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

Подождите немного. Документ загружается.

условий триммирования усилий на рычаге управления.

Ръ«г

V *

р *г

V '

кГ/

оад

Ръ*Г>'

/Г

;

«7 —

^ — хъси

Рис. 4. 10. Различные способы триммирования усилий на ручке управ-

а—аэродинамическим триммером (при обратимой безбустерной системе управле

ния); б—‘гриммирующим механизмом (на самолетах с необратимой системой бу-

Самолеты, у которых при скольжении возникает аэродинами

ческий момент рыскания Му, стремящийся уменьшить угол сколь

жения, называют статически устойчивыми, обладающими путевой,

или флюгерной, устойчивостью. Момент относительно вертикаль

ной оси (момент рыскания) появляется вследствие несимметрич

ного обтекания потоком фюзеляжа и вертикального оперения

самолета при скольжении.

Для количественной оценки путевой устойчивости самолета

обычно пользуются безразмерным коэффициентом момента рыска

ния ту= ^Г‘1 (здесь I — размах крыла).

Изменение этого коэффициента по углу скольжения |5 пока

зано на рис. 4.11. Наклон приведенной кривой характеризует

степень путевой устойчивости самолета, т. е. величину приращения

коэффициента момента рыскания при изменении на 1° угла сколь

жения. Степень путевой устойчивости самолета определяется как

величина тангенса угла наклона касательной к кривой

ту= 1($)

в точке р = 0:

ления:

Характеристики поперечной и путевой

статической устойчивости и управляемости

(4. 14)

159

Р и с 4.11. Изменение коэффициента момента рыскания т у само

лета по углу скольжения при М=сопз1:

----------------устойчивый в путевом отношении сам ол ет;

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

неустой

чивый самолет

Рис. 4.12. К определению

взаимосвязи угла крена у

с углом скольжения 0:

V —* подъемная сила (У=с^^5), 2—

поперечная сила {1=сгдЗ), Ог=

—О зш V и

Оу=0

соз V — проекции

силы веса О самолета на оси г н у

160

Величина т | называется коэффициентом статической устойчи

вости пути, или коэффициентом флюгерной устойчивости. У само

лета, обладающего путевой устойчивостью, этот коэффициент

отрицателен. Путевая устойчивость самолета относительно мало

меняется при дозвуковых скоростях полета и существенно изме

няется в области сверхзвуковых скоростей.

Самолет, у которого при скольжении возникает аэродинамиче

ский момент крена Мх, действующий в сторону, противоположную

скольжению (например, при скольжении вправо стремится на

кренить самолет влево), называют статически устойчивым в попе

речном отношении, обладающим поперечной устойчивостью.

Аэродинамический момент крена появляется при скольжении

вследствие косого обтекания крыла и вертикального оперения са

молета. Взаимосвязь угла скольжения с креном видна из рис.

4. 12. При накренении самолета на угол -у боковая проекция силы

веса 0 2= 6 §\пу вызывает скольжение в сторону крена, в резуль

тате которого появляется поперечная аэродинамическая сила 2.

При этом возникает момент крена того или иного знака (в зависи

мости от того, устойчив самолет или неустойчив в поперечном

отношении). При установившемся скольжении поперечная аэро

динамическая сила 1 уравновешивает боковую проекцию силы

веса 6 г. Между углами крена и скольжения существует при этом

вполне определенная однозначная связь, поскольку величина попе

речной силы зависит от угла скольжения (5, а величина боковой

проекции силы веса — только от угла крена у. Эта связь при малых

углах скольжения и крена выражается следующей формулой:

(4.15)

сг

где с\ — изменение коэффициента поперечной силы самолета, при

ходящееся на градус изменения угла скольжения.

Обычно с1 — постоянная величина в дозвуковом полете, завися

щая от отклонения руля направления бн:

+ (4. 16)

где

дьИ '

Величина с\ заметно меняется в области около- и сверхзвуко

вых скоростей полета.

Для количественной оценки поперечной статической устойчи

вости самолета пользуются безразмерным коэффициентом момента

крена тх= ——. Изменение этого коэффициента по углу скольже-

сц 51

ния показано на рис. 4. 13. Наклон кривой т * = /(р) характеризует

степень поперечной статической устойчивости самолета, которая

6 598

161

определяется как величина тангенса угла наклона касательной

к кривой т х = /(р) в точке р = 0:

дтх

(4. 17)

Величина называется коэффициентом поперечной статиче

ской устойчивости самолета. У самолета, обладающего устойчи

востью, этот коэффициент отрицателен.

Поперечная устойчивость самолета возрастает с увеличением

конструктивного угла поперечного V крыла и высоты вертикаль

ного оперения (при обычном расположении киля сверху фюзе

ляж а). Эффект угла поперечного V эквивалентен различным по

знаку изменениям местных углов атаки правой и левой частей

крыла при скольжении.

Поперечная статическая устойчивость современного самолета

заметно меняется как по углам атаки, так и по числу М. Наиболее

существенные изменения поперечной статической устойчивости

возможны на больших углах атаки, а такж е при около- и сверх

звуковых скоростях полета.

Путевую и поперечную статическую устойчивость самолета

с фиксированным и освобожденным управлением можно опреде

лить по характеру изменения балансировочных углов отклонения

элеронов и руля направления, бокового смещения ручки управле

ния и изменения положения педалей, а также по изменению уси

Р и с. 4. 13. Изменение коэффициента момента крена т х само

лета по углу скольжения при М=сопз1:

устойчивый в поперечном отношении самолет;

устойчивый самолет

162

лий на ручке управления и педалях при скольжении, т. е. по виду

балансировочных кривых, приведенных на рис. 4. 14. Отрицатель

ный наклон этих кривых указывает на наличие у самолета попе

речной и путевой статической устойчивости при фиксированном

и освобожденном управлении. Приближенно зависимость между

углом наклона балансировочных кривых *Э = /(Р) и х ^ Ы Р ) , соот

ветствующих условиям установившегося скольжения в прямоли

нейном полете, и коэффициентами поперечной и путевой устойчи-

Фиксированное

управление

Освобожденное

управление

Поперечная

устойчивость

- г

Хэ|

•§ р,\

У'

§.1

Влебо

— Кр

(

СКОЛ1

Вправо

(Р

'ей

♦

ьжение)

^*§> 1

Влево

(

скот

:"т

Вправе

(р)

ен

♦

жжение)

Путевая

устойчивость

т $

1 » \

5Н /

Р» 1

\ -

. N

^ у

«О1 ^

ч \ ( р )

\ (Р)

Р и с. 4. 14. Балансировочные кривые устойчивого и неустой

чивого в поперечном и путевом отношении самолетов:

■ устойчивый с а м о л е т ;----------

-------

неустойчивый самолет

(Д*т = СОП8^ 6 р у д = СОП81, Я = С О П 81 , Ж = С О П 81, Тэ =С О П8 1, Тн = СОП81)

вости самолета с фиксированным управлением можно представить

следующими выражениями:

Шх

' — тх*

— т

Хи

а х э

, тх

а х н

. ^

т /

ар _

<1хн

171

1 У

а х э

_ ар

т у

ар _

(4.18)

где

х дтх

т н = —=*■

дхн

тххэ и тХп — коэффициенты эффективности попереч-

У ного и путевого управления самолета;

дг дту

и т * = — у-

- аэродинамические коэффициенты.

у д хэ

Аналогичные формулы легко получить и для оценки устойчи

вости самолета с освобожденным управлением по наклону балан

сировочных кривых Л )= /(Р ) и Р н= / 1(Р) при М = сопз1.

163

Поскольку боковое движение самолета, как правило, происхо

дит относительно двух осей (Ох и Оу), его характер существенно

зависит не только от абсолютной величины восстанавливающих

моментов крена и рыскания (т. е. знака и величины коэффициен

тов устойчивости и т р , но и от определенного соответствия

между ними. Чем слабее проявляется у самолета самопроизволь

ное скольжение (т. е. чем больше путевая устойчивость), тем

большие допускаются запасы поперечной устойчивости (без риска

ухудшить характер бокового движения самолета). При избыточной

поперечной устойчивости реакция самолета на возникающее сколь

жение становится очень резкой. Он легко отвечает креном на ма

лые, случайно возникающие в полете возмущения (углы скольже

ния). С точки зрения летчика такой самолет будет вести себя как

неустойчивый и получит отрицательную оценку. Поэтому чрезмер

ная поперечная устойчивость так же недопустима, как и неустой

чивость. Самолет должен обладать небольшой поперечной стати

ческой устойчивостью с фиксированным и освобожденным управле

нием, обеспечивающей ему прямую реакцию по крену на отклоне

ние руля направления и исключающей развитие значительной

угловой скорости крена при одностороннем отказе двигателя или

воздействии на самолет несимметричного порыва воздуха. Попе

речная устойчивость самолету, конечно, необходима. В случае не

устойчивости у самолета появляется обратная реакция по крену

на отклонение руля направления и наблюдается стремление

к уходу от заданного режима балансировки, что усложняет пило

тирование и требует от летчика повышенного внимания и дополни

тельных корректирующих движений рулями.

При анализе поперечной и путевой управляемости самолета

обычно рассматривают два вида управляемого движения самолета:

установившееся скольжение и вращение вокруг продольной и вер

тикальной осей в результате отклонения руля направления или

элеронов. В качестве характеристик поперечной и путевой управ

ляемости в этом случае принимают следующие показатели, непо

средственно определяемые при летных испытаниях самолета:

1) коэффициенты расхода усилий и ручки управления (штур

вала) на крен (усилие, которое должен приложить летчик к ручке

управления, и потребная величина ее хода для изменения на 1°

угла крена в прямолинейном установившемся скольжении)

Р 1 = Щ 2 .; (4.19)

с1\ С у

.п

а V

2) коэффициенты расхода усилий и педалей на крен (усилие,

которое должен приложить летчик к педали, и потребная величина

ее. хода для изменения на 1° угла крена в прямолинейном уста

новившемся скольжении)

аРп . \г7

1 (1хн

3) коэффициент гармоничности управления (соотношение по

гребных для балансировки самолета в установившемся скольже

нии отклонений ручки управления, штурвала и педалей)

= (4. 21)

с1хп

4) коэффициенты расхода усилий и ручки управления (штур

вала) на угловую скорость крена (усилие, которое должен прило

жить летчик к ручке управления, и потребная величина ее хода

для создания установившейся угловой скорости крена

= ± 1 рад/сек)

= х% = — \ (4. 22)

йи>х (1и>х

5) показатели реакции самолета по крену на отклонение руля

направления (усилие, которое летчик прикладывает к педали и ход

педалей при создании угловой скорости крена сох= ± 1 рад/сек)

Р*х = . х шх = ^ ; (4. 23)

а<йх (1(&х

6) коэффициенты расхода усилий и педалей на угловую ско

рость рыскания (усилие, которое летчик должен приложить к пе

дали и потребная величина ее хода для создания угловой скорости

рыскания 0)^=1 рад/сек)

р*у = <1Р» . х тУ = ^ - . (4. 24)

н с1ь>у ’ н йыу

Указанные характеристики поперечной и путевой управляемо

сти самолета связывают усилия на ручке управления (штурвале)

и педалях, а также потребные перемещения рычагов управления,

с такими параметрами движения самолета, как угол крена (или

угол скольжения, однозначно связанный с углом крена) и угловая

скорость крена.

Кроме рассмотренных выше характеристик, при оценке попе

речной управляемости самолета в режиме вращения с максималь

ной угловой скоростью крена сортах принимается в качестве пока

зателя управляемости потребная для этого величина усилий на

ручке управления (штурвале)

^ т ах = ^ > , т ах- (4-25)

Наконец, в качестве показателей поперечной и путевой управ

ляемости самолета в установившемся скольжении с наибольшим

углом крена -ушах принимается величина потребных для этого уси

лий на ручке управления (штурвале) и педалях

^ 8Ттах = ^

Г л а в а V

НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ УСТОЙЧИВОСТИ

И УПРАВЛЯЕМОСТИ СОВРЕМЕННЫХ

САМОЛЕТОВ

5.1. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ

СВЕРХЗВУКОВОГО САМОЛЕТА

Успешное преодоление «звукового барьера» и освоение сверх

звуковых скоростей и больших высот стало возможным благодаря

применению реактивных двигателей, существенному изменению

внешних форм самолета, применению управляемого стабилиза

тора, а также внедрению в систему управления рулями самолета

бустеров (усилителей) и автоматики, регулирующей характери

стики самой системы и улучшающей затухание возмущенного дви

жения самолета.

Однако изменение самих условий летной эксплуатации само

лета и его внешних форм не могло не привести к появлению опре

деленных особенностей в устойчивости и управляемости сверхзву

кового самолета. Поэтому для квалифицированного проведения

летных испытаний такого самолета необходимо хорошо изучить

его аэродинамические и конструктивные особенности, а также его

возможности и условия эксплуатации и хорошо знать природу тех

яг.лений, с которыми летчик сталкивается при выполнении полета

(как в обычных условиях, так и в особых случаях). Следует иметь

в виду, что характеристики устойчивости и управляемости сверх

звукового самолета современной компоновки, несмотря на относи

тельное совершенство его аэродинамических форм, не сохра

няются в желаемых границах для всего диапазона эксплуатацион

ных скоростей полета, чисел М, высот и углов атаки. В связи

с этим в полете обычно и наблюдается ряд характерных явлений,

которые вносят определенные особенности в пилотирование.

Сущность этих явлений в настоящее время достаточно хорошо

изучена. В основном они обусловливаются:

— сильно возрастающим при около- и сверхзвуковых скоро

стях влиянием сжимаемости воздуха на аэродинамические харак

теристики самолета;

— упругими деформациями конструкции, влияние которых ра

стет с увеличением скоростного напора и числа М полета;

— особенностями аэродинамической и весовой компоновки

самолета;

166

— сильным уменьшением плотности воздуха на больших высо

тах и в связи с этим ухудшением естественного демпфирования

возмущенного движения самолета.

Особенности в устойчивости и управляемости проявляются тем

заметнее, чем менее совершенна аэродинамическая форма само

лета и больше его размеры. Поэтому с увеличением габаритов

самолета требования к его аэродинамической компоновке повы

шаются.

Наиболее высокие требования предъявляются к аэродинамиче

ской компоновке тяжелого сверхзвукового самолета. К существен

ным особенностям компоновки и летной эксплуатации тяжелого

сверхзвукового самолета прежде всего относятся:

— более низкие собственные частоты и большой разнос масс

вдоль продольной оси, а также значительная протяженность и

инерционность проводки управления рулями*;

— относительно меньшая жесткость конструкции тяжелого

самолета, подверженного к тому же в крейсерском сверхзвуковом

полете продолжительному воздействию аэродинамического н а

грева. Как следствие этого — возможность более сильного прояв

ления эффекта упругих деформаций конструкции;

— наличие дополнительных источников возмущения в связи

с необходимостью установки на тяжелом сверхзвуковом самолете

нескольких мощных двигателей, разнесенных, как правило, отно

сительно плоскости симметрии и не всегда работающих синхронно.

Особенности аэродинамической

и весовой компоновки. Изменение условий

эксплуатации самолета

По внешним формам, аэродинамике и весовой компоновке, по

насыщенности специальным оборудованием и условиям летной

эксплуатации сверхзвуковой самолет сильно отличается от само

лета дозвукового. У сверхзвукового самолета заметно увеличилась

длина фюзеляжа (^ф), заострилась и сильно вытянулась его пе

редняя ч а с ^ (^пер). Относительно уменьшились размах (/), тол

щина (с) и удлинение (Я) крыла и оперения (рис. 5 .1 ). Передние

кромки крыла и оперения приобрели значительную стреловидность

(х) и форма их в плане стала иной (стреловидной, треугольной

и др.). В связи с этим сильно изменился также характер распреде

ления грузов внутри самолета: основная нагрузка сосредоточи

вается внутри фюзеляжа, а крыло стало относительно легче.

Изменение внешних форм самолета усилило зависимость мно

гих его аэродинамических характеристик от угла атаки (рис. 5 .2),

а продольной устойчивости, кроме того, и от расположения стаби

* Это не может не повлиять на динамические характеристики тяжелого

сверхзвукового самолета и его управляемость (хотя бы в связи с неизбежным

увеличением запаздывания ответной реакции самолета на действия летчика,

а иногда и ростом трения в проводке управления рулями).

167

лизатора ло высоте, заметно усилилр взаимосвязь между продоль

ным и боковым движением самолета.

Особенностями аэродинамической компоновки сверхзвукового

самолета обусловливаются в частности:

— увеличение с углом атаки его поперечной статической устой

чивости, так как при косом обтекании (в полете со скольжением)

Самолеты периода 193У-/945гг Современные сверхзвуковые самолеты

Самолеты

Ь<р'Л

^в.о:^лер

4:1

- 2:1

~ 1:1

~ 3'Л

4 :1 0

~ 3:4

~ 1:10

46%

<3,5

- 0

>.3 5

Рис. 5.1. Некоторые данные, характеризующие особенности

аэродинамической и весовой компоновки сверхзвукового самолета

(штриховкой отмечены области сосредоточения основных масс

грузов внутри самолета)

крыло со стреловидной передней кромкой (%>0) создает допол

нительный стабилизирующий момент крена, величина которого

возрастает с увеличением угла атаки (рис. 5.2, а) *. На малых

углах атаки такой самолет обладает сравнительно небольшой по

перечной устойчивостью, а на больших — его устойчивость возрас

тает настолько, что нередко для ее уменьшения крылу приходится

* Когда фактическая стреловидность правой и левой консолей крыла стано

вится различной, крыло с положительной стреловидностью по передней кромке

(%>0) создает при этом различные по величине подъемные силы, в результате

чего появляется момент крена, действующий в сторону, противоположную сколь

жению. С увеличением углов атаки различия в величине создаваемых консолями

подъемных сил все более возрастают и, следовательно, возрастает при этом и ста

билизирующий момент крена.

168