Информационный портал

БОКОВАЯ ДИНАМИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ

1. Боковая динамическая устойчивость обеспечивается наличием путевой и поперечной статической устойчивости и правильным соотношением между ними, а также соответствующими характеристиками путевого и поперечного демпфироваПри случайных боковых возмущениях (например, при боковом порыве ветра) самолет испытывает колебания по углу скольжения и по крену (рис. 2.52). Для численного анализа изображенного на рисунке движения (называемого малым или короткопериодичееким боковым возмущенным движением самолета) нужно составить, решить и проанализировать соответствующую систему дифференциальных уравнений, подобно тому, как это проделывалось в § 2.5 при изучении возмущенного продольного движения. Здесь мы будем опираться на аналогии.

Так как угол крена непосредственно не влияет на величину каких-либо аэродинамических сил и моментов, то ведущим фактором в боковом движении является угол скольжения в влияющий и на боковую силу Z, и на путевой момент My, и на поперечный момент Mx.

2. Период колебаний угла скольжения в зависит в основном от степени путевой статической устойчивости и от момента инерции Iy

2тг

тг

(2.61)*

T ~

0

~27Г —

м£


(аналогия с формулой (2.41) из § 5 главы II).

Вспомнив, что Мв = тв
S ql, можно сделать следующий вывод: при увеличении

T

етях этот период сначала продолжает уменьшаться, а затем начинает ѵвеличивать- ся, когда производная -my, характеризующая путевую статическую устойчивость, приближается к нулю (рис. 2.43). Таким образом, н а и м е н ь ш и й и е р и о д к о л е б а н и й (наибольшая частота) имеет место при полете у земли на околозвуковых и трансзвуковых скоростях.

Боковая динамическая устойчивость и управляемость

Рис. 2.52: Изменение углов скольжения и крена в боковом возмущенном движении самолета

Затухание колебаний угла скольжения связано с величиной

му^ѵ

~Т7

z в

т Ѵ0

2£ Q = -

(аналогия с формулой (2.36) в § 5, главы II).

Главным фактором здесь является производная демпфирующего момента

Муу = т,уу Sql.

Следовательно, демпфирование колебаний улучшается при увеличении индикаторной скорости; но на сверхзвуковых скоростях при прочих равных условиях демпфирование ухудшается из-за уменьшения   Для исправления характеристик малого бокового движения устанавливается де.лтфер рыскания, автоматически отклоняющий руль направления против путевых колебаний.

3. Как это ни парадоксально, но наличие поперечной устойчивости приводит при случайных возмущениях к появлению колебаний самолета по крену.

Рассмотрим рис. 2.52. Здесь начальный угол скольжения +во был вызван боковым порывом ветра справа. Самолет после такого возмущения начнет разворачиваться вправо, навстречу набегающему потоку воздуха, сбрасывая случайный угол скольжения. Но пока в течение 1 /4
периода поток набегает на правое полукрыло, самолет все это время кренится влево. Затем в течение 1 /2 периода поток набегает

на левое крыло (это — (3), и самолет убирает левый крен. Затем в течение 1 /2 периода имеет место и левый крен снова увеличивается и т. д. Таким образом, крен, являясь следствием скольжения, испытывает колебания с тем же периодом T, который был получен в формуле (2.61). Затухание колебаний крена также идет параллельно затуханию колебаний угла скольжения.

Но, как это видно из рис. 2.52, фаза колебаний крена отстает от колебаний сколь- п

жения на — (на 90°). Этот график построен при Іх = 0; фактически же, если учесть момент инерции Ix, то движение крена будет проскакивать точку, в которой текущий угол в = 0 (например, при переходе через ноль от к —в левый крен некоторое время по инерции продолжает увеличиваться), т. е. отставание крена по фазе будет равно не 90°, а 70-80°. Чем меньше момент инерции Ix, тем ближе последняя цифра к 90°.

К концу малого бокового движения самолет летит с остаточным левым креном (по рис. 2.52), сбившись с курса несколько вправо. Таким образом, после каждого бокового порыва ветра летчик должен убирать крен и исправлять курс.

4. Особое внимание следует обратить на возможную амплитуду колебаний крена. Если амплитуда колебаний (3 определяется начальным возмущением во =

~у~і т0 амплитуда колебаний 7 может быть любой — в зависимости от степени поперечной устойчивости самолета. Чем больше поперечная устойчивость —mтем больше амплитуда колебаний крена. При чрезмерной величине поперечной устойчивости любое мелкое изменение угла скольжения приводит к сильной раскачке самолета по крену, что чрезвычайно неудобно при пилотировании и даже опасно.

Так как у самолетов со стреловидным или треугольным крылом поперечная устойчивость {—mxx) увеличивается по ѵглѵ атаки, то раскачка ѵ таких самолетов наиболее вероятна или на малых скоростях (например, в процессе выравнивания при посадке), или при больших перегрузках (например, на выводе из переворота). Самолеты, склонные к опасной поперечной раскачке, к практической эксплуатации не допускаются.

Отношение амплитуд (угловых скоростей) колебаний крена и рыскания обозначается параметром % = uxMaKC/uyMaKC. Как показывает подробный анализ решения дифференциального уравнения малого бокового движения самолета, параметр m^^x Iy

X пропорционален ——— Удовлетворительные характеристики бокового движения

Ix mx

получаются, если % ~ 1 — 2, 5; это условие и выполняется па дозвуковых самолетах с прямым крылом. Сверхзвуковой самолет с крылом малого удлинения и вытянутым

фюзеляжем имеет малый момент инерции Ix и большой Iy, поэтому Iy/Ix = 10 — 15.

—mx

x

—my

—mx ^ —mВ итоге, параметр % может стать равным 20-30 (и более); т. е. и здесь выявляется необходимость применения автоматики, улучшающей динамические свойства самолета.

5. В боковом движении несколько своеобразно действие автоматических средств. Демпфер рыскания, как это и положено демпферу, устраняет колебания по углу скольжения (рис. 2.53). При этом устраняются и колебания по крену. Но так как в процессе устранения скольжения самолет летит все время (до (3 = 0) правым полукрылом вперед, то к моменту устранения скольжения образуется очень большой остаточный левый крен. Впрочем, этот крен легко устраняется летчиком. Автоматически этот крен парируется креповым автопилотом.

6. Остающийся к концу малого бокового движения крен (или вообще любой слѵ- чайный крен) является причиной дальнейших) возмущенного движения самолета, называемого большим апериодическим. При правильном сочетании величин путевой и поперечной статической устойчивости самолета (% = 1 — 2, 5) остаточный крен постепенно устраняется. При чрезмерной величине путевой статической устойчивости (—тв ^ —т,Х) может наблюдаться так называемая спиральная динамическая, неустойчивость. Движение в последнем случае развивается следующим образом. Например, если имеется остаточный или случайный левый крен (—j), то иод действием составляющей силы веса G sin 7 самолет «соскальзывает» влево {—0) и за счет большой нутевой устойчивости быстро разворачивается также влево, навстречу воздушному потоку {+шу). При этом правое крыло идет с большей скоростью, чем левое, появляется поперечный момент (mx = шу), направленный влево, и левый крен увеличивается. Самолет снова «соскальзывает» влево и т. д., т. е. происходит постепенное затягивание в левую спираль.

Боковая динамическая устойчивость и управляемость

Рис. 2.53: Влияние демпфера рыскания (Д) и автопилота (АП) на боковое возмущенное движение самолета

Почти все сверхзвуковые самолеты на больших индикаторных скоростях полета (вернее, на малых углах атаки) обладают в той или иной степени спиральной неустойчивостью. Но это не имеет никакого практического значения, так как процесс затягивания в спираль происходит очень медленно, и летчик, непрерывно управляя самолетом, даже не замечает этого свойства.

7. Боковая динамическая управляемость характеризуется процессом изменения во времени параметров бокового движения самолета (7, ux, в, иу и др.) после отклонения руля направления и элеронов.

После отклонения элеронов на величину —5Э (ручка вправо) движение крена развивается примерно так, как это показано на рис. 2.54. За время регулирования здесь принимается условное время, в течение которого достигается

(U X    0 , 95 (U х -у^гр •

(2.62)

I

UL

Процесс развития движения крена определяется из решения дифференциального уравнения

du

£ = A/;1′ L + м^

dt

из которого видно, что процесс ускоряется при уменьшении Ix и —MXx и при увеличении —MX (с учетом знаков!).

Предел, к которому стремится угловая скорость ux,есть uxvCT. Этот предел можно найти из уравнения (2.62) при условии, что dux/dt = 0

(2.63)

х

m

UJ = — ^х Г

При — Sf

i

Ьрег

о

t

Боковая динамическая устойчивость и управляемость

Рис. 2.54: Движение крена после отклонения элеронов

После отклонения руля направления на величину —ёв (руль влево, левая педаль вперед) движение рыскания развивается примерно так, как это показано на рис. 2.55. Переходный процесс характеризуется периодом колебаний, временем затухания колебаний и забросом регулируемого параметра. Перечисленные характеристики связаны со свойствами самолета таким же образом, что и характеристики возмущенного движения, так как отклонение руля направления также является для самолета возмущающим фактором.

Если держать элероны нейтрально, то отклонение руля направления приводит к накренению самолета, так как появляется поперечный момент

Mx =                                                                   + мв в,

где = const, а угол в = в(t) _ как на Рис- 2.55.

Боковая динамическая устойчивость и управляемость

Рис. 2.55: Движение рыскания после отклонения руля направления

Пример такоіх) движения изображен на рис. 2.56. Первоначальное «неправильное» изменение крена происходит из-за высокоіх) расположения руля направления (обратная реакция по крену на отклонение руля направления).

Навигация