, (2.39)

где коэффициенты эффективности стабилизатора и руля высоты определяются при постоянном значении по формулам

(2.40)

Из (2.39), принимая приближенно ; определим балансировочное отклонение руля высоты

(2.41)

а потребное балансировочное отклонение штурвала, учитывая, что ,

(2.42)

Типовые балансировочные зависимости (кривые, диаграммы) приведены на рис.17.

Кроме приведенных характеристик, на управляемость ВС большое влияние оказывают производные Их значения должны отвечать естественным рефлексам пилота и обращение управления (на рис. 17 обозначено пунктиром) не допускается.

2.6.3. Балансировка ВС в установившемся криволинейном движении в вертикальной плоскости

В отличие от режима горизонтального полета (см. раздел 2.5, когда принимались: ) в установившемся криволинейном движении (в окрестности некоторого режима горизонтального полета) и с учетом (2.25), (2.26) его можно представить в виде

(2.43)

где с учетом (2.37), (2.38)

Выразим в зависимости от . для этой цели воспользуемся приближенными соотношениями

и соответственно приращение можно выразить как функцию приращения

,

откуда

. (2.44)

Подставляя выражение для в (2.43), получим условие балансировки () в криволинейном движении с и изменением перегрузки на величину (при малом изменении от режима горизонтального полета)

(2.45)

где определяются соотношениями (2.40).

Из этого уравнения определим балансировочное значения угла отклонения руля высоты, потребное для криволинейного полета с , в малой окрестности заданного опорного режима горизонтального полета ()

(2.46)

Дифференцируя по (учитывая, что ≈-1), получаем

НЕ нашли? Не то? Что вы ищете?

(2.47)

Тогда (2.46) можно представить в виде

, (2.48)

где определяются по (2.41).

Потребные для балансировки отклонения штурвала (ручки) управления рулем высоты в установившемся криволинейном полете определяется из (2.42), принимая во внимание (2.48)

(2.49)

где

. (2.50)

Заметим, что в случае использования автомата продольного управления вместо следует использовать - степень статической устойчивости по перегрузке при фиксированном штурвале.

Производная - называется коэффициентом расхода штурвала на перегрузку (фактически, для изменения перегрузки на единицу) при , и фиксированном руле высоты (фиксированном рычаге управления, если вместо использовать ).

Усилие на штурвале для балансировки в криволинейном полете аналогично можно представить в виде

, (2.51)

где - приращение усилия на штурвале по сравнению с потребным для горизонтального полета (2.35). Для ВС с НБУ выражение (2.51) чаще представляют в другой форме

(2.52)

где - называется коэффициентом расхода усилий на перегрузку. Типовые балансировочные кривые , представлены на рис. 18.

АП-25. (А). На режимах полета и конфигурациях ВС, рекомендованных руководством по летной эксплуатации (РЛЭ), в диапазоне перегрузок до , установленных РЛЭ, и балансировке по условиям в установившемся прямолинейном полете, производные должны быть отрицательными и по абсолютной величине рекомендуется не менее 10 кгс, - не менее 5 см. Усилия на штурвале, потребные для создания до срабатывания сигнализации о приближении к сваливанию в конфигурации, рекомендованный РЛЭ для полета по маршруту, при балансировке ВС по усилию в исходном режиме прямолинейного полета, рекомендуется по абсолютной величине не менее 25 кГс.

(В) На режимах полета и при конфигурациях ВС, рекомендованных РЛЭ, при балансировке ВС по усилиям в исходном режиме прямолинейного полета, производные должны быть отрицательными до перегрузки . При дальнейшем уменьшении перегрузки до или до достижения , установленной РЛЭ, если , либо до перегрузке, соответствующей полному отклонению штурвала «от себя», допускается изменение знака производных . В этих случаях уменьшение усилий на штурвале не должно превышать 30% от их максимальной величины. На минимальной достигнутой перегрузке усилия в продольном управлении должны превышать усилия трения в системе продольного управления не менее, чем в три раза.

(С). Перекрестные связи не должны вносить (по оценке пилота) особенностей, затрудняющих пилотирование.

2.6.4. Особенности продольной балансировки при взлете и посадке

При взлете и посадке производится выпуск закрылков, уборка и выпуск шасси, тормозных щитков и др. управляемых поверхностей (механизации), облегчающих пилотирование на этих режимах. Кроме этого, в непосредственной близости земли происходит существенное изменение аэродинамических сил из-за «экранного» эффекта. Это приводит к тому, что при взлете и посадке приходится уточнять зависимость коэффициента момента тангажа при полете ВС вблизи земли с отклоненной механизацией (закрылков, щитков, предкрылков)

, (2.53)

где - коэффициент момента тангажа при , равный

- прирост за счет выпущенного шасси; - дополнительные скосы потока у ГО за счет выпущенных закрылков и механизации с учетом экранного эффекта; - прирост коэффициента подъемной силы, обусловленный экранным эффектом земли; существенен, когда расстояние фокуса ВС до земли (h) меньше полуразмаха крыла (h/l)<0.5. В этом случае подъемная сила увеличивается на ≈20% и более; - относительная координата положения фокуса по углу отклонения механизации, отсчитанная от носка САХ крыла в направлении отрицательной полуоси ОХ; на режиме посадке величина - берутся для посадочной, а на режиме взлета – взлетной конфигурации. При расчете коэффициента надо иметь в виду, что при взлете используется максимальный режим работы двигателей, а при посадке – режим «малого газа».

Различные зависимости для балансировочных параметров нетрудно получить из условия равенства нулю выражения (2.53). Следует выделить особо случай при разбеге ВС по полосе в момент подъема переднего колеса шасси. При этом на задние колеса действует при пробеге силы трения о полосу аэродрома, создающие дополнительный пикирующий момент (в момент, когда переднее колесо шасси оторвалось от полосы) и требуется дополнительно отклонять руль высоты, чтобы его сбалансировать. Поэтому балансировка ВС при подъеме переднего колеса может оказаться расчетным случаем для определения предельной передней центровки.

2.6.5. Диапазон допустимых центровок и требования к выбору параметров горизонтального оперения

На этапе предварительного проектирования ВС определяют допустимый диапазон возможных изменений положения центра тяжести в зависимости от допустимых условий устойчивости и управляемости. Рассмотрим вывод основных расчетных соотношений для этой цели. Из формулы для (2.26) видно, что при изменении положения , значение может быть равно нулю, ВС при этом становится нейтральным по перегрузке. Такую «центровку» называют нейтральной, а ее величина определяется по формуле

. (2.54)

Здесь вторая составляющая справа обычно изменяется в пределах 0,5÷2% САХ и таким образом нейтральная центровка расположена на небольшом расстоянии за фокусом по углу атаки ВС.

Для обеспечения требуемого минимального запаса устойчивости следует отступить от нейтральной центровки вперед на величину . Из этого условия определяется допустимая задняя центровка

(2.55)

Положение меняется по режимам полета и обычно предельно смещена вперед на малых скоростях. Из всех возможных положений и следовательно выбираются такие, для которых условия устойчивости будут гарантированными для любого наихудшего режима полета. Такое положение называется предельно задней центровкой.

Предельно переднюю центровку определяют из условия балансировки ВС при посадке (или разбеге в момент отрыва переднего колеса шасси на взлете) когда производится предельное отклонение руля высоты и посадочное положение стабилизатора .

При прямолинейном полете (возможно при взлете и посадке с предельным отклонением стабилизатора и рулей высоты и при требуемом угле атаки) при из (2.24) с учетом (2.11), (2.12), а также зависимости , принимая , получаем

. (2.56)

Здесь - требуемое значение при движении по прямолинейной траектории.

Другим условием для выбора является режим захода на посадку с выпущенной механизацией с учетом экранных эффектов земли

(2.57)

Аналогичный расчет производится для момента отрыва переднего колеса при взлете. Среди всех возможных условий определения выбирается наихудший, чтобы определить гарантированное его значение , которое называют предельно передней центровкой.

Требования к выбору параметров горизонтального оперения определяются исходя из приемлемых характеристик статической устойчивости и управляемости во всей эксплуатационной области режимов полета (V, H), различных вариантах загрузки ВС, т. е. чтобы

- (2.58)

где - максимальный эксплуатационный диапазон центровок, а значения и - предельно заднее и предельно переднее определяются для наихудших (гарантированных) возможных вариантов полета.

С ростом , увеличивается а также фокус и смещаются назад. Одновременно, при неизменной растет эффективность руля высоты и сдвигается вперед (см. рис. 19).

На графике можно отложить и найти минимальное потребное и следовательно потребные для выполнения условий устойчивости и управляемости.

АП-25. 25.146(Д) Запас эффективности продольного управления при подъеме носового колеса и отрыве ВС, а также при посадке в том числе в момент касания , должны быть не менее 10%.

25.161. (С) Продольная балансировка должна обеспечиваться в следующих условиях:

(1) при наборе высоты на режиме максимальной продолжительной тяги со скоростью не выше , с убранным шасси и закрылками в убранном (i) и во взлетной (ii) положениях. - скорость сваливания или минимальная скорость установившегося полета, полученная в конкретной конфигурации.

(2) при снижении с убранным газом на скорости не выше с выпущенным шасси и закрылками в убранном (i) и в выпущенном (ii) положениях, при наиболее неблагоприятной центровке, утвержденной для посадки независимо от веса ВС.

(3) во время горизонтального полета при любой скорости в диапазоне от до с убранными шасси и закрылками в диапазоне от до при выпущенном шасси. - максимальная эксплуатационная и максимальная скорость полета с выпущенным шасси.

25.173. Продольная статическая устойчивость.

(а) Для достижения и выдерживания скоростей, ниже заданной балансировочной скорости, требуются тянущие усилия (), а для достижения и выдерживания скоростей выше заданной балансировочной – толкающие усилия ().

(в) скорость полета должна восстанавливаться в пределах 10% исходной балансировочной в условиях набора высоты, захода на посадку и посадки и в пределах 73,5% исходной балансировочной скорости в условиях крейсерского полета.

(с) среднее значение должно быть не менее 0,5кгс/10.

(А) Допускается нулевой градиент в диапазоне скоростей сигн. до .

Лекция 5. 3. Боковое движение. Боковое движение исследуется обычно в зависимости от параметров опорного продольного движения: углов атаки и тангажа, угловой скорости , скорости и высоты полета. Часто рассматривается сначала какой-либо опорный невозмущенный полет с заданным креном, углом скольжения или прямолинейный полет без крена и скольжения, а затем изучается характер изменения параметров бокового движения и т. п. в зависимости от разных факторов. Рассмотрим применяемые математические модели для аэродинамических сил и моментов в боковом движении.

3.1. Аэродинамические моменты крены и рыскания

При ассиметричном обтекании ВС воздушным потоком относительно плоскости XOY из-за скольжения возникает аэродинамическая поперечная сила, складывается из сил, действующих на фюзеляж , вертикальное оперение и гондолы двигателей

(3.1)

где:

соответствующие коэффициенты сил, площади и коэффициенты торможения потока около указанных элементов ВС. Коэффициент аэродинамической поперечной силы ВС при нейтральном положении руля направления ()

, (3.2)

принимается и при (скольжение на правое полукрыло) , т. е. поперечная сила направлена в сторону левого полукрыла. Так как мы будем рассматривать углы скольжения в пределах ±20°, то часто принимается . При этом между поперечной силой и боковой существует связь:

С учетом малости получаем

,

или, когда значения Х невелики, то

.

Так же как и для продольного движения можно суммировать все моменты, возникающие от отдельных частей ВС, предполагая неизменной его конфигурацию. В качестве опорного движения примем прямолинейное движение с неизменной скоростью, а боковое – в малой окрестности его с отклоненными рулем направления и элеронами, со скольжением и по линейной траектории ().

В этом случае коэффициенты моментов крена и рыскания записываются в следующем виде

(3.3)

, (3.4)

где

В основном работа двигателей приводит к поперечной силе и моментов от нее за счет косой обдувки воздухозаборников при скольжении. определяется так же как (см. разд. 2.2). Производные моментов можно оценить так же как и в продольном движении по приближенным формулам. Чаще всего эти значения определяются и даются в зависимости от скорости полета (или М), угла атаки.

Рассмотрим здесь принятые обозначения, физическую сущность моментов, их определение. Величина принимается при в прямолинейном горизонтальном полете и зависит от скорости и балансировочного угла атаки.

Момент называют момент поперечной статической устойчивости, а - характеризует степень поперечной статической устойчивости. Все производные коэффициентов моментов являются функциями и V(M) и в частности - (при отрицательной ) будет играть роль «восстанавливающего» момента. Так, например при крене на правое полукрыло будет возникать скольжение в сторону опускающегося правого полукрыла, т. к. результирующая сила играет роль центростремительной (см. рис. 20) неуравновешенной силы, искривляющей траекторию в сторону опущенного полукрыла и после суммирования скорости невозмущенного потока и скорости потока, набегающего на правое полукрыло, видно, что угол скольжения будет положительным.

При момент будет стремиться уменьшить величину первоначального крена , т. е. является «восстанавливающим». Моментыназываются управляющими в «канале крена» и при положительных обычно являются отрицательными, т. е. <0 и <0.
Моменты называют управляющими в «канале рыскания». При отклонении элеронов, например, на правом полукрыле вниз а на левом вверх происходит перераспределение давление воздушного потока ближе к концам крыльев и в результате на правом увеличится нормальная сила (также и подъемная), а на левом - уменьшится (см. рис. 21).

Прирост и уменьшение пропорциональны коэффициенту эффективности элеронов - и величине их отклонения . При отклонении руля направления вправо (правая педаль - вперед). На вертикальном оперении (ВО) также происходит перераспределение давлений воздушного потока и возникает дополнительная поперечная сила , которая создает на плече момент относительно ОХ и одновременно та же сила создает момент относительно OY на плече (который обычно в 5÷10раз больше )

Частная производная - называется коэффициентом эффективности руля направления. Обычно момент относительно OY в 5÷10 раз больше чем момент относительно ОХ. При отклонении РН (т. к. >>) повернуть ВС относительно OY легче чем относительно OX (инерционные свойства ВС: сопротивление к повороту крыльев и ГО больше чем ВО) При совместном управлении элеронами и рулем направления ВС, слегка качнувшись влево, начинает разворачиваться левым полукрылом вперед, т. е. создается . на левом полукрыле возникает большая подъемная сила, чем на правом и ВС развивает положительную и положительный крен, который по отношению к моменту от элеронов будет «тормозящим» вращение.

Момент рыскания: существенно зависит от угла атаки (см. рис. 22.)

и при на малых углах , чаще всего и , т. е. развивается и положительное скольжение , которое в итоге приведет к созданию «подкручивающего момента». Аналогично можно показать, что при - моменты развиваются

«тормозящие» (по отношению к исходным от отклонения элеронов). В зависимости от соотношения исходных моментов и «тормозящих» возможны случаи «обращения» управления.

Моменты являются демпфирующими, в линейном диапазоне изменения .Рассмотрим физическую природу этих моментов с помощью рис.23.

Пусть и на опускающееся правое полукрыло набегает дополнительный воздушный поток, зависящий от величины и расстояния z от OX. На опускающемся полукрыле всегда угол атаки и при , что в результате приводит к дополнительному моменту (обусловленному ), направленному в противоположную сторону вращения, тормозящему вращение, поэтому называется демпфирующим. При некоторых обычно их закритических углах атаки (режимах полета) может оказаться, что и появляется момент, подкручивающий вращение (направлен в ту же сторону). Этот момент называют авторотирующим. При одном и том же исходном угле атаки, является функцией Z и , т. е. , если принять по размаху полукрыла, то . Чем больше тем больше и возможно изменение авторотирующих моментов на демпфирующие. Все зависит от соотношения и

Из за большого объема этот материал размещен на нескольких страницах:
1 2 3 4 5 6 7 8 9