Добавил:

ivanov666 Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Башкирский Государственный Аграрный Университет

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

книги из ГПНТБ / Павловский К.М. Практическая аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов учебное пособие

.pdf

Скачиваний:

Добавлен:

30.10.2023

Размер:

13.41 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 1112 / 3112 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 > Следующая >>>

п о -

чику бывает трудно уловить момент, когда надо Зажать ручку нейтрально или даже отклонить ее в сторону сваливания.

То же касается и действия			рулем высоты: психологически не
легко отдать ручку " от себя"				, если	самолет опускает нос.
Это требует от		летного	состава		повышенного внимания при
пилотировании в условиях, которые могут вызвать сваливание
на крыло.
У самолетов с треугольным крылом малого удлинения об
ласть тряски и покачивания			с крыла на крыло составляет 10°
и более, а поэтому увеличиение углов до начала тряски и
дрожания самолета не является опасным.
§ 35.	"ПОДХВАТ "		ПЕРЕГРУЗКИ
На некоторых режимах полета наблюдается резкое непроизволь
ное увеличение	перегрузки,		получшившее			название "п о д х в а -
т а ". Нормальная перегрузка				Ну	при	этом может достигать
опасных значений. Эти режимы находятся в областях неустойчи
вости по скорости или перегрузке.
Рассмотрим "подхват" в области неустойчивости по скорости.
Будем считать^	что	балансировочная диаграмма отклонений

стабилизатора, приведенная на рис. 3.12 б, соответствует рас сматриваемому самолету. Если исходный режим дозвуковой и летчик увеличивает скорость (например, при выводе из пикирова

ния), то при М >			М1самолет попадает в зону неустойчивости
по скорости ("ложку"), проходя которую перегрузка будет
снижаться до	тех	пор, пока число М не достигнет значения bP>.
Снижение перегрузки			обусловлено уменьшением Су (рис.2 .1 5 ).
При дальнейшем,			увеличении числа М самолет етановитоя
устойчивым по скорости и перегрузка будет.возрастать.
Если в процессе снижения перегрузки летчик будет под
держивать ее	постоянной путем отклонения руля (стабилизатора),
то при М >	М2	возрастание перегрузки будет очень резким -
наступает "подхват".
Аналогичная,		но более резко выраженная картина происходит

и при торможении самолета со сверхзвуковой скорости на до

звуковую. Есди исходное число М >		Мг	и летчик в процес
се маневра уменьшает его до Мг		, то перегрузка снижается.
При попытке поддержать перегрузку отклонением руля (ста
билизатора) при М <	произойдет	резкое	увеличение пере
грузки, вызванное повышением устойчивости по скорости и
увеличением эффективности горизонтального			оперения.

Подобная картина происходит и при попадании самолета в область неустойчивости по перегрузке.

Для количественной оценки интенсивности подхвата можно


использовать графики градиента расхода ручки				на	единицу
перегрузки Xgy	( с м .		рис.3 .15). Из графика видно,		что в
диапазоне чисел	М=	0,95 + 0,9 градиент изменяется более
резко, чем при М >-		0,95. Это означает, что,		если летчик
при торможении в	этом диапазоне чисел М будет			удерживать руч
ку в фиксированном положении, то перегрузка,будет резко воз
растать, поскольку		при	больших доктритических скоростях эффек

тивность управления высокая и градиент расхода ручки па пе регрузку измеряется миллиметрами. Характерно и то, что, чем больше исходная перегрузка маневра, тем больший прирост

перегрузки по лучается в конце торможения. На графике рис.3.30 показаны зависи мости между Xg

и Иу при дозву ковом и сверхзву ковом числе М.

По графику видно что,если выпол

нять	торможение		от М = 1,1 до М= 0,9 с начальной перегруз
кой	'Ну =	3, то конечная будет равна 6 , а		если начальная
Перегрузка		Пу	=5, то конечная будет более	девяти.
	Чтобы	не	допустить резкого "подхвата"	необходимо после

112 -

перехода на дозвуковую скорость ручку управления отдавать "от себя"»

" П о д х в а т 11 в о б л а о т и			н е у с т о й ч и
в о с т и	п о	п е р е г р у з к е	объясняется		следующим.
При малых углах		атаки, когда зависимость между			и Су
линейна	(рис.2 ,1	0 ), фокус находится озади центра тяжести
( Хф > Х т ) и		он мало зависит от угла	атаки,	то	есть

можно считать Хф=const. Срыв потока на больших углах атаки смещает фокус вперед.Это особенно сильно проявляется у стре ловидных крыльев с большими углами стреловидности, так как срыв происходит в' первую очередь с концов плоскостей, нахо дящихся далеко сзади ЦТ.

В результате Хф	уменьшается и может оказаться,	что
Хф< Хт . При этом,	как извеотно, самолет неустойчив	по

перегрузке, Другой причиной, вызывающей ату неустойчивость, может быть снижение эффективности горизонтального оперения при больших углах атаки. Это свойственно самолетам о высо ким расположением оперения.

	Самолет,момент -
	ная диаграмма			кото
	рого	приведена		на
	рис. 3.31 , на углах
	атаки	oi< оСн устойчив,
	а на	углах
	неустойчив		по	пе-
	регрузке.В		облаоти
	углов от £>С±			до
	он практически			ней-
Рис. 3.31	трален.Если d.%- оСи ,
Рис. 3.31	то, в	случае увеличе
	то, в	случае увеличе

ния угла атаки по любой причине, фокус смещается вперед и са

молет	самопроизвольно увеличивает перегрузку					Пу до тех пор,
пока	не свалится	на крыло. Величина'	/7у	,	при которой са
молет входит в зону опасной тряски,			а затем			и неустойчивости
по перегрузке,для		каждого самолета своя		и	зависит		от высоты
и скорости полета		(рис. 3 .3 2 ). С увеличением				веса	тряска на-

US -

чинается раньше.

Л предыдущем параграфе отмечалось, что на некоторых рекимах полета и особенно у самолетов со стреловидным крылом, пре

дупредительной тряски	может не быть (запас			дС„ =0). При
					J
		этом "подхват " и свалива^
		ние	наступают внезапно.
		8то требует от летчика
		твердого		знания		таких
		режимов полета,				а также ,
		действий при сваливании.
		Для	недопущения "подхва
		та"	в зоне		неустой
		чивости		по	перегрузке на
		самолетах			(на	режимах
		полета)		со	значительной
Рис.	3.32	зоной предупредительной

тряски летчик должен в случае начала увеличения угла атаки (перегрузки) отклонить ручку управления "от себя" не только до исходного положения, но и за него.

§ 36. ИСКУССТВЕННОЕ УЛУЧШЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК УСТОЙЧИВОСТИ

При невозможности обеспечить приемлемые характеристики устойчивости выбором соответствующей аэродинамической.ком поновки применяют различные автоматические устройства. В на стоящее время широко применяются автоматические демпферы, ав томаты устойчивости и автопилоты.

А в т о м а т и ч е с к и е	ч
	д е м п ф е р ы,применяю

щиеся как самостоятельные устройства или как часть автопилота, в качестве чувствительного элемента имеют скоростной гироскоп, реагирующий на соответствующую угловую скорость вращения аппа

рата (у демпфера	тангажа -	на	W z »	У демпфера Крена -& )Kf
у демпфера	рысканья	-	на 60^).	Сигнал датчика, пропор-

114 -

ционалышй угловой скорости» усиливается и через специальный привод вызывает отклонение соответствующего руля так, чтобы возник момент,препятствующий вращению.Это ускоряет затухание колебаний возмущенного движения.

Выше упоминалось, что сверхзвуковые летательные аппараты


могут быть	недостаточно устойчивы по перегрузке на дозвуковых
скоростях.	В этом случае может быть полезен а в т о м а т
п е р е г р у з к и .		, реагирующий на	изменение угла	атаки
или перегрузки Пу		.Датчиком такого	автомата может	быть

специальная флюгарка или акселерометр. Автомат связан специаль ньш приводом с управлением рулем высоты (стабилизатором).

Широкое распространение имеют автоматы, способствующие стабилизации углов тангажа» крена, курса», т .е . сохранению ориентировки аппарата относительно земли. Ими являются соответ ствующие к а н а л ы а в т о п и л о т а .

Некоторые летательные аппараты могут нуждаться в стабилизации скорости.Например, беспилотные аппараты или сверхзвуковой

самолет при полете на втором			режиме (см .гл Л ) ,В	этом случае
применяют	а в. т о м а т	у	с т о й ч и в о с т и	п о
с к о р о с т и . Сигнал,		пропорциональный изменению скорости,

может подаваться на руль высоты, на РУД,или на тормозные устройства. Так,например, для уменьшения скорости можно увели чить угол атаки, или уменьшить тягу двигателя, или выпустить тормозные устройства.

Если в длительном полете необходимо сохранять постоянную высоту, то применяют автоматы, датчики которых вырабатывают сигнал, пропорциональный изменению высоты и затем передают его на руль высоты.

В последнее время большое внимание уделяется новому спосо бу обеспечения нормальных характеристик продольной устойчив

вости посредством " п л а в а ю щ е г о	о п е р е н и я " .
Такое оперение представляет собой небольшое крылышко,			уста
навливаемое на носовой части фюзеляжа»При	М< I	оно	свобод
но ориентируется или принудительно автоматически		устанав
ливается по отношению к набегающему потоку так,		чтобы	фокус

И 5 -

аппарата оставался неподвижным.при М> I оперение фиксирует ся, что вызывает смещение фокуса вперед. Это уменьшает запас устойчивости(Хф - Хт) .Таким образом,на сверхзвуковой скорости "плавающее оперение" является дестабилизатором.Оно повышает маневренные качества, облегчает управление и снижа

ет балансировочное сопротивление на сверхзвуковых скоростях, что повышает аэродинамическое качество и улучшает связанные

оним летные характеристики.

§37. РЕЖИМЫ ИНТЕНСИВНОГО САМОВРАЩЕНИЯ САМОЛЕТА

( "ИНЕРЦИОННОЕ ВРАЩЕНИЕ")

Опасный для летчика режим интенсивного самовращения самолета является проявлением взаимосвязи продольного и боко вого движения, что обусловлено наличием аэродинамических,кине матических и инерционных перекрестных связей. Последние у современных сверхзвуковых летательных аппаратов особенно усн- л идизь.

А э р о д и н а м и ч е с к и е	перекрестные связи	лег
ко проиллюстрировать на зависимости	пеперечной и путевой

устойчивости от угла атаки и числа Мпри несимметричном срыве потока с концов стреловидного крыла. Другим примером может быть зависимость путевой и поперечной устойчивости от угла атаки (см .§31).


К и н е м а т и ч е с к и е		перекрестные связи				нроявг-
ляются во взаимосвязи углов атаки		(	cL	) и скольжения(		f t ).
Так,например, если при исходном угле			<=L> 0		создать правое
вращение	вокруг оси ОХ^ , то оно	будет		сопровождаться		перио
дическим	изменением величины углов ©С			и f t	(рис* 3 .33).

Рис. 3.33

Мб -

При создании крена элеронами» устойчивый самолет скользит на опущенное крыло.Это вызывает возникновение момента, препят ствующего вращению ("неблагоприятное" скольжение).При угле крена, равном 180° угол <Л<0 и скольжение узке будет происхо дить на другое крыло. Возникает момент, ускоряющий вращение ("благоприятное" скольжение). Самолет "подхватывает".

Отклонение руля высоты вслед за элеронами вызывает изме нение угла атаки, но одновременно, будет изменяться и угловая скорость' крена СО^ ..

И н е р ц и о н н ы е перекрестные связи проявляются как следствие гироскопического момента ТРД и как следствие раз носа масс от осей вращения.

Из механики; извеотно, что если ось ротора ТРД (главная

ось "гироскопа"Совпадает	с осью ОХ ^ , то	при .вращении аппара
та вокруг оси W± гироскопический момент будет вызывать враще
ние относительно оси 0Z 1 ,	т .е . изменение	параметров продоль
ного движения.При вращении	аппарата вокруг	оси 0Z£ будут изме

няться параметры бокового движения, поскольку будет вызвано вращение вокруг оси ,

Для современных сверхзвуковых самолетов наиболее харак терными являются перекрестные инерционные связи, вызванные разносом масс летательного аппарата.

Подобно гироскопическому моменту., инерционные моменты, вызванные разносом масс,возникают всегда при вращении аппарата одновременно вокруг двух осей, а действуют они вокруг тре тьей оси, перпендикулярной им.Например, инерционный момент Му


возникает при вращении одновременно вокруг				осей	0Х1		и 02^ ,
а действует вокруг оси 0^.		Инерционные.моменты			являются
д е с т а б и л и з и р у ю щ и м и			, т .е .	они стремятся уве
сти	аппарат от заданного режима. Особенно			возросли		у	современ
ных	самолетов моменты Муин	и -^гин	, что	повлекло		значитель

ное снижение тех угловых скоростей, при которых наблюдается потеря путевой и продольной устойчивости на некоторых режимах. Этому способствует еще и ' неблагоприятное изменение некоторых аэродинамических характеристик (например, уменьшение путевой

i f ? _

устойчивости при М> X).

5fi

гь

ОВПАСТЬ НЕУСТОЙЧИВЫХ		( ^ х ) х в л
.ВРАЩ Е Н И Й	\|	_ _

'‘ЗйщП! ~ яш № 1ЙЙ!! ! J

* (Mjrbpj}

Установлено, что имеется две к р и г и

че о к и е

ок о р о с-

1 8 в р а щ е н и я

			I	___ I...			вокруг продолъ
	0.5						ной оси,зави
		МФ				~М
			«г		М3		сящие от чис
	Рио. 3.34						ла М и ограни
							чивающие об

ласть неустойчивых вращений вокруг оси Xj						(рис.3,34);
(Щ/}кР~ критическая скорость по			скольжению			и\|шх\|кр^ -		критиче
ская скорость по тангажу.
При М<1 критическая скорость крена определяется продоль
ной устойчивостью, так как				*/кр fi	а	при М >		1-путевой,
так нак(шх)кр^> (a}x)KffJt .
Когда самолет находится в -области неустойчивых вращений, то
его ось 0Xt	образует	о вектором	скорости		отрицательный угод
( о « 0 ) .	Отклонение	элеронов	при этом сопровождается "бла
гоприятным"	скольжением (на поднимающееся					крыло),		что вызы

вает поперечный момент, увеличивающий скорость вращения. Такое свойство самолета может явиться причиной входа его в режим ин тенсивного с а м о в р а щ е н и в , не совсем удачно назы ваемый иногда "инерционным вращением1’.

Чем больше поперечная устойчивость, тем большие появляются моменты крена при скольжении и тем легче самолет входит в самовращение. При сравнительно небольшой эффективности элеро нов ими не удается устранить вращение - самолет теряет попереч ную управляемость и его трудно вывести из этого режима.

Современные сверхзвуковые		самолеты имеют узкие области
неустойчивых вращений	при М<	I и широкие при М>	I (рис.
3 .34). Вход в области	неустойчивости и поведение в		них на доаву-

			118 -
новой	и на сверхзвуковой скоростях различны»
Наиболее		опасными	маневрами, при	которых легко попасть
в эту	область	при М >	I >являются	те , при которых ручка,

управления отклоняется по диагонали " от себя".Если при этом

будет превышена	то наступит, самовращение.
П р и чи к о й	' с а м о в р а щ е н и я я в л я ю т с я
а э р о д и н а м и ч е с к и е		м о м е н т ы к р е н а ,
в о з н и к а ю щ и е	п р и	с к о л ь ж е н и и »

Скольжение же вызывается инерционным моментом рысканья Мц,.и ,

который с увеличением шх			тоже	возрастает и вызывает энергич
ное	увеличение скорости		С0Х ,	угла скольжения 0		и перегруз
ки /?z ,
	Кинематическая связь		углов	В	ъЫ. вызывает возрастание по
следнего* Зжо приводит к тому,				что	перегрузка Яу резко
возрастает,		достигая значения Щ -			7 и более® Стабилизатор
при	этом	может находиться примерно в нейтральном				положении.

В процессе саыовращвния характерным является необычность реакции на отклонение элеронов и стабилизатора, а также ка жущееся несоответствие между u)v и &) % с одной стороны, в

и И у ^ - о Другой*

Так,после отклонения элеронов против вращения				самолет
продолжает		вращаться, с	большой угловой скоростью	порядка
Шх	а	- (з .}■ 5)	рад/сзк, что свидетельствует о входе ап
парата в	самовращение.

Отклонение ручки "от себя" с целью парировать рост норма льной перегрузки вызывает вместо снижения даже ее рост. Это происходит потону, что такое движение ручки сообщает самолету

отрицательную		скорость	C0Z	и это	сопровождается появлением
инерционного момента крена				М* ,	направленного в сторону вра
щения»	Угловая	скорость (0Х возрастает, что влечет				увеличение
Му Ин ,	заброс	Ц7 , а вследствие			кинематической	связи углов
j3 и cL - некоторого			увеличения		и f? «Увеличению угловой

скорости СО% также способствует затенение левой половины ста билизатора при правом скольжении»

Необычным кажется также т о , что боковая п е р е гр у з к а n z

-119 -

при большой положительной угловой скорости Сду			изменяется
так, что даже	меняется ев знак*	Колебание /7Z	объясняется
периодическим	изменением угла	и независящим	от летчика

отклонением руля направления,, если он управляется без гидро усилителя.

Из рис, 3,34 видно, что по мере потери скорости выход из неустойчивого вращения облегчается, так как разность между критическими скоростями уменьшается. Выводить при атом из

области неустойчивого			вращения можно как в		сторону меньших,
так и в сторону больших угловых скоростей вращения.
Вход в режим самовращения при				М< I возможен в		случае
маневра с	одновременным		вращением вокруг		осей 01 ^ и ОУ* .
Наиболее вероятно это происходит,				если при /7у4 1		энергично
отклонить	элероны и одновременно			с зтим или до этого			откло
нить руль направления с цель» создания скольжения, препят
ствующего вращению. Самолет будет вращаться					с суммарной угло
					вой скоростью СО
					вокруг оси,по
					казанной		на
					рис.3.35.
					Несовпадение
					этой	оси	с осью
					самолета		Ш.1
					обусловливает
					появление		центро
					бежных сил инер
ции Ц	и	носовой и хвостовой		части фюзеляжа и инер
ционного момента Мz ин ,			стремящихся уменьшить угол			атаки.

Самолет входит во вращение с отрицательными перегрузками, на которых он обычно iiouepi. тно неустойчив. Это при сохранении заданного скольжения приводит к появлению момента крена, увеличивающего угловую скорость 0 \^ Движение в этом случае напоминает иеррвернутый штопор, но при значительно больших угловых скоростях (Оу и OJz , а также при больших отрицательных перегрузках//у и/?г ..

Дозпуковому режиму самовращения, подобно сверхзвуковому,

<<< < Предыдущая 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 1112 / 3112 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 > Следующая >>>

Соседние файлы в папке книги из ГПНТБ