дольной статической устойчивости, возникающий при изменении

скорости полета, числа М или перегрузки, обеспечивая тем самым

балансировку самолета на новом режиме.

Фиксированное управление

Освобожденное управление

(на режиме балансировки, приР^О)

Устойчивость

по скорости

*Ъ\

,хт=(мт$1:;

^В’Фст 8руд=*соп5*; Я-С0П5*

Ръ

*Т«С0П$1, ТВ-С0П$1, 71у* 1\

#«С(т${; бруд=сопз!

>ч Хт 1 'ТЫ

бу

(Л1)

Як-1»*

Устойчивость

по перегрузке

хт*сои$1; М=соп5^;

бв; срст Н=сопй

ХТ2 >^Т1 ^ '

- *1

1 *

ез *

З^-атй; гв-соп$1; Л1=сопз*

5руд=с°п$1; Я* ссп$*

-%-ТВ2

вп

{СУ]

Рис. 4.9. Балансировочные кривые устойчивого и неустойчивого в продольном

отношении самолетов:

----------------

устойчивый сам олет;

-----------

— — неустойчивый самолет

При этом выполняется условие

^ т г= т густ+ № гур= 0 , (4.10)

где д т г р —уравновешивающий момент руля, численно равный

произведению т / —коэффициента эффективности про

дольного управления на Ахв — величину дополнитель

ного хода ручки управления для балансировки момента

статической устойчивости самолета:

Атгур = тХгв дхв;

Д^г уст — в°сстанавливающий момент статической устойчивости,

возникающий при изменении режима балансировки

самолета по су на величину дс^, численно равный:

/ си , м й?М \

Д ^уст — упг + т г — ) кСу = ОукСу — для прямоли

нейного полета при /г^ = 1=сопз1 и

156

ш .

уст

= | т / + -

ксу = апь.Су — для криволинейного полета

при М = сопз1: и 1/ = соп$1:.

Полученная зависимость связывает угол наклона балансиро

вочных кривых, приведенных на рис. 4.9, с коэффициентом устой

чивости по скорости и перегрузке:

т*в / ахв N .

\(1Су /М=сопз1:

СУ г.п \^ пу 1 М= сопз*

„ - тХь(ах» \ - У (ахв \

у г \ а с у ) * у - 1 суТ.п 2 ( аУ]п у

X х

(4.11)

так как

_а/8

X х*— - С-М1~- (поскольку СуГпкХт-\-ГПгВАХв = 0),

(

) ,

(

•).

Лпи 1

<**в\

а п у )

СУГ*П \*1Яу

/М=С0П81

С у 1

(лхъ \ __ Ыха \ <1У _ 1 ^ /^ в \

\ ЛУ )пу- 1

йсу Суг.„

2 \аУ/Пу= 1

Х п;

- Х У:

йПу Ум =*соп31

2 и ^ к = 1 _

Следовательно, при известной величине коэффициента эффек

тивности продольного управления т*в наклон балансировочных

кривых

х в~ / (М, V) при пв= 1;

л:в= /х (пу) при М = сопз!%

§В= / ( М , V) или <рст= / , ( М , V) при пу— 1,

§в = /( % ) ИЛИ Тст = /1 (л9) при М = сопз1

однозначно определяет степень продольной статической устойчи

вости самолета по скорости и перегрузке. Приведенные выражения

для коэффициентов устойчивости по скорости и перегрузке отно

сятся к условиям полета с фиксированным управлением. Точно

гак же можно получить выражения и для коэффициентов статиче

ской устойчивости, связывающие устойчивость самолета по скоро

сти и перегрузке в полете при освобожденном управлении с накло

157

ном балансировочных кривых Р В= /(М , V) при пу = 1 и Рв = 0 на

режиме балансировки и Рв=}(пу) при М=сопз1: и Рв = 0.

Подобные балансировочные кривые обычно и получают при лет

ных испытаниях самолета.

Устойчивому по скорости самолету соответствует положитель

ный наклон балансировочных кривых бв = /(М , V), хв=$\{Ъ\, V)

и / 5в = /2(М, V) при условии пу= 1 и Рв = 0, а устойчивому по пере

грузке— отрицательный наклон балансировочных кривых 6В =

= /( л у), хв=1\(пу) и Рв=}2(пу) при М = сопз1:.

При определении коэффициентов расхода усилий на скорость

с/ Р (1Р

и перегрузку Ру и Рп производные — - и — - должны быть взяты

ЛУ Лпу

при условии Р в = 0. Последнее обычно совершенно необходимо

при расчете коэффициента расхода усилий на скорость Р у. В слу

чае невыполнения этого условия при проведении летных испыта

ний самолета, расчет Ру производится по следующим прибли

женным формулам:

а) балансировка самолета по усилиям с помощью аэро

динамического триммера (обратимая система управле

ния без бустеров, рис. 4. 10, а)

р у ^ _ V /дрв \ = У м р в1 \ ,

2 \ (IV /рв- 0 2 \ (XV )рв1+0 ^

+ Л ^ . ( т Тв)==Л ( ^ й .\

- Р в1Е„

(4.12)

1 2

(IV

в в' 2 \

(IV

/РВ1*о '

„

а Р в

где Е %= -----------------------------------------------------------------------------------------;

------

; — расход усилии на градус угла откло-

2 Рв ау атв нения аэродинамического триммера;

тв1 —тв=

-----

так как по условию Ръ = Ръ1~\-

тв и тв1 —исходное и новое положения триммера;

б) балансировка самолета по усилиям с помощью меха

низма триммерного эффекта при необратимой системе

бустерного управления (рис. 4.10, б):

р У

V ( О Р Л

___

V & Р в с 1 хв

д р * 131

~ 2 \ а У ) р в= ° ~ 2 а х в а У ~ а х в ’ у - )

где Х у = — — — коэффициент расхода ручки управления

2 аУ (штурвала) на скорость.

При определении коэффициента расхода усилий на перегрузку

Рп выполнение указанного выше условия (Р в = 0) не обязательно,

158