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

Подождите немного. Документ загружается.

придавать отрицательный угол поперечного V. При этом на ма

лых углах атаки поперечная устойчивость самолета еще более

уменьшается. Вследствие этого, при пониженных запасах попе*

речной устойчивости, на малых углах атаки у самолета может

появиться обратная реакция по крену на отклонение руля направ

ления, а на больших углах атаки все же может сохраниться повьь

шенная шрямая реакция самолета на малые отклонения руля

(из-за чрезмерной поперечной устойчивости самолета);

Рис. 5. 2. Возможные изменения по углу атаки ряда аэродинамиче

ских характеристик сверхзвукового самолета

— возможность более сильного, чем на дозвуковых самолетах,

уменьшения на больших докритических углах атаки путевой ста

тической устойчивости самолета и эффективности его элеронов,

вследствие образования более мощной вихревой пелены в хвосто

вой части ^ю зеляж а и на концевых участках крыла (рис. 5.2 ,6 );

— сильная неравномерность изменения скоса потока в зоне

оперения как по высоте и размаху, так и по углам атаки

(рис. 5.2, в) ;

— более резко выраженное влияние фюзеляжа и перераспре

деления аэродинамической нагрузки по размаху крыла (в особен

ности, развивающегося на крыле срыва потока) на продольную

устойчивость самолета.

169

Последние два обстоятельства при недостаточно тщательной

компоновке самолета могут привести к появлению у него на больших

углах атаки неустойчивости по перегрузке (рис. 5.2, г).

Сосредоточение основной массы грузов внутри длинного фюзе

ляж а и большой разнос их относительно центра тяжести самолета,

а также увеличение общего полетного веса и удельной нагрузки

на крыло при относительном уменьшении веса крыльев привели

к заметному увеличению моментов инерции / 2 и 1У относительно

поперечной и вертикальной осей самолета и уменьшили момент

Л км

Рис. 5.3. Области освоенных авиацией высот и скоро

стей полета:

1— самолеты с поршневыми двигателями; 2—реактивные самолеты

первых послевоенных лет*; ^—современные сверхзвуковые само

леты (пунктиром отмечена область возможных скоростей полета

на высотах выше статического потолка)

инерции 1Х относительно продольной оси. Последнее в свою оче

редь не могло не повлиять на некоторые динамические свойства

самолета.

У старых самолетов все три момента инерции ]у и 1г обычно

имели примерно одну величину, у современного сверхзвукового

самолета они отличаются в семь и даже десять раз (см. таблицу

на рис. 5. 1).

Указанные особенности весовой компоновки заметно повысили

роль дестабилизирующих инерционных моментов в плоскости тан

гажа и рыскания, возникающих от центробежных сил при вращ е

нии самолета. В результате этого на сверхзвуковом самолете зн а

чительно усилилась инерционная взаимосвязь продольного и боко

вого движений *.

* Подробно этот вопрос рассмотрен ниже (стр. 175).

170

Существенно изменились такж е и условия эксплуатации совре

менного скоростного самолета. Сильно расширились диапазоны

эксплуатационных скоростей полета и высот (рис. 5.3 ). Значи

тельно увеличились средние скорости, а также высоты, на которых

преимущественно летает современная реактивная авиация. При

этом сам скоростной самолет превратился в более совершенный

по своим аэродинамическим формам летательный аппарат, осна

щенный сложным оборудованием и автоматикой.

В связи с освоением трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей

полета сильно возросло влияние сжимаемости воздуха на аэроди

намические характеристики самолета, в том числе на наиболее

важные для устойчивости и управляемости самолета.

Рис. 5.4. Изменение устойчивости по перегрузке (/), коэффициен

тов демпфирования крыла и оперения (2), эффективности горизон

тального и вертикального оперения (5) и нейтральной центровки х н

самолета с увеличением числа М

Количественные изменения аэродинамических характеристик,

разумеется, весьма сильно зависят от совершенства внешних форм

сверхзвукового самолета. Однако общая тенденция этих изменений

по числу М качественно сохраняется примерно одинаковой у всех

самолетов независимо от частных особенностей их компоновки

(рис. 5.4).

Так, изменение характера распределения аэродинамической на

грузки по хорде крыла и самолету в целом при сверхзвуковых

Аэродинамические характеристики

и динамические свойства самолета

Ц Т Положения аэродина ми ческою

фокуса сам ол ета (х ? )

хн У*САХ

171

скоростях приводит к смещению назад равнодействующей аэро

динамических сил (см. рис. 5.4, а), а следовательно, и аэродина

мического фокуса самолета (его нейтральной центровки). Благо

даря этому при сверхзвуковых скоростях у самолета заметно воз

растает устойчивость по перегрузке (кривая 1 на рис. 5.4) и его

нейтральная центровка хн смещается назад (см. рис. 5 .4,6 ). Вме

сте с тем с увеличением числа М падают демпфирующие свойства

крыла и оперения (кривая 2 на рис. 5.4), так как при этом все

более понижаются их несущие свойства. Последнее приводит при

больших числах М к ухудшению затухания возмущенного движе-

Р и с. 5. 5. Изменение коэффициентов эффективно

сти и шарнирного момента рулей самолета с уве

личением числа М:

/ —эффективность стабилизатора; 2—эффективность рулей

высоты, направления и элеронов; 3—шарнирный момент

(пунктиром показано изменение аэродинамической нагруз

ки по хорде руля и неподвижной части профиля в до

звуковом полете; сплошной линией — в сверхзвуковом полете)

ния самолета. На снижение в сверхзвуковом полете несущих

свойств крыла и оперения указывает меньший наклон кривых

су = К а) и ^2= /(Р) на Рис- 5.4,в, что приводит к уменьшению ве

личины приращения коэффициентов подъемной силы (Асу) и бо

ковой силы (Ас2) на каждый градус изменения углов атаки Аа и

скольжения Ар. Из-за уменьшающегося с увеличением числа М

приращения подъемной и боковой силы оперения на градус углов

атаки и скольжения при сверхзвуковых скоростях снижается также

и эффективность стабилизатора и вертикального оперения (кри

вая 1 на рис. 5.5). Особенно сильно падает при сверхзвуковых

скоростях эффективность обычных рулей (кривая 2), так как в от

личие от дозвуковых скоростей и управляемого стабилизатора (см.

рис. 5.5, а), при их отклонении практически не меняется распре

деление аэродинамической нагрузки по неподвижной части про

филя (см. рис. 5 .5 ,6). Шарнирные моменты, наоборот, сильно воз

растают (кривая

3) из-за смещения назад центра давления при

более равномерном распределении аэродинамической нагрузки по

172

хорде руля (см. рис. 5.5, а и б). Указанные изменения эффектив

ности и шарнирных моментов рулей предопределили, как известно,

переход к управляемому стабилизатору и необратимой системе

бустерного управления на современных сверхзвуковых самолетах.

По указанным выше причинам существенно изменяется по

числу М такж е поперечная и путевая статическая устойчивость

самолета (рис. 5.6). Общая тенденция этих изменений такова, что

с увеличением числа М путевая и поперечная устойчивость само

лета уменьшаются, причем с увеличением углов атаки обычно уси

ливается падение путевой устойчивости и несколько замедляется

падение поперечной устойчивости. Последнее свойственно само

летам со стреловидными и треугольными крыльями.

Рис. 5. 6. Изменение коэффициентов путевой т® и попереч

ной т \ статической устойчивости самолета в горизонталь

ном (пу — 1) и криволинейном полете (пу>\) с увеличением

числа М

Не менее серьезные изменения претерпевают динамические ха

рактеристики современного сверхзвукового самолета. На больших

высотах из-за малой плотности воздуха сильно уменьшается отно

сительная величина его демпфирующих моментов по сравнению

с инерционными, которые не связаны непосредственно ни с числом

М, ни с высотой. Кроме того, по мере роста высоты полета при со

хранении постоянного числа М уменьшается относительная вели

чина аэродинамических восстанавливающих моментов самолета

из-за уменьшения скоростного напора, а в некоторых случаях и

вследствие падения самой устойчивости самолета при увеличении

исходных углов атаки на больших высотах. Поэтому на больших

высотах роль инерционных моментов в целом существенно повы

шается.

Графики, изображенные на рис. 5.7, дают некоторое представ

ление о том, в каком направлении изменяются по числу М с уве

личением высоты полета наиболее важные для устойчивости и

точности управления динамические характеристики самолета. Та

кими характеристиками являются:

а — относительное изменение амплитуды продольных и боковых

колебаний ^ а период т зат (показатель интенсивности затухания

возмущеннЬго движения самолета);

173

б — относительный заброс перегрузки Ля3аб/Л%ст (характе

ристика переходного процесса при управлении самолетом);

в — соотношение амплитуд угловых скоростей крена и рыска

ния х (характеристика бокового движения самолета);

г — периоды продольных и боковых колебаний Т.

Для полета со сверхзвуковыми скоростями характерны более

медленное затухание возмущенного движения (продольного и бо-

г)

Рис. 5. 7. Изменение динамических характеристик самолета по чис

лу М с увеличением высоты полета:

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

продольное движ ени е;

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

— боковое движение

кового) и увеличение заброса перегрузки (см. рис. 5. 7 ,а и б). Наи

более сильно ухудшается затухание возмущенного движения на

больших высотах. В этом случае особенно резко возрастают такж е

заброс перегрузки и величина соотношения амплитуд угловых ско

ростей крена и рыскания при боковых колебаниях (см. рис. 5.7,

о, б, в). На высотах, хорошо освоенных авиацией, заброс пере

грузки уже становится соизмеримым по величине с создаваемой

при маневре установившейся перегрузкой. Вследствие этого ухуд

шается качество переходного процесса при управлении самолетом,

что усложняет пилотирование. Значительно снижается при этом

точность управления самолетом, в особенности в тех случаях, когда

потребное время переходного процесса (при необходимости рез

кого пилотирования) становится соизмеримым с периодом собст

венных колебаний самолета и резко возрастает заброс перегрузки.

174

Величина заброса перегрузки сильно зависит от резкости пило

тирования самолета летчиком. При относительно плавных движе

ниях ручкой управления заброс перегрузки всегда оказывается

существенно меньшим, чем при резких движениях, и поэтому дина

мические свойства самолета на больших высотах и числах М да

леко не всегда получают отрицательную оценку летчиков.

Характерное для больших высот преобладание движений крена

над движениями рыскания, а также увеличение самих периодов

боковых колебаний обычно усиливает отрицательный эффект сла

бого демпфирования и ухудшает динамику самолета на больших

высотах. Наоборот, быстрое затухание боковых колебаний заметно

ослабляет эффект этого неприятного явления.

Для улучшения динамических свойств самолетов на больших

высотах последние обычно оснащаются специальными демпфе

рами. Демпферы являются наиболее простой автоматической си

стемой из тех, которые применяют на сверхзвуковых самолетах

для стабилизации их возмущенного движения. Назначение демп

фера — тормозить вращение самолета. Подобно автопилоту (т. е.

без участия летчика), реагируя на угловую скорость, демпфер

вырабатывает и посылает рулям самолета соответствующие

«команды» (через так называемые раздвижные тяги), не действуя

при этом на ручку управления и педали *.

С увеличением высоты полета необходимость применения по

добных автоматических устройств возрастает, так как естествен

ное демпфирование возмущенного движения самолета становится

все более недостаточным. В освоенном современной авиацией диа

пазоне высот и скоростей полета демпферы необходимы главным

образом для повышения точности управления самолетом и обес

печения большей простоты пилотирования.

5.2. НЕБЛАГОПРИЯТНЫЕ ЯВЛЕНИЯ В УСТОЙЧИВОСТИ

И УПРАВЛЯЕМОСТИ СВЕРХЗВУКОВОГО САМОЛЕТА

Аэроинерционное взаимодействие продольного

и бокового движений самолета

К числу таких явлений, которое стало возможным на современ

ном сверхзвуковом самолете, вследствие изменения его внешних

форм и прежде всего — характера загрузки, относится ухудшение

динамической устойчивости и управляемости самолета в движении

крена при возникновении взаимосвязанных, близких по частоте

форм продольных и боковых колебаний. В летной практике это

явление получило название аэроинерционного взаимодействия про

дольного и бокового движений самолета.

* Разумеется, в этом случае возрастают как статическая устойчивость само

лета, так и потребные для его преднамеренного поворота вокруг ЦТ отклонения

ручки управления и педалей.

175

Говоря о взаимодействии продольного и бокового движений,

обычно имеют в виду появление у самолета таких перекрестных

связей между продольными и боковыми моментами, когда при из

менении угла атаки или числа М наряду с изменением продольного

момента самопроизвольно меняются моменты крена и рыскания,

а в процессе бокового движения самолета развивается такж е и

продольное движение. Подобные изменения моментов могут обу

словливаться воздействием на самолет :при его движении возни

кающих при этом аэродинамических, инерционных и гироскопиче

ских моментов.

Напраблеиие полета

—♦

Рис. 5. 8. Два типа вращения самолета:

а—вокруг оси, не совпадающей с его главной осью инерции; б—относительно

продольной оси, не совпадающей с направлением полета

Вот почему мы обычно и говорим, рассматривая это явление,

об аэроинерционном взаимодействии продольного и бокового дви

жений самолета.

Так, вращение самолета вокруг оси, не совпадающей с его глав

ной осью инерции (рис. 5. 8, а), в силу особенностей весовой компо

новки современного самолета приводит к появлению дестабили

зирующих инерционных моментов тангаж а и рыскания, стремя

щихся увеличить исходные углы атаки и скольжения. Подобный

вид взаимосвязи продольного и бокового движений получил на

звание инерционной. На современных сверхзвуковых самолетах

роль инерционных моментов особенно отрицательна; они являют

ся мощным дестабилизирующим фактором.

Гироскопический момент ротора турбореактивного двигателя

также может быть источником взаимосвязи продольного и боко

вого движений, так как ой всегда действует в плоскости, перпенди

кулярной плоскости поворота самолета. При появлении угловой

скорости рыскания (с о у ) или тангажа (с о 2) возникает прецессион

ный момент, действующий в плоскости, перпендикулярной плоско

сти поворота самолета, равный по величине

или | (5. 1)

М Ут=— >

где / р и сор — соответственно приведенный момент инерции вра

щающихся частей двигателя и угловая скорость ротора двигателя.

176

Перекрестные связи возникают и при вращении самолета отно

сительно продольной оси, не совпадающей с направлением полета

(см. рис. 5 .8,6 ). В этом случае происходит взаимосвязанное

циклическое изменение углов атаки и скольжения, причем в проти

воположных направлениях: один угол возрастает, другой умень

шается и наоборот. Например, в первые секунды после отклонения

элеронов в силу своей инертности самолет поворачивается непо

средственно вокруг собственной продольной оси, и только через

конечный отрезок времени у него устанавливается вращение уже

вокруг иной оси, тоже обычно не совпадающей с направлением

полета. В результате этого циклически меняются также и дейст

вующие на самолет аэродинамические моменты тангажа, рыска

ния и крена. Такой вид проявления взаимосвязи можно назвать

кинематическим.

Наконец, источником взаимосвязи продольного и бокового дви

жений могут быть и чисто аэродинамические причины, например,

характерная для современных треугольных и стреловидных форм

крыла зависимость продольного момента самолета от угла сколь

жения, а моментов крена и рыскания от угла атаки и числа М

(рис. 5.9). Этот вид проявления перекрестных связей обычно на

зывают аэродинамическим.

Указанные виды взаимосвязи продольного и бокового движений

могут приводить к появлению ряда характерных особенностей в по

ведении современного самолета при выполнении продольного и

бокового маневра.

В общем случае динамика самолета с учетом взаимодействия

продольного и бокового движений описывается сложной системой

Рис. 5. 9. Пример изменения аэродинамических ха

рактеристик, обусловливающего взаимосвязь про

дольного и бокового движений самолета

177

нелинейных дифференциальных уравнений высокого порядка. По

этому при проведении теоретических исследований, связанных

с изучением влияния перекрестных связей на движение самолета

(а такие исследования всегда' должны предшествовать летному

эксперименту), для упрощения математического анализа прини

мают ряд допущений, которые, как показывает опыт, не вносят

серьезных погрешностей в конечный результат. В частности, обычно

считают возможным:

— пренебречь влиянием нестационарное™ обтекания самолета

и упругих деформаций его конструкции;

— принять, что система координатных осей совпадает с глав

ными осями инерции самолета;

— считать неизменными в процессе всего движения самолета

скорость и высоту;

— принять, что изменения углов атаки и скольжения малы и

потому можно заменить косинусы углов единицей, а синусы — зна

чениями самих углов.

В этом случае управления движения самолета (в связанной с

ним координатной системе осей) могут быть представлены сле

дующей более простой системой нелинейных дифференциальных

уравнений:

Да

си

а*

(1ыг

— Всоу

уа. ут ст д.

— Д а

------

— Дсрст+ -^-соз'усоз»;

т У т У У

<а

(И

(1^2

(И

аь

ау

УI

2 $ _

------

Р + —— +— зш усоз &;

т У т У V

. н,

м 1 м хх

м .

А +

х 8„

1Х

]

м 1

м ь*

М х

м у , м**

~7~ (0» + _Г~ 8н +

•гУ ]У

К сг , ' р

? с т + — “ р®*,:

•> 7.

Да *

Ма

м *

— - Аа + — щ г +

й1

= а>м з1п7 + а)г1С08т;

= — К , С05 7 — ЗШ т ) Ь9

(5.2)