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

Подождите немного. Документ загружается.

(5.23) следует, что характеристики устойчивости по скорости

с фиксированным управлением (хв = соп51:) будут зависеть от ре

жима балансировки самолета по усилиям, т. е. от положения аэро

динамического триммера на руле высоты. Для того чтобы более

наглядно оценить эффект аэродинамического триммера, заменим

[Р1/]х в формуле (5.23) выражением (5.21). Выполнив подста

новку, после небольших преобразований получим

В формуле (5.25) величина Рв при постоянной центровке

(^т = соп51;) самолета и заданной скорости полета определяется

только положением аэродинамического триммера (тв) и может

иметь как положительный, так и отрицательный знак. Следова

тельно, с помощью аэродинамического триммера на руле высоты

можно воздействовать на характеристики продольной статической

устойчивости по скорости с фиксированным управлением.

Как видим, эффект упругих деформаций проводки в продоль

ном канале управления проявляется весьма своеобразно. Он раз

личен в прямолинейном и криволинейном полетах, неодинаков при

малых и больших скоростях полета. На самолетах с реальной

проводкой управления нарушается однозначная связь между ба

лансировочными отклонениями рычага управления и руля, а также

характеристиками устойчивости и управляемости, определяемыми

при условиях л:в = с о п 51: и 6в = соп51:. Указанное обстоятельство дает

ключ к пониманию целого ряда необъяснимых для жесткого само

лета несоответствий между характеристиками устойчивости и

управляемости, наблюдающихся при обработке материалов летных

испытаний. В частности, в этом нередко кроются причины несоот

ветствия между запасами устойчивости по скорости и по пере

грузке, а также наличия известных «ножниц» по скорости между

характеристиками, полученными при фиксированных рулях и фик

сированных рычагах управления, на самолетах с обратимой си

стемой. Рис. 5. 25 дает качественное представление о возможных

при этом изменениях вида соответствующих балансировочных кри

вых самолета, коэффициентов статической устойчивости по ско

рости и перегрузке, с фиксированным управлением (хв = соп51:),

а также характеристик управляемости в прямолинейном и криво

линейном полете. Рис. 5.26, кроме того, иллюстрирует случай,

когда упругие деформации проводки приводят не только к количе

ственным изменениям характеристик устойчивости и управляемо

сти, но и становятся причиной потери самолетом управляемости на

больших углах атаки (вследствие невозможности полностью откло

нить в полете руль высоты на максимальный угол для предотвра

щения непроизвольного кабрирования при наличии местной зоны

неустойчивости по перегрузке).

(5. 25)

209

вид

балансировочных

кривы ж

Изменение коэффициен

тов статической

устойчивости

Изменение

характерце тик

управляемости

М*сопз1, хт«сши!

" ^ 7 . :

Хт-С(т$*

Фиксированное

6 ^ 0 управление

хв-от$1

---

Фиксированный руль

(5в»соп5-1; з

г*ъ-

)

*т-соп$*

хпрп

(Рг-0)

руль

*>о-

Гг

”г ' у

✓

---

т». / х

Чг

Р и с. 5.25. Возможные изменения балансировочных кривых хв =!(У,пу)

самолета, а также его характеристик продольной статической устойчи

вости и управляемости ап, Хп> ау,Х у при упругих деформациях про

водки управления

Р и с. 5.26. Пример, когда упругие дефор

мации проводки могут стать причиной по

тери продольной управляемости на само

лете, неустойчивом по перегрузке в неко

торой области углов атаки (на графике эта

область пу отмечена стрелками):

а—балансировочная кривая усилий; 5—балансиро

вочные положения штурвала (ручки управления)

при различной степени упругости проводки управ

ления;

/ —абсолютно жесткая проводка управления (и =

=0); 2—относительно жесткая проводка управле

ния; 3— упругая проводка управления

Влияние упругих деформаций проводки

в поперечном канале управления

на продольную балансировку

и статическую устойчивость самолета

по скорости и перегрузке

Упругие деформации проводки в поперечном канале управления

самолета приводят к одновременной просадке вниз, либо всплы

ванию вверх как правого, так и левого элеронов. Величина упру

гой просадки (всплывания) элеронов и ее направление опреде

ляются действующим на элерон шарнирным моментом и жестко

стью проводки управления. В конечном счете оба элерона зани

мают такие новые положения, при которых приложенные к тягам

И качалкам внешние силы и силы упругости взаимно уравновеши

ваются. При этом меняются не только подъемная сила крыла и ха-

Р и с. 5. 27. Положение элеронов относительно центра тяжести

(ЦТ) самолета на стреловидном крыле

рактер распределения ее по размаху, но и действующие на само

лет моменты относительно поперечной и продольной оси. Послед

нее наблюдается, в частности, на самолетах со стреловидным

крылом, т. е. в тех случаях, когда элероны находятся на значи

тельном удалении от оси Оги проходящей через центр тяжести

самолета (рис. 5.27).

Одинаковая по величине и направлению просадка (всплыва

ние) правого и левого элеронов приводит к изменению продоль

ного момента самолета. При различной по величине просадке

(всплывании) элеронов появляется, кроме того, и момент крена.

Эти моменты становятся тем значительнее, чем больше скорость

полета, величина упругих деформаций проводки и разница в углах

отклонения правого и левого элеронов, а также, чем больше плечо

от элерона до центра тяжести самолета и площадь самих элеронов.

В дальнейшем опускание правого и левого элеронов вниз от

исходного балансировочного положения будем именовать просад

кой. Отклонение элеронов вверх — будем называть всплыванием

211

или отрицательной просадкой. Соответственно шарнирный момент,

обусловливающий просадку элеронов вниз, — будем считать поло

жительным по знаку, а действующий в направлении отклонения

элеронов вверх — отрицательным.

При принятой системе знаков средняя просадка элеронов, обу

словливающая изменение продольного момента самолета, составит

Айупр.прав "Ь А^упр.лев

А § упр =

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

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

’

где д8 р>прав —величина упругой просадки правого элерона;

Д^упр.лев — величина упругой просадки левого элерона.

В случае одинаковой просадки правого и левого элеронов

(АбуПр = Абуцр.прав = Абупр.лев) момент крена не возникает; при этом

новое балансировочное положение обоих элеронов будет равно

= ИСХ +Д^упр-

Возникающий в результате этого дополнительный продольный

момент самолета в аналитической форме может быть представлен

следующим выражением:

ЬМя=т**дЗЬл -ЬЪуи9, (5.26)

где т * э = - ^ — показатель, характеризующий изменение коэф-

д5э фициента продольного момента самолета от от

клонения обоих элеронов вверх или вниз на один

градус;

д = д

------

скоростной напор (кГ/м2);

5 —-площадь крыла (ж2); -

ЬА — средняя аэродинамическая хорда крыла \м).

Для парирования указанного выше момента летчику потре

буется изменить исходное балансировочное положение руля вы

соты, отклонив его дополнительно на величину

д а в = ---------1 - Д 8 .П Р - ( 5 - 2 7 )

Здесь т* — коэффициент эффективности руля высоты.

Балансировочное положение штурвала (ручки управления)

при этом изменится на величину, равную

(5.28)

6 57,3кш ’

где

^ 14

---

57,3 с1хв

212

Прикладываемые летчиком к рычагу управления усилия (для ба

лансировки самолета) в случае обратимой системы управления при

этом такж е изменятся на величину

д Я в= - Я в ^ Д 8 уПр, ( 5 - 2 9 )

тгВ

8 й Р

где Р в= — - — расход усилий на градус отклонения руля вы-

аь* соты при заданных условиях полета, т. е. при

К = сопз1: и /У = соп§1:.

Таким образом, балансировочные положения руля высоты и эле

ронов, а также усилия от них на рычаге управления в общем слу

чае должны быть различными при нагруженной и ненагруженной

проводке управления элеронами *.

Опыт показывает, что с достаточной для целей практики точ

ностью можно принять линейную связь между величиной упругой

просадки элеронов и действующим на них шарнирным моментом,

положив

Д 8у п р = = * э М ш.э , (5- 3 0 )

где *э— характеристика упругости проводки управле

ния, град/кГ • м;

М Ш'Ч = тШ'ВдЗвЬв— шарнирный момент элерона;

тш.э— безразмерный коэффициент шарнирного мо

мента элерона;

5 Э и Ь9— площадь и средняя хорда элерона.

При заданной геометрии элеронов (5э&э = соп81) их шарнирный

момент, как известно, не является постоянной величиной. Он суще

ственно изменяется при изменении скорости, высоты полета, чис

ла М, углов атаки и скольжения, угла отклонения элеронов и по

ложения аэродинамического триммера на них.

Следовательно, и величина упругой просадки элеронов также

будет меняться при изменении скорости и числа М, высоты полета,

углов атаки и скольжения, положения аэродинамического трим

мера на элероне и угла отклонения самих элеронов.

Поэтому упругая просадка элеронов может стать причиной на

рушения не только продольной балансировки самолета, но также

и его устойчивости и управляемости. Изменяются при этом (в той

или ной степени) все характеристики устойчивости и управляемо

сти, т. е. устойчивость по скорости и перегрузке с фиксированным

и освобожденным управлением, а также характеристики продоль

ной управляемости в прямолинейном и криволинейном полете,

* Например, в полете с включенными и отключенными бустерами, если пос

ледние находятся непосредственно вблизи элеронов.

213

Р и с. 5.28. Возможные изменения продольной статической устойчивости и балансировочных кривых самолета

в прямолинейном и криволинейном полете при упругой просадке (всплывании) элеронов

связанные с усилиями на штурвале и перемещением штурвала

(ручки управления). Естественно, и сам вид балансировочных кри

вых, характеризующих изменение продольной балансировки само

лета в зависимости от скорости горизонтального полета и пере

грузки при постоянной скорости,- при этом окажется различным

в случае полета со сбалансированным и несбалансированным ш ар

нирным моментом элеронов, т. е. при ненагруженной и нагружен

ной проводке управления.

Рис. 5. 28 дает качественное представление о ‘ характере воз

можных изменений (по скорости и перегрузке) как степени упру

гой просадки элеронов и соответствующих балансировочных кри

вых, так и коэффициентов статической устойчивости самолета

в указанных выше случаях.

Как видим, эффект от отклонения элеронов, обусловленный

упругостью проводки, отнюдь неоднозначен и притом неодинаков

по величине при малых и больших скоростях полета и углах атаки.

Он может как повышать, так и понижать устойчивость самолета

в зависимости от характера изменений по скорости и перегрузке

балансировочных углов отклонения элеронов, т. е. конечного вида

балансировочных кривых 6Э= 1 (У, пу).

Например, при положительной по скорости просадке элеронов

(т. е. положительном наклоне кривой Л6уПр = /(У ) при пу = 1 и ро

сте пикирующего момента от элеронов с увеличением скорости

полета) и отрицательной по перегрузке просадке элеронов при по

стоянной скорости (т. е. отрицательном наклоне кривой Абупр =

= 1 (пу) при У=сопз1 и росте кабрирующего момента от элеронов),

эффект будет отрицательным и устойчивость самолета по скорости

и по перегрузке понизится. Наоборот, в случае отрицательной про

садки элеронов по скорости и положительной по перегрузке, —

продольная устойчивость самолета возрастает.

Во всех рассмотренных случаях, когда конструктором не при

нимаются специальные меры, влияние упругой просадки элеронов

на балансировку самолета и его устойчивость резко усиливается

с увеличением скорости полета (см. рис. 5.28). Меняются при этом

также и характеристики продольной управляемости самолета.

Приближенные формулы для количественной оценки воз

можных в этом случае изменений характеристик устойчи

вости и управляемости самолета в дозвуковой области скоростей

можно получить из выражений (5.27), (5.28) и (5.29),

если пренебречь изменением по V, углу атаки и числу

8 6 6 т г

М коэффициентов т 2в, тгэ и т шв, т. е. считая —— и кт — кон-

т*

стантами, а Яв — зависящим только от

При таких допущениях изменения характеристик продольной

управляемости самолета определяются следующими простыми

выражениями:

215

где дтв= —

Р~ —

1 в —

А Рп

Р\

аРк

с1%т>

■ потребное для компенсации А Р в отклонение

триммера на руле высоты;

■изменение усилий на штурвале при отклонении

триммера на дтв = 1°,

5 2

Р \ Л У

’

- аЛ

Р1 а'V

Изменение характеристик продольной статической устойчивости

самолета по скорости и перегрузке с фиксированным и освобож

денным управлением определяется следующими выражениями:

До,

т ,

V аьэ

Су г.п 2 ОУ

т1э «V АРв

г 0/8 ’

V св '

Д а „ ж Д а „

[ Е ь - Е х\,

с */г.п аПу

0/8

(5. 32)

где сУг п и V — значения коэффициента подъемной силы самолета

в горизонтальном полете и скорости (в м\сек) на

режиме балансировки самолета;

йэ = - г

-----

— наклон касательной к балансировочной кривой

2 8Э= / ( V ) при пу= 1 и р = 0 в точке балансировки

по скорости;

п. (I^

$э = — - — наклон касательной к балансировочной кривой

апи Ь9= / ( п у) при V =сопз1 и р = 0 в точке баланси

ровки ПО П у.

В тех случаях, когда не удается полностью устранить отрица

тельное влияние упругой просадки элеронов на балансировку и

устойчивость самолета, необходимо принять все меры к тому, чтобы

максимально ослабить ее влияние на устойчивость по перегрузке.

Следовательно, надо стремиться к тому, чтобы при увеличении угла

атаки не возникало отрицательной просадки элеронов и не появ

лялось у самолета тенденции к кабрированию.

Г л а в а VI

МЕТОДЫ КОЛИЧЕСТВЕННОЙ ОЦЕНКИ

УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

САМОЛЕТА

6.1 ТИПОВЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ ПОЛЕТНОГО ЗАДАНИЯ-

ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬ ПРОВЕДЕНИЯ ИСПЫТАНИЙ

Методика летных испытаний самолета на устойчивость и управ

ляемость предусматривает выполнение в полете при заданных

исходных условиях ряда специальных маневров, которые и яв

ляются обязательным содержанием полетного задания летчика.

Так, для качественной и количественной оценки динамической

устойчивости и управляемости самолета обычно выполняются:

— импульсы рулей, представляющие собой резкое кратковре

менное (в сравнении с периодом собственных колебаний самолета

и временем переходного процесса) отклонение поочередно одного

из рулей и быстрое возвращение его назад в исходное положение,

при неизменном положении двух других рулей. Импульсы рулей

выполняются для записи приборами последующего возмущенного

движения самолета до полного его затухания;

— дачи рулей, т. е. резкое ступенчатое отклонение одного руля

на некоторый постоянный угол с сохранением его в течение 3—

5 сек, при неизменном положен™ остальных рулей. Дачи рулей

производятся для записи приборами переходного процесса после

ступенчатого отклонения руля;

— поступательно-возвратные отклонения поочередно каждого

из рулей с постоянной амплитудой и заданными частотами при

неизменном положении остальных рулей. Подобными движениями

рулей создаются вынужденные колебания самолета с различной

частотой.

Действия летчика и характер изменения параметров движения

самолета при выполнении таких маневров показаны схематически

на рис. 6. 1. Подобные маневры повторяются на нескольких высо

тах при различных скоростях полета и заданном режиме работы

двигателя (6РУД =соп51). Кроме того, в условиях, приближаю

щихся к эксплуатационным, производится запись неустановивше-

гося движения самолета при выпуске и уборке закрылков, шасси,

воздушных тормозов, а также при изменении режима работы всех

двигателей и имитации одностороннего отказа двигателей.

218