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

Подождите немного. Документ загружается.

Другие явления в устойчивости и управляемости,

характерные для сверхзвуковых скоростей полета

и больших высот

Для сверхзвуковых скоростей полета и больших высот к доста

точно общим особенностям в устойчивости и управляемости само

лета можно отнести:

— увеличение потребных отклонений всех рычагов управления;

— уменьшение с высотой при одном и том же числе М полета

величины располагаемых нормальных перегрузок самолета при

полном использовании хода стабилизатора;

— увеличение с высотой пикирующего момента при постоян

ном числе М полета;

— ухудшение на больших высотах и при увеличении числа М

на сверхзвуковых скоростях характеристик переходных процессов,

наиболее заметное на самолетах без демпферов;

— преобладание в процессе боковых колебаний самолета на

больших высотах движений крена, особенно заметное на самоле

тах без демпферов;

— малые запасы путевой статической устойчивости самолета

при больших числах М полета.

Далеко не все из отмеченных выше явлений, не всегда и не

в одинаковой степени затрудняют пилотирование самолета. Однако

некоторые из них в определенных случаях (например, в сверхзвуко

вом полете на большой высоте) могут привести к появлению за 

метных особенностей в пилотировании, ограничить маневр само

лета и даже существенно усложнить полет. Так, рост потребных

отклонений рычагов управления и ухудшение характеристик пере

ходных процессов( динамики самолета) могут привести к появле

нию заметных особенностей в пилотировании и даж е ограничить

маневр на больших высотах. М алые же запасы путевой статиче

ской устойчивости могут не только ограничить маневренные и лет

ные данные самолета, но и сделать небезопасной эксплуатацию

его в определенном диапазоне высот и чисел М полета. Остано

вимся подробнее на каждом из этих явлений, не касаясь, однако,

ранее рассмотренных особенностей динамики самолета.

На всех современных самолетах при сверхзвуковых скоростях

и на больших высотах заметно возрастают потребные для балан

сировки отклонения рулей и перемещения рычагов управления.

Особенно увеличиваются при этом отклонения руля высоты (ста

билизатора), так как в отличие от других каналов управления

они обусловливаются не только снижением эффективности руля

при сверхзвуковых скоростях, но также и увеличением продольной

статической устойчивости самолета (см. рис. 5.4 и 5.5). Последнее

приводит к существенному увеличению градиентов хода руля и

ручки (штурвала) управления на единицу перегрузки Абв/Апу (или

при управляемом стабилизаторе Дфст/Апу) и Х п = Ахв/Апу. С уве

личением высоты исходные значения су в горизонтальном полете

189

( с у г .п) существенно возрастают. Пренебрегая изменением веса

самолета (при выработке топлива) и рассматривая полет на всех

высотах при постоянном числе М, можно получить простую фор

мулу для расчета су г.п при переходе с высоты полета Н х на боль

шую высоту #2 *

Р н

(СУ г.а)нг = (су р п)я, ——1 (для М —СОП51),

рн

( 5 . 1 3 )

где рн , и р н2 — статическое давление на высотах Н х и Н 2.

Из приведенной формулы следует, что с увеличением высоты

величина су г.п должна возрастать, если при этом сохраняется по

стоянным число М полета.

Р и с. 5.14. Изменение откло

нений руля высоты и стабили

затора, потребных для созда

ния перегрузки при М =сопз1:

д8 в1 и А6в2 —отклонение руля

на высоте Н\ и Я2, потребное для

изменения перегрузки на Дл^=1

Р и с . 5. 15. Изменение величины рас

полагаемых коэффициентов подъем

ной силы, а также су в горизонталь

ном полете у сверхзвукового само

лета с управляемым ^стабилизатором

и у самолета с обычным рулем вы

соты (пунктир) с увеличением чис

ла М:

/ —наибольшее значение с у при полном

отклонении стабилизатора «на кабрирова

ние» (<рст<0); 2, 3—соответственно наи

большее и наименьшее значения с у при

полном отклонении руля высоты на кабри

рование (6п)т а х <0 и пикирование

(§в)та Х <0 (штриховкой отмечена область

больших х:у, при которых возникает пред-

срывная тряска конструкции)

Поэтому на больших высо

тах ( # 2 на рис. 5. 14), где ис

ходные значения су в горизон

тальном полете (суТти)н2 суще

ственно возрастают, для полу

чения такого же приращения

перегрузки Дпу, как и на м а

лых высотах (Нх), необходимо при том же числе М полета большее

изменение коэффициента подъемной силы самолета (Асу2> А с У1),

а следовательно, и большее отклонение руля высоты или стабили

затора.

* Формулу легко получить, приведя уравнение равновесия подъемной силы

и веса самолета в горизонтальном полете 6 = У = с ут. (где <7=9,52/?нМ2)

О 1

к виду Су г п/?нМ2= — - = сопз1 для высот Н\ и //2 и приравняв их левые ча-

5 9,52

сти, так как по условию вес самолета О остается постоянным и М=сопз1.

190

Действующая на самолет нормальная перегрузка пУ1 определяе

мая отношением У подъемной силы к О весу самолета

е«

- 1+ '

{^пу

Ас>

- ) •

.п /

зависит не только от конечной

@ СУ г.п Су Г>1

величины су, но и от его исходной величины в горизонтальном по

лете на

Для

данной высоте, т. е. от су г.п.

изменения нормальной перегрузки самолета на единицу

(Апу= 1) коэффициент подъемной силы самолета су должен быть

изменен на величину, равную исходному значению его

тальном полете на данной высоте, т. е. на малой

Асу\= (сут.п ) Н1 и на большой высоте на Асу2= (суг.п) я 2.

высоте для этого потребуется откло

нить руль высоты на угол Дбвь а на

большой высоте при том же значе

нии числа М полета — уже на суще

ственно боЛЬШИЙ УГОЛ Д бв2*

По этой причине с увеличением

потребных отклонений рулей замет

но сужается диапазон углов атаки

(и соответственно значений су), на

которых в установившемся сверх

звуковом полете балансируется со

временный самолет йолным откло

нением руля высоты или стабилиза

тора (рис. 5.15).

По этой причине при сверхзвуко

вых скоростях, в особенности на

больших высотах (из-за высоких

исходных значений су в горизонталь

ном полете), сильно уменьшается

величина располагаемых перегрузок

самолета, что снижает возможности

выполнения энергичного маневра. Величина

грузок определяется выражением

в горизон-

высоте на

На малой

Р и с . 5.16. Изменение распо

лагаемых перегрузок сверхзву

кового самолета с увеличением

высоты и числа М полета

(лшах ” максимальная допусти

мая в эксплуатации перегрузка

самолета из условий проч

ности)

располагаемых пере-

СУ расп

" !

^У

г.п

(5. 14)

где су расп — наибольшая допустимая в эксплуатации величина су

(либо наибольшее его значение, при котором самолет баланси

руется в установившемся полете полным отклонением руля);

су г.п — исходное значение су в горизонтальном полете на данной

высоте и скорости полета. Характерно, что при сверхзвуковых ско

ростях полета величина перегрузок, создаваемых полным откло

нением ручки управления, сравнительно мало изменяется по числу

М на всех высотах (рис. 5. 16). С увеличением высоты располагае

мые перегрузки самолета, естественно, уменьшаются. Д ля случая,

когда полет выполняется при постоянном числе М и вес самолета

191

сохраняется практически постоянным, изменение величины распо

лагаемой перегрузки при переходе с высоты Н х на высоту Н2

определяется по следующей простой формуле*:

Р н

(Яу расп)#2 = (Яу расп)^1 п *'• ( 5 . 1 5 )

УНг

Управляемый стабилизатор повышает маневренные возмож

ности самолета при сверхзвуковых скоростях на больших высо

тах, но не меняет вида кривых, приведенных на рис. 5 .1 5 и 5 .1 6 .

Характер изменения располагаемых перегрузок и значений су по

числу М сохраняется качественно таким же, как и у самолета

с рулем высоты, поскольку на сверхзвуковых скоростях современ

ный самолет балансируется стабилизатором в довольно ограничен

ном диапазоне углов атаки и коэффициентов подъемной силы су

(см. рис. 5 . 1 5 ) . Последнее рассматривается иногда летчиками как

некая гарантия от непроизвольного выхода самолета на закрити-

ческие углы атаки и срыва его в штопор при перетягивании ручки

управления в сверхзвуковом полете. Однако это справедливо

только в том случае, если самолет обладает достаточно большими

запасами как продольной, так и путевой статической устойчивости,

притом при всех угл^х атаки и скольжения, на которые он может

быть выведен полным отклонением рулей в процессе пилотирова

ния в условиях воздействия на него не только аэродинамических,

но и инерционных моментов.

Кроме рассмотренных особенностей, на сверхзвуковых скоро

стях могут наблюдаться и другие более неприятные явления. К их

числу прежде всего относится — весьма значительное снижение пу*

тевой статической устойчивости самолета при больших числах М.

На указанном явлении ввиду его большой важности мы оста

новимся подробнее.

Снижение эффективности вертикального оперения на сверхзву

ковых скоростях, причины которого были рассмотрены выше, при

водит к существенному уменьшению при больших числах М путе

вой устойчивости самолета. Это объясняется тем, что на современ-

- ном скоростном самолете только вертикальное оперение создает

при скольжении стабилизирующий момент рыскания и тем самым

* Формулу легко получить, воспользовавшись следующим выражением для

Ну расп^

СУ расп

пУ расп— М 2,

где

018

су г.п =

------

и д= 9,52рн №.

Я н

192

обеспечивает самолету до определенных чисел М путевую устой

чивость (рис. 5. 17, кривая 1).

Самолет без вертикального оперения обычно неустойчив в путе

вом отношении (тем более современный сверхзвуковой самолет

с сильно вытянутой передней частью фю зеляж а), причем дестаби

лизирующий момент рыскания, возникающий при его скольжении,

слабо изменяется по числу М (рис. 5. 17 кривая 2).

Таким образом, при больших сверхзвуковых скоростях путевая

устойчивость самолета определяется разностью двух соизмери

мых величин: стабилизирую

щего момента вертикального

оперения, сильно уменьшаю

щегося по числу М в этой

се к

Р и с. 5. 17. Изменение величины

стабилизирующего момента от

вертикального оперения (в. о.)

и дестабилизирующего момента

рыскания самолета без верти

кального оперения, а также

степени путевой статической

устойчивости самолета (для

пу = 1 и пу>\) с увеличением

числа М

Р и с . 5. 18. Изменение нормальной и

боковой перегрузок самолета, а так

же угловой скорости крена в процессе

сваливания (Д6Э~0; Дбн~ 0; Дбв~0)

области скоростей, и дестабилизи

рующего момента фюзеляжа и кры

ла, практически постоянного при

всех числах М. Поэтому при сверх

звуковых скоростях с увеличением

числа М степень путевой* статической устойчивости самолета

(рис. 5. 17 кривая 3) неуклонно понижается, а превышение допу

стимых в эксплуатации значений числа М может привести к потере

самолетом путевой устойчивости.

При потере путевой устойчивости возникает значительное сколь

жение и быстро развивается неуправляемое движение самолета

со значительными угловыми скоростями крена (сох) и рыскания

(шу), а также с большими нормальными и боковыми перегрузками

пу и п2, периодически меняющими свою величину и даж е знак

(рис. 5. 18).

При больших допустимых в эксплуатации числах М путевая

статическая устойчивость самолета невелика. Ора значительно

ниже, чем при дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях по

7 598 193

лета. В связи с этим при больших сверхзвуковых скоростях отно

сительно возрастает влияние на путевую устойчивость самолета

даже сравнительно небольших изменений продольной центровки

самолета, режима работы двигателей и углов атаки, а такж е упру

гих деформаций конструкции и „внешних подвесок под крылом

и фюзеляжем. Подобных особенностей у самолета обычно не на

блюдается при достаточно высоких запасах путевой устойчивости.

Внешние подвески чаще всего вызывают смещение вперед точки

приложения суммарной боковой силы самолета, вследствие чего

путевая устойчивость уменьшается.

С увеличением углов атаки из-за более сильного снижения

эффективности вертикального оперения путевая устойчивость само

лета также уменьшается (см. рис. 5. 17, кривая 3 для пу> 1). При

этом в области относительно малых углов атаки устойчивость из

меняется меньше, чем на средних и больших углах атаки.

Смещение полетной центровки назад и увеличение оборотов

двигателя, а такж е освобождение педалей при обратимой системе

управления обычно приводят к аналогичному результату, т. е. сни

жают путевую устойчивость самолета.

Ухудшение путевой устойчивости при задних центровках вызы

вается уменьшением плеча вертикального оперения и одновремен

ным увеличением дестабилизирующего эффекта от передней части

фюзеляжа (при смещении назад ЦТ самолета). Отрицательное

влияние двигателей на путевую устойчивость в основном обуслов

ливается возникновением дополнительной боковой силы в воздухо

заборнике вследствие искривления потока при скольжении. В слу

чае расположения воздухозаборника впереди центра тяжести само

лета эта сила создает дополнительный дестабилизирующий момент

рыскания, который возрастает с увеличением тяги двигателя и

угла скольжения.

Упругие деформации конструкции также снижают путевую

устойчивость самолета. Их влияние возрастает с увеличением ско

рости полета и уменьшением высоты (при М = сопз1). Дело в том,

что более высокому скоростному напору на меньшей высоте при

постоянном числе М полета и большей скорости в горизонтальном

полете всегда соответствуют и более высокие аэродинамические

нагрузки на конструкцию самолета, а следовательно, и более зна

чительные упругие деформации. При этом эффективность верти-,

кального оперения уменьшается. Поэтому с уменьшением высоты

и на больших углах атаки фактические запасы путевой устойчиво

сти при больших числах М обычно еще более снижаются.

Уменьшение путевой устойчивости приводит к большему откло

нению самолета от исходного режима балансировки под действием

одного и того же по величине возмущения. Самолет при этом ста

новится более чувствительным к воздействию малых боковых воз

мущений, обусловливаемых, например, его геометрической и жест-

костной асимметрией, несинхронной работой двигателей и гиро

скопическим моментом роторов двигателей. Усиливается также

194

взаимосвязь между боковым и продольным движением при воз

действии на самолет даже относительно небольших по величине

аэродинамических и инерционных моментов, а также гироскопиче

ского момента двигателя. Односторонний отказ одного из двигате

лей в сверхзвуковом крейсерском полете при пониженных запасах

путевой устойчивости может сопровождаться скольжением само

лета, опасным с точки зрения прочности конструкции, сваливания

самолета в штопор или самовыключения остальных двигателей

в результате помпажного срыва потока на входе (так как запасы

по помпажу при больших числах М полета у самолетов обычно

невелики).

Падение путевой устойчивости можно заметить по появлению

у самолета стремления к непроизвольному скольжению, которое

усиливается с увеличением числа М полета и углов атаки. Поэтому

в сверхзвуковом полете при больших числах М летчик внимательно

следит за положением «шарика» указателя скольжения. При боль

ших числах М одной из возможных причин «увода шарика» из

среднего положения может быть падение путевой устойчивости.

Для получения необходимой путевой устойчивости у сверхзву

кового самолета устанавливают значительное по площади верти

кальное оперение или применяют специальную автоматику, обес

печивающую искусственную путевую стабилизацию самолета на

тех режимах, на которых она не может быть осуществлена обыч

ными аэродинамическими средствами.

При летных испытаниях до начала массовой эксплуатации про

изводится тщательная количественная оценка путевой устойчиво

сти самолета и уточняются допустимые с учетом аэроинерционного

взаимодействия маневры, эксплуатационные центровки и числа М

полета.

Явления в устойчивости и управляемости,

характерные для околозвуковых скоростей полета

К числу неприятных для летчика явлений, характерных для

трансзвуковой области скоростей, прежде всего относятся местные

нарушения продольной, поперечной и путевой балансировки само

лета. Нарушения балансировки становятся особенно заметными

в тех случаях, когда в процессе разгона или торможения самолета

происходит резкое изменение его статической устойчивости как

во времени и по числу М, так и по абсолютной величине.

Местные нарушения продольной балансировки в узком диапа

зоне околозвуковых скоростей появляются вследствие потери са

молетом устойчивости по скорости как в прямолинейном, так и

в криволинейном полете с постоянной перегрузкой (я ^ с о п з* ).

При сверхзвуковых скоростях по этой причине также возможны

небольшие нарушения продольной балансировки самолета.

Нарушения поперечной балансировки самолета в трансзвуковой

области скоростей чаще всего вызываются местными изменениями

195

его поперечной статической устойчивости (главным образом при

стреловидных формах кры ла), а также уменьшением эффективно

сти элеронов. Возникают они в тех случаях, когда полет происхо

дит со скольжением. Последнее может быть вызвано как предна

меренными действиями летчика, так и наличием у самолета гео

метрической или жесткостной асимметрии.

Местные нарушения путевой балансировки в трансзвуковой

области скоростей вызываются обычно небольшим моментом ры

скания от боковой силы, возникающей вследствие несимметрич

ного развития волнового кризиса в хвостовой части фюзеляжа по

правой и левой его стороне из-за некоторой асимметрии в обте

кании.

На современных сверхзвуковых самолетах с последним явле

нием встречаются сравнительно редко. Значительно чаще летчики

сталкиваются с нарушениями продольной балансировки, которые

однако, как правило, не усложняют пилотирование современного

самолета в трансзвуковой области скоростей.

Более заметные затруднения в пилотирование в отдельных слу

чаях вносит появление у самолета на околозвуковых скоростях

обратной реакции по крену на отклонение руля направления. Это

явление наблюдается только на неустойчивых в поперечном отно

шении самолетах (а иногда и на нейтральных). Обратная реакция

по крену на отклонение руля направления ухудшает условия точ

ного пилотирования, а при недостаточной поперечной управляемо

сти может усложнить и обычный полет.

Некоторые явления

в устойчивости и управляемости,

характерные для дозвукового полета

К неблагоприятным явлениям в устойчивости и. управляемости

сверхзвукового самолета, наблюдающимся иногда в дозвуковом

полете, относятся:

— местные нарушения устойчивости по перегрузке, главным

образом на больших углах атаки;

— излишняя легкость управления и чувствительность самолета

к малым отклонениям рулей при больших дозвуковых скоростях

полета;

— ухудшение поперечной управляемости при больших прибор

ных скоростях полета;

— некоторые особенности поведения самолета на посадочных

режимах.

Указанные выше явления обусловливаются обычно отдельными

недостатками компоновки сверхзвукового самолета и его системы

управления. Подобных недостатков не всегда удается избегнуть

при создании сверхзвукового самолета, многие аэродинамические

характеристики которого нередко сильно изменяются как по числу

196

М, так и по углам атаки. Особенно сильно возрастает у самолета

при числах М > 1 продольная статическая устойчивость по пере

грузке. Последнее, как отмечалось выше, в сочетании с пониженной

эффективностью рулей существенно ограничивает в сверхзвуковом

полете продольный маневр на больших высотах. Учитывая это,

конструктор вынужден ограничивать продольную устойчивость

самолета на сверхзвуковых скоростях, снижая ее и в дозвуковом

полете. Поэтому при числах М полета, меньших единицы, все совре

менные самолеты обладают сравнительно небольшой статической

устойчивостью по перегруз

ке. Это обстоятельство иногда

и приводит к появлению у са

молета (в случае не вполне

удачной его компоновки) мест

ной неустойчивости по пере

грузке на больших углах атаки

(в частности, на сверхзвуковых

самолетах с хвостовым опере

нием, с фюзеляжем, сильно

вынесенным вперед относитель

но крыла, с крылом, имеющим

значительную стреловидность

по передней кромке и малое

удлинение при не вполне удач

ном размещении стабилизатора

по высоте)*. При этом на ба

лансировочных кривых <рСт==

=?(пу) появляется характер

ная «ложка (рис. 5.19).

Неустойчивость по перегрузке обычно замечается по появле

нию у самолета стремления к самопроизвольному увеличению угла

атаки в процессе выполнения маневра, после того как летчик не

сколько отклонит ручку управления на-себя. Подобная тенденция

создает предпосылки для непреднамеренной потери скорости либо

выхода самолета на недопустимо большую перегрузку. Поэтому

неустойчивый самолет всегда требует от летчика повышенного

внимания и большой четкости в действиях рулями при пилотиро

вании.

С уменьшением высоты полета отрицательный эффект от не

устойчивости по перегрузке может усилиться, так как он будет

проявляться при большей скорости полета по прибору и более вы

соких гГерегрузках самолета в условиях повышенной чувствитель

ности самолета к малым перемещениям ручки управления.

* Это наблюдается в тех случаях, когда оперение оказывается в зоне боль

ших по абсолютной величине скосов потока и наиболее сильных изменений

скоса по углам атаки и скольжения (см. рис. 5. 2, в). С неустойчивостью по пере

грузке сталкиваются и на дозвуковых самолетах.

§ $ (п М=С071$1, Я*С07151, 5т = С0П$Т

| | Фст

^ &

1 5

^ Сй I

! |)

8 8

Область

неустойчивости

// / / у

уУу/<

^§1

„ Ложка ^

Т у / /

пу

Пере2рузка самолета

Р и с. 5. 19. Вид балансировочной кри

вой самолета при наличии у него

местной зоны неустойчивости по пе

регрузке

197

Совершенно очевидно, что на самолетах, поступающих в мас

совую эксплуатацию, подобный дефект должен быть по возможно

сти устранен. Он может быть допущен как исключение только в та

ких случаях, когда носит сугубо местный характер (т. е. наблю

дается лишь в очень ограниченном и к тому же не слишком «ходо

вом» диапазоне углов атаки и чисел М) и проявляется настолько

слабо, что не может стать источником непроизвольного перехода

самолета на опасные режимы.

Второе из рассматриваемых явлений — чрезмерная чувстви

тельность самолета при больших дозвуковых скоростях к малым

продольным перемещениям ручки управления.

Желание обеспечить достаточно эффективный маневр на боль

ших высотах и при сверхзвуковых скоростях, как отмечалось выше,

привело к использованию на современном самолете необратимого

бустерного управления, а также управляемого стабилизатора.

В связи с этим на малых высотах при больших дозвуковых скоро

стях продольное управление самолета становится чрезмерно эф

фективным и излишне легким.

Кроме того, с увеличением скорости все более уменьшается и

Т — период собственных колебаний самолета. В подобных условиях

период колебаний самолета и время запаздывания реакции лет

чика А/летч (при управлении самолетом) могут стать уже одного

порядка и будет все более возрастать относительная величина за

паздывания в действиях летчика А^Летч/Г.

При малых периодах собственных колебаний самолета, харак

терных для больших дозвуковых скоростей полета, когда обнару

живается заметное запаздывание в действиях летчика, такая си

стема управления не всегда обеспечивает нормальные условия

пилотирования и иногда может стать причиной непреднамеренной

раскачки самолета летчиком *. Непроизвольная раскачка само

лета возникает в этом случае при точном пилотировании и резких

и частых вмешательствах летчика в управление, при излишне чув

ствительной системе управления, когда условия контроля за дви

жением самолета (по перемещениям ручки управления и измене

нию на ней усилий) затруднены из-за малых ходов и усилий и зн а

чительного трения в системе.

Большое запаздывание в системе бустерного управления также

может стать причиной «раскачки» самолета летчиком.

Следовательно, излишняя чувствительность самолета к малым

отклонениям рулей и склонность к «раскачке» обусловливаются

неблагоприятным сочетанием статических и динамических харак

теристик самого самолета и его системы управления при больших

дозвуковых скоростях полета. Отрицательными с этой точки зре

ния факторами являются:

* Стремясь парировать возмущенное движение самолета и отклоняя для

этого с запаздыванием ручку управления в тот момент, когда у самолета уже

начинается обратный цикл колебательного движения, летчик сам становится

возбудителем колебаний самолета.

198