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

Подождите немного. Документ загружается.

— малые периоды собственных колебаний самолета, близкие

по величине к 1 сек, при которых летчик, воздействуя на ручку

управления со свойственным человеку запаздыванием в 0,25—

0,5 сек, сам того не желая, возбуждает колебания самолета (свое

образный физиологический порог по управляемости);

— малые градиенты усилий по ходу рычагов управления при

малых их перемещениях;

— повышенное трение и люфт в системе управления.

Р и с . 5. 20. Изменение по числу М и высоте характеристик про

дольной управляемости Хп и Рп самолета, оснащенного системой

АРУ (толстые линии), а также без АРУ (1) и без бустера (2).

Внизу показан закон регулирования кинематических (а) и сило

вых (б) характеристик системы управления

Для улучшения динамических свойств и управляемости само

лета при больших дозвуковых скоростях полета, а такж е и на

больших высотах (где потребные отклонения рычагов управления

и усилия, наоборот, могут стать непомерно большими) на всех

сверхзвуковых самолетах осуществляется в той или иной форме

искусственное регулирование кинематических (кш.в) и силовых

(|йРв!йхъ) характеристик системы управления в зависимости от

скорости, высоты и числа М полета. С помощью специальных авто

матических устройств (автоматов регулирования управления АРУ)

увеличиваются потребные перемещения ручки управления и уси

лия, когда они становятся чрезмерно малыми, и уменьшаются,

если они слишком велики.

Для примера на рис. 5.20 показано изменение по высоте и

числу М двух важных характеристик продольной управляемости

Хп и Р п (коэффициентов расхода ручки управления и усилий на

перегрузку) на самолете, оснащенном системой АРУ, и таком же

199

самолете без автоматики. Там же показано изменение градиента

усилий Рп по числу М на самолете с обратимой Системой управ

ления без бустеров. В нижней части рис. 5. 20 на^ двух графиках

показано, в каком направлении осуществляется регулирование

рости и высоты полета.

Нормальная работа автоматической системы регулирования

обеспечивает летчику удовлетворительные условия управления

самолетом на всех высотах при любых эксплуатационных скоро

стях полета и числах М.

Одной из задач летных испытаний на устойчивость и управляе

мость и является оценка приемлемости осуществленного на само

лете закона регулирования в полете характеристик системы управ

ления.

Одновременно производится общая оценка управляемости само

лета и эффективности поперечного управления в полном диапа

зоне эксплуатационных скоростей полета, высот, чисел М и углов

атаки. Такая проверка необходима прежде всего на самолетах со

стреловидным крылом, на которых чаще, чем на других самолетах,

наблюдается ухудшение поперечной управляемости при больших

приборных скоростях. Последнее обычно обусловливается более

сильным проявлением на таком крыле эффекта упругих деформа

ций конструкции.

О влиянии упругих деформаций конструкции на путевую устой

чивость самолета упоминалось выше. Еще более заметное влияние

оказывают они ца эффективность элеронов. Под действием на

грузки, изменяющейся при отклонении элеронов, их эффектив

ность падает. Наиболее неблагоприятным в этом отношении ока

зывается тонкое стреловидное крыло нормального удлинения,

жесткость которого относительно невелика. На стреловидном

крыле 1не толыко деформации кручения, но и деформации изгиба

меняют его местные углы атаки по размаху. При прямой стрело

видности (консоли сдвинуты назад) эти деформации ослабляют

эффект отклоненных элеронов. Например, у крыла, на котором

элерон опускается, прогиб увеличивается и, следовательно, умень

шаются углы атаки сечений (от лзгиба). При этом плоскость

с опущенным вниз элероном под действием возникающего допол

нительного крутящего момента закручивается в сторону уменьше

ния углов атаки. Таким образом на упругом крыле наряду с увели

чением подъемной силы от отклонения элерона происходит умень

шение ее от деформаций изгиба и кручения крыла, которые

действуют в одном направлении.

Аналогичная картина наблюдается и на другой плоскости,

у которой элерон отклонен вверх: изгиб и упругая закрутка крыла

(на (положительные углы атаки) такж е ослабляют эффект подня

передаточного числа системы управления

ента усилий по ходу ручки управления

200

того элерона. Поэтому на стреловидном крыле эффективность эле

ронов оказывается меньшей, чем на таком же прямом равножест

ком крыле с тем же элероном.

Отрицательное влияние упругих деформаций наиболее сильно

проявляется на средних и малых высотах при больших приборных

скоростях, когда действующие на конструкцию нагрузки стано

вятся особенно значительными *. По этой причине при больших

приборных скоростях на некоторых самолетах со стреловидным

крылом значительно снижается эффективность поперечного управ-

Р и с. 5.21. Влияние упругих деформаций крыла на эффектив

ность элеронов и условия пилотирования самолета при скоростях,

близких к критической скорости реверса элеронов Урев:

/ —абсолютно жестко© крыло; т э —* коэффициент эффективности элеронов,

(Од.—угловая скорость крена; 6 Э и §н—углы отклонения элеронов и руля

направления

ления, а в случае превышения установленных ограничений по при

борной скорости возможен даж е реверс элеронов (рис. 5.21). Ско

рость полета, при которой элероны полностью теряют свою

эффективность, названа критической скоростью реверса (Урев).

При превышении этой скорости реакция самолета на отклонение

элеронов становится обратной, т. е. самолет кренится на крыло

с опущенным элероном. Так, на рис. 5.21 отклонение летчиком на

31-й сек ручки влево (60>О) не только не парировало возникшее

у самолета правое кренение (сох> 0 ), но, наоборот, заметно усили

вало его. Отклонение же элеронов «по крену», произведенное лет

чиком на 32—33-й сек, приостановило развитие правого крена

(о)х^ 0 ). Однако реакция самолета на отклонение элеронов при

этом остается еще весьма вялой, хотя и обратной по знаку.

Явление реверса при отсутствии у самолета заметной асиммет

рии не исключает возможности полета на скоростях, близких к кри

тической скорости реверса и, конечно, не может быть поставлено

в один ряд с явлением потери самолетом путевой устойчивости и

* Так как при прочих равных условиях величина аэродинамических

сил, действующих на конструкцию, возрастает пропорционально квадрату ско

рости полета.

201

аэроинерционным взаимодействием. Как видно из приведенного на

рис. 5.21 графика, уменьшив скорость прлета (^>37 сек), летчик

легко может восстановить нормальную реакцию самолета на откло

нение элеронов и таким образом уйти с опасного режима. Однако

реверс элеронов опасен в тех случаях, когда ему предшествует,

например, появление у самолета обратной реакции по крену на

отклонение руля направления или когда на самолет действует зна

чительный кренящий момент.

При нормальной эксплуатации самолета выход на критическую

скорость реверса, естественно, не допускается. Д ля этого либо

ограничивается предельно допустимая скорость полета, либо соот

ветствующим выбором аэродинамических и жесткостных характе

ристик крыла повышается критическая скорость реверса.

В заключение коротко остановимся на некоторых особенностях

поведения сверхзвукового самолета на посадочных режимах, обу

словливаемых аэродинамической схемой современного самолета,

применением крыла малого удлинения со значительной стреловид

ностью по передней кромке. Все это приводит к тому, что такой

самолет на посадочных режимах обладает повышенной степенью

поперечной статической устойчивости в сравнении с малыми и сред

ними углами атаки. Отдельные недостатки в аэродинамической

компоновке сверхзвукового самолета нередко еще более усиливают

эту тенденцию. В таких случаях поперечная устойчивость сверх

звукового самолета на посадочных режимах может оказаться

чрезмерной и в его поведении появится ряд характерных особен

ностей. К ним прежде всего можно отнести повышенную реакцию

самолета по крену на небольшие внешние возмущения и малые

отклонения руля направления, а также повышенную чувствитель

ность самолета к боковому ветру на посадке.

Особенно плохую оценку летчики дают такому самолету в тех

случаях, когда одновременно наблюдаются повышенная реакция

по крену на отклонение руля направления и сильно пониженная

эффективность элеронов. Чем совершеннее аэродинамическая ком

поновка сверхзвукового самолета, тем слабее проявляются на нем

указанные выше особенности поведения на посадочных режимах.

Поэтому устойчивость и управляемость на посадочных режимах

также тщательно анализируются и проверяются при летных испы

таниях сверхзвукового самолета.

5.3. ВЛИЯНИЕ УПРУГИХ ДЕФОРМАЦИИ ПРОВОДКИ

НА УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ

ТЯЖЕЛОГО САМОЛЕТА С ОБРАТИМОЙ СИСТЕМОЙ

УПРАВЛЕНИЯ РУЛЯМИ

При проведении летных испытаний маневренных самолетов

обычно не возникает необходимости учитывать влияние упругих

деформаций проводки управления рулями на их устойчивость и

управляемость. На таких самолетах протяженность проводки

202

управления и действующие на нее силы относительно невелики.

Многие самолеты к тому ж е оснащены бустерами, воспринимаю

щими полностью (при необратимой системе управления) или ча

стично шарнирный момент руля. Иначе обстоит дело на тяжелых

самолетах с простой обратимой системой управления при прямой

механической связи рулей со штурвалом и педалями (осущест

вляемой через систему тяг, тросов и качалок, притом достаточно

протяженную) и значительными по площади рулевыми поверхностя

ми. В этом случае эффект упругих деформаций проводки становит

ся уже заметным и должен учитываться при анализе материалов

летных испытаний тяжелых самолетов на устойчивость и управ

ляемость. Упругие деформации проводки обычно обусловливают:

— нарушение «жесткой» однозначной связи между углом от

клонения руля и положением штурвала и педалей, т. е. изменяют

в зависимости от условий полета и угла отклонения триммера на

руле как балансировочные положения штурвала и педалей (при

бв = соп5[ и 6н = соп51:), так и предельный угол отклонения руля

при полном отклонении соответствующего рычага управления

(рис. 5.22);

Р и с. 5. 22. Изменение в полете вида взаимосвязи между

углами отклонения руля (бв) и соответствующими им

отклонениями штурвала (ручки управления), а также

предельных углов отклонения руля (бв шах) в зависи

мости от величины градиента с1Рв/с1хв на самолетах

с обратимой упругой системой управления. Ниже пока

зан характер зависимости градиента йРъ/йхв от скоро

сти полета при неизменном положении аэродинамиче

ского триммера

203

— самопроизвольное отклонение правого и левого элеронов

вверх или вниз (названное упругой «просадкой» или «всплыва

нием» элеронов) неодинаковое по величине и знаку в различных

условиях полета (при различных V, а, т0) и неконтролируемое

летчиком.

Вследствие этого уменьшаются, притом по-разному в различ

ных условиях полета, предельные (так называемые располагае

мые) моменты рулей, создаваемые в полете полным отклонением

рычагов управления, что может ^граничить продольный и боковой

маневр, а такж е управляемость. 1<роме того, оказываются различ

ными и характеристики устойчивости самолета, а также характе

ристики управляемости. Особенно существенным может оказаться

влияние деформаций проводки в системе управления рулем вы

соты и элеронами на характеристики продольной устойчивости и

управляемости тяжелого самолета. Учитывая практическое значе

ние этого вопроса, остановимся на нем подробнее.

Усилия, прикладываемые летчиком к штурвалу (ручке управ

ления) для балансировки шарнирного момента руля при пилоти

ровании самолета, вызывают деформации проводки управления.

При этом изменяются исходные балансировочные положения штур

вала хв и величина его линейных перемещений йхв, потребных для

отклонения руля (рис. 5.23). Линейные перемещения штурвала

(ручки управления) в этом случае можно представить следующим

двучленом:

аР*

рулем высоты;

Рв — усилие, прикладываемое летчиком к штурвалу

для отклонения руля в балансировочное поло

жение (6В). При обратимой системе управления

его величина зависит от шарнирного момента

руля Мш и передаточного отношения кш системы

хв0 — линейное перемещение штурвала (ручки управ

ления^, измеряемое от нейтрального положения

при абсолютно жесткой (недеформируемой)

проводке, т. е. при и* = 0

Влияние упругих деформаций проводки

в продольном канале управления

на характеристики статической устойчивости

и управляемости самолета

•Кв^вО + ^ в ,

(5. 16)

где

к*н =

204

При упругой проводке линейные перемещения штурвала (руч

ки управления) возрастают, становятся более размашистыми. Как

это следует из (5. 16) они зависят не только от фактических углов

отклонения руля (6В), но также и от величины прикладываемых

Р и с . 5.23. Схематическое представление упругой связи штурвала (ручки

управления) с рулем высоты:

1— п о л о ж е н и е ш т у р в а л а , с о о т в е т с т в у ю щ е е и с х од н о м у п о л о ж е н и ю р у л я в ы соты ; 2—п о л о 

ж е н и е ш т у р в ал а , с о о т в е т с т в ую щ ее о т к л о н е н и ю р у л я на у гол с?бв п р и а б с о л ю т н о ж е с т 

кой п р о в о д к е у п р а в л ен и я ; 3— ф ак т и ч е с к о е п о л ож е н и е ш т у р в а л а п р и отк л о н ен и и р у л я

на у г о л с?6в п р и у п р у г о й п р о в о д к е у п р а в л ен и я

к рычагу управления усилий (Р в). Поэтому нежесткость проводки

(х*=^0) снижает эффективность продольного управления1.

Связь между коэффициентами эффективности продольного

управления тх* и т * во самолета с реальной (упругой) и абсолютно

жесткой (недеформируемой) проводкой управления, а такж е коэф

фициентом эффективности руля высоты т\ в может быть представ

лена следующей простой формулой:

я Л = ^ . ^ . ^ 0==лЛО57,3&ш = От* «о, (5. 17)

д ь в

а х в0 а х в

где

-----•— - — передаточное отношение от руля к штурвалу

57,3 ахв0 (1/л*);

1 Эффективность продольного управления оценивается величиной изменения

коэффициента продольного момента Д т2 при линейном перемещении штурвала

(ручки управления) на единицу длины, например Д*в = 1 см, т. е. производной

205

— множитель, характеризующий жесткость про-

ах* водки управления (для недеформируемой про

водки /} = 1 ) .

Формулу для расчета этого множителя легко получить, про

дифференцировав выражение (5. 16) и выполнив простые преобра

зования. Она имеет следующий вид:

д = ^ о _ = -------------------------------------------------1 - 5 - =

-------

1—=— . (5.18)

и у л а Но х

а х

в 1 + т . *

------

, » Р т

<*хв0 1 + %в-^= -

X т

л о

Получим выражения для количественной оценки влияния упру

гих деформаций проводки на характеристики продольной управ

ляемости самолета, а такж е его устойчивость по скорости и пере

грузке.

* К числу таких характеристик продольной управляемости пре

жде всего относятся критерии 1 Хп

и Ху.

Получить их можно, вос

пользовавшись выражением (5.16). Продифференцировав его,

получим

(* в о + * з Ч )= * о + * > ;

с1пу с1пу

ХУ==х _ + / р в) = х у0 + *: [р * и

2 йУ 2 ау 4 80 1 в/ 1

(5.19)

где

- п.. ЛРп

х п «^во и рп.

йпу йпу

х \ = Л и [ру\ Г ^ в ]

ау

1 ] 2 [

йУ

при тв = сопз1, в общем случае при

Р ъф

0, т. е. не обязательно

на режиме балансировки при Яв = 0.

Из формул (5. 19) следует, что нежесткость проводки управле

ния приводит к увеличению Хп

(так как Р п = с1Рв/с1пу

одного знака

с Х п = с(хв1((Пу), а величина Х у может существенно меняться

в зависимости от заданного режима балансировки самолета по

усилиям, т. е. положения аэродинамического триммера тв

(рис. 5.24).

1 Х у = — - — коэффициент расхода штурвала на скорость для прямо-

2 ау линейного полета при пу — 1;

Х п = —

----

коэффициент расхода штурвала на перегрузку при

М =сопз1 и У=сопз1.

206

в яв-

1Я,- о

Роль триммера может быть представлена более наглядно, если

в формулы (5.19) вместо градиента [Ру\х= — ввести

2 [ (IV ]т

ном виде критерий продольной управляемости Ру =

Для этого напишем выражение, характеризующее изменение уси

лий на штурвале (ручке управления) при У=соп&1 в зависимости

от положения аэродинамического триммера (см. рис. 5.24):

Яв= Р в1+ Я Тв(тв- т в1), (5.20)

где Рв — исходная величина усилий при тв = сопз1:;

Рв1 — новая величина усилий при той же скорости полета и

Тв1 =

С О П 5 1 : ( Т в 1 = ^ = Т в ) ;

ар*

определяемый при летных испытаниях самолета по

казатель эффективности аэродинамического трим

мера (численно равный величине приращения усилий

на рычаге управления от отклонения триммера на

один градус).

Р и с. 5.24. Характер изменения

усилий на штурвале (ручке управ

ления) от руля высоты при обра

тимой системе управления и раз

личных углах отклонения аэроди

намического триммера тв

(Щ * [Щ > {Щ

[при И-соиз!)

Дифференцируя (5.20) по У и накладывая на (5.20) требова

ние балансировки самолета по усилиям при новом положении

триммера тВ1, т. е. условие ^ 1 = 0, после небольших преобразова

ний и умножения всех членов на ~ , получим

V № 1 _ V (*Ры\ | У Рв арв

2 [ а У Ь 2 [ лу )рВ1-° 2 Р \ аУ

откуда

где

[Ру]

К ~ Тв1)

Ру + Р ВЕ,

Рв

(5.21)

Е х=

2 Р1

а1 1

ЛУ

АР1

Р1 йУ

207

Коэффициент Е х учитывает влияние изменения условий обте

кания аэродинамического триммера на характеристики продоль

ной управляемости самолета по усилиям на штурвале (ручке

управления) в прямолинейном полете.

Из формулы (5.21) следует, что величина градиента [Ру]х при

У=сопз1; должна изменяться в зависимости от угла отклонения

триммера на руле высоты, поскольку при этом меняется величина

усилий

Рв на рычаге управления (рис. 5.24).

Формулы для расчета коэффициентов продольной статической

устойчивости самолета по скорости и перегрузке с фиксированным

управлением можно получить, отправляясь от приведенных

в гл. IV (стр. 157) выражений:

уУ уП

------

V" и (5. 22)

* * х т

где индекс «х» при коэффициентах ау и ап означает, что указанные

характеристики устойчивости определяются при условии Хв = сопз1.

Подставив в формулы (5.22) выражения (5.19) и выполнив

ряд преобразований с использованием формул (5.16) и (5.18),

получим

ап,х = °

х пп

х п

Х 0Т Х 0*) Р т

так как

(5.23)

(5. 24)

1 + х

р х т

X „т

х :

и Р « = .ар”

Р*

Т;

р х т

йпу

АР*

йхг

Здесь ву,х и вп,х — значения коэффициентов устойчивости по ско

рости и перегрузке, определенные при условии хв = соп51: (при фик

сированном положении рычага управления),

(Уу, 5 и сгп,5 — значения коэффициентов устойчивости по скорости

и перегрузке, определенные при условии 6в = соп§1 (при фиксиро

ванном руле высоты).

Устойчивость самолета при фиксированном рычаге управ

ления (л:в = сопз1) будет отличаться от устойчивости самолета

при фиксированном руле высоты (6в = соп51:). При этом из формулы

208