производных с

сверх -

Рнс. 18.10. Характер изменения по числам М звукового самолета в сравнении с нескоростным самолетом (а), вращательных производных и т (б), а также переходных процессов установления нового

значения перегрузки при одинаковом отклонении органа продольного управления без демпфера и с демпфером продольных колебаний при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях (в)

например, выражения (18.7) и (18.8)1, так и с характерными для скоростных самолетов полетами на больших высотах, где мала плотность воздуха. Ухудшение демпфирования собственных колебаний приводит к большим начальным забросам регулируемых параметров полета при отклонениях рулевых поверхностей и долго незатухающим колебаниям самолета, затрудняющим точное пилотирование (см. рис. 18.10, в). В продольном канале управления ухудшение демпфирования сопровождается на сверхзвуковых скоростях существенным ростом частоты этих колебаний, связанным с увеличением статической устойчивости. Математически эти явления иллюстрируются уменьшением определяющего затухание колебаний коэффициента % [см. формулу (18.1)) и увеличением определяющего частоту колебаний коэффициента [см. формулу (18.2)1 при первой и нулевой производных в уравнении коротко-периодического движения. Поскольку частота собственных колебаний даже тяжелых современных сверхзвуковых самолетов в продольном канале может приближаться к 1 Гц, а в поперечном даже превышать это значение, то вследствие наличия запаздывания и инерционности летчика создаются реальные предпосылки к раскачке им самолета. Практика подтверждает это, так как в реальных условиях пилотирования на этих режимах полета летчики не справляются с задачей парирования колебаний самолетов и начинают их раскачивать .

Конечно, при проектировании самолета можно было бы поставить задачу получения необходимых значений вращательных производных с помощью увеличения площадей и относительных плеч демпфирующих поверхностей, в основном оперения - см., например, выражения (18.7) для производной Однако это потребовало бы непомерного увеличения Л.и Лв. о. что, с одной стороны, повлекло бы за собой значительное утяжеление конструкции,

а с другой стороны, могло бы вызвать трудности обеспечения приемлемых характеристик управляемости на других режимах полета (на малых высотах), где эти поверхности оказались бы чрезмерно эффективными. Последнее создавало бы предпосылки для потери устойчивости контура управления и раскачки самолета летчиком, но уже на данных режимах полета.

Поэтому с момента появления первых серийных сверхзвуковых самолетов обеспечение необходимой степени демпфирования их колебаний возлагается на устанавливаемые в систему управления специальные автоматические устройства - демпферы, работающие параллельно с летчиками и независимо от них (см. рис. 18.10, в). Принцип действия демпфера колебаний самолета основан на замере угловой скорости вращения самолета и отклонении соответствующего органа управления против этого вращения. Исполнительные механизмы демпферов на скоростных самолетах первых поколений выполнялись в виде электрических раздвижных тяг (см. поз. 14 и 19 на рис. 18.20). На новых самолетах эти механизмы выполняют в виде многократно резервированных электрогидравлических агрегатов, входящих в комплект АБСУ.

В зависимости от того, относительно какой из осей самолета демпфер должен гасить его колебания, различают демпферы тангажа, крена и рыскания. Устройство их совершенно одинаково, а отличаются они только установкой своих чувствительных элементов - гироскопов.

Простейшими законами работы демпферов являются отклонения рулевых поверхностей пропорционально соответствующим угловым скоростям вращения самолета:

(Абв)д. т = СОг - для демпфера тангажа; (18.10)

(18.11)

(18.12)

(Абэ)д. к = kadix - для демпфера крена; (Абн)д. р = kaiOy - для демпфера рыскания.

В этих выражениях k, k, - передаточные числа демпферов, определяющие, на сколько градусов отклоняется рулевая поверхность самолета на 1 градус/с угловой скорости вращения самолета (размерность передаточных чисел [с]). При работе демпферов по таким законам прирост определяющих демпфе-рование вращательных производных определяется выражениями:

(Am:-

д. к

д. Р

= тхК,

IV . /

(18.13) (18.14) (18.15)

Приращение производной при работе демпфера тангажа по закону (18.10) приводит к соответствующему приращению коэф-

100 zoo 500 msoo

Рис. 18.11. Примеры изменения характеристик продольной статической управляемости при работе демпфера тангажа по закону (Д6е)д. т = kw;iz-

а - изменение нейтральной центровки по перегрузке на различных режимах полета; б - прирост показателя хУ; штриховкой показано ограничение прироста хУ максимально возможным ходом штока раздвижной тяги

фициента ст и определяемых им показателей управляемости. Так изменение нейтральной центровки по перегрузке (рис. 18.11, а) определяется выражением

(АХт. н)д.т =

(18.16)

а изменение расхода рычага продольного управления на единицу нормальной перегрузки (см. рис. 18.11, б) выражением

Следствием приращения абсолютной величины производной (тг < 0) при работе демпфера тангажа является также увеличение определяющего затухания колебаний коэффициента % [выражение (18.1)].

Аналогичные приращения при работе демпферов по приведенным выще законам получают и показатели боковой устойчивости и управляемости. Свойство демпферов увеличивать расходы рычагов управления при маневрах может быть использовано на тех режимах полета, на которых эти расходы становятся недопустимо малыми (больщие дозвуковые скорости на малых высотах).

6. Для всех самолетов свойственно уменьшение расхода органа и соответственно рычага продольного управления на единицу перегрузки с ростом скорости полета [см. выражение (18.4) ], где значение Суг, п изменяется обратно пропорционально кьажг.ту скорости. Однако на самолетах с безбустерной системой управления это уменьшение потребных для совершения маневров отклонений рулей высоты и рычагов продольного управленг.я сопровождалось ростом шарнирных моментов рулей пропорционально квадрату скорости [см. выражение (17.3)1. Составляющая шар-

нирного момента на руле высоты, определявшая приращение усилия на рычаге продольного управления при его отклонении для совершения маневров с одинаковой

перегрузкой {тЧуАпЗх х&р q), оставалась примерно постоянной на всех режимах полета, так как в этом выражении согласно (18.4)

к = К1Я где ki- на дозвуковых скоростях пример-

-Рд , даН/единица перегрузки

100 SO SO iO 20 О,

Рис. 18.12. Примеры изменения по числам М и высотам показателя Pj у самолетов с безбустерной (Ту-104 н Ту-134) и необратимой бустерной системами управления с простым пружинным загружателем (без демпфера и с демпфером тангажа):

- Ту-134;---Ту-104; - - сверхзвуковой самолет с необратимой бустерной системой управления стабилизатором демпфером тангажа;

демпфера

- . - то

и беа

но постоянный коэффициент. Следовательно, на самолетах с безбустерными системами управления независимо от режима полета сохранялся примерно постоянным более важный показатель

продольной управляемости - расход усилия на единицу перегрузки Р1у (рис. 18.12) *.

Другими словами, при безбустерной системе продольного управления в выражении (18.5) для показателя Ру градиент нарастания усилия по отклонению рычага продольного управления увеличивался пропорционально скоростному напору Р = k-q (где - также примерно постоянный коэффициент).

С переходом на необратимые бустерные системы управления с первоначальным применением простейших пружинных загружа-телей рычагов управления с постоянной характеристикой градиент Pi становился постоянным (независимо от режима полета), а характер изменения показателя ху оставался прежним. Это определяло непривычное для летчиков быстрое уменьшение расходов усилий на единицу перегрузки Ру с ростом скоростного напора (приборной скорости). На режимах полета с большими скоростными напорами в дозвуковой зоне величины характеристик управляемости ху и P j7 значительно уменьшались и попадали в зону наибольших ошибок управления (см. рис. 18.2). Это положение усугублялось еще и тем, что в продольном управлении для повышения маневренности на сверхзвуковых скоростях на больших

* Некоторое увеличение этого показателя управляемости с ростом скорости у самолетов с безбустерной системой управления объясняется влиянием упругих деформаций конструкции, а также началом влияния сжимаемости.

высотах уже стали применять цельноповоротный стабилизатор, эффективность которого на больших дозвуковых скоростях, особенно на малых высотах (режимы предельных приборных скоростей), оказывалась чрезмерно высокой. Значения показателя управляем,ости дг* в этих условиях снижались до величин порядка 2...3 мм (станонились соизмеримы с люфтом в проводка \п-равления). В ссответс.вии с (18.5) сн жались и значения показателя Р1у. Это создавало реалььые предпосылки для потери устойчивости контура управления *, которые и оказывались нередкими в практике испытаний и доводкг первых сверхзвуковых самолетов.

Рассмотрение Рыражений (18.3), (18.4) и (18.5) подсказывает технические пути повышения значений показателей и ру, т. е. снижения коэффициента усиления системы летчик-самолет для обеспечения устойчивости контура управдел ия. Даже ье увеличивая степени продольной статической устойчивости nfy, увеличение показателя можно обеспечить тремя способами:

а) уменьшением коэффициента передачи от рычага продольного управления к рулю высоты (или стабилизатору) , .в;

б) y,eньшeниe эффективности органа продольного управле-

ния trr;

в) увеличением продольного демпфирования т.

Значения показателя Ру помимо перечисленных выше трех способов могут приводиться к необходимому уровню увеличением градиента загрузки Pi.

Все эти способы широко используются в современном самолетостроении и находят свое техническое воплощение:

- в регулировании передаточных чисел .в по режимам полета (с уменьшением их на больших приборных скоростям);

- в применении продольного управления комбинированного типа, при котором в качестве органа продольного управления на ох-них режимах (М < 1) используется руль высоты, а на других (М > 1) - управляемый стабилизатор;

- в повышении демпфирования самолета т г с помощью установки демпферов тангажа;

- в применении регулирования градиента загргзки Pi по режимам полета.

В каждом конкретном случае в заьисимости от типа самолета, его характеристик и предъявляемых требований применяется тот или другой способ или их комбинации.

* Потеря устойчивости контура управления может происходить и на режимах автоматического пилотирования и выражается в автоколебаниях системы автоматическая система управления - самолет .

°<npeS О динамике бокового дВожения

npeS околозвукового самолета

изменения устойчивости

по-са-

Своеобразие характери-стик боковой устойчивости и управляемости современ. пк ных самолетов связано с особенностями их производных т, ml, mfy и инерцион-

X У у

но-массовых характеристик.

7. Поперечная статическая устойчивость ml существенно зависит от угла атаки и чисел М полета. Для самолетов со стреловидными и треугольными крыльями характерно чрезмерное увеличение абсолютной величины ml при увеличении углов атаки даже до значений порядка 12... 15° (рис. 18.13, а). Поскольку эта производная характеризует величину момента крена, возникающего при появлении скольжения, то чрезмерное ее увеличение приводит к слишком энергичным кренениям при возникновении даже небольшого скольжения, например, вызванного боковым порывом ветра (в летной практике известны даже случаи, когда самолеты с такими характеристиками при боковом порыве или одностороннем отказе двигателя переворачивались на спину прежде, чем летчик успевал принять меры противодействия). Следствием чрезмерной поперечной устойчивости оказывается также явление зависания по крену - замедленный выход из крена после отклонения элеронов на ею устранение, свидетельствующий о недостаточной эффективности элеронов при большой поперечной устойчивости.

Ранее уже отмечалось, что на первых скоростных самолетах со стреловидными и треугольными крыльями для уменьшения ml на больших углах атаки опускали концы крыла вниз, т. е. применяли отрицательное поперечное V крыла. Однако эта мера приводила к некоторым конструктивным усложнениям и увеличению массы конструкции, а также к появлению обратной реакции по

Рис. 18.13. Характер перечной статической

молетов различных типов:

а - по углам атаки; б - по числам М полета; / - допустимые пределы изменения ml по динамике бокового движения; - зона обратной реакции по крену иа скольжение; / -слишком большаяпоперечная устойчивость; IV - поперечная неустойчивость; V - возможное увеличение пред Р пользовании автоматики; VI - зона околозвуковой обратной реакции по крену на скольжение сверхзвукового самолета; VII - сверхзвуковая зона; VIII - малые углы атаки; IX - большие углы атаки; иа рис. 18.13, б штриховкой условно показаны значения тР, выше которых появляется обратная реакция по крену на скольжение