Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава (Аронин Г.С., 1962 - Практическая аэродинамика. Учебник для летного состава), страница 63

Теперь посмотрим, каково влияние скорости и высоты в случаях полета при больших числах М и применения необратимого управления. 333 Уже при числах М, близких к критическому, на расходах рули и усилий может сказываться сжимаемость воздуха, но особенно сильно изменяются эти расходы при сзерхкритических скоростях. Превышение М,р проявляется двояко. Во-первых, волновой кризис на крыле и переход к сверхзвуковому п о лет у характеризуются смещением назад фокуса самолета, т, с. требуют увеличенных отклонений и усилий для создания перегрузки. Вовторых,волновой кризис на оперении ипереход к сверхзвуковому полету влияют на работу руля: уменьшается его вффективность (не участвует стабилизатор) н растут шарнирные моменты.

Это также способствует росту расходов руля и особенно усилий. В итоге увеличение скорости после наступления волнового кризиса сопровождается уже не уменьшением, а ростом расхода руля, а также сильны м ростомм расхода у сил ий на единицу перегрузки. Это можно видеть на графиках, полученных в результате летных испытаний самолета со стреловидным крылом (рис. 13.02 и 13.03) Хорошо заметен рост расхода руля при М ) 0,88. Расход усилий растет особенно сильно после М = 0,7 — 0,8, когда начинается волновой кризис. Как видно нэ графика, при М=0,94 управление примерно втрое тяжелее, чем при М=о,б. Некоторый рост Рис. 18.02.

Зависимость расхода руля высоты на единицу перегрузки от числа М и высоты поль;а (пример) расхода усиляй с увеличением скорости наблюдается и до наступления волно. ного кризиса. Это можно объяснить тем, что иа меньших скоростях сильнее ока. зывается дестабилизирующее действке двигателя (рис. 12.!2), так как прирост перегрузки достигается ббльшим увеличением угла атаки.

Из графиков хорошо виден значительный рост расхода руля иа больших высотах. Небольшое уменьшение расхода усилий иа И = 10 000 и можно объяснить ослаблением демпфирования. На рис. 13.04 видно, что Чмещение назад фокуса самолета прн переходе от дозвукового полета к сверхзвуковому (показанное на рис.

12.08) приводит к соответствующему росту расхода стабилизатора. ра глг да ду ал аг ру ду м Рнс. !3.03 Зависимость расхода усилиМ на еднннпу перегрузки от чнсла М н высоты полета 3Ъ л ад 1а 15 и Рве. 13ЛИ. Зависимость расхода управляемого стабнлнзатора на еднннпу перегрузки от числа М полета (прнмер) Но когда фокус прекращает свое смещение, го дальнейшее увеличение скорости сопровождается уже некоторым уменьшением расхода стабилизатора в связи с увеличением скоростного напора. Увеличение расхода руля (стабилизатора) цри переходе к сверхзвуковому полету означает, что при одинаковом положении .руля перегрузка при дозвуковой скорости получается выше, чем при сверхзвуковой.

Это обстоятельство на практике приводит к следующему неприятному явлению: если на сверхзвуковой скоро» сти начать вираж с большой перегрузкой, вызывающей сильное торможение самолета, то при переходе на дозвуковую скорость нужно уменьшить отклонение ручки «на себя», иначе резко уве* личится перегрузка.

Применение гидроусилителя, включенного по необратимой схеме, не влияя никак на потребные расходы руля, сильно сказываегся на расходах усилий, причем очень большое значение имеет устройство загрузочного механизма. Простейший пружинный загрузочный механизм (без коррекции по скоростному напору и числу М), изображенный схематически на рис. 11.23, обладает тем свойством, что рост усилия на ручке прямо пропорционален отклонению руля и больше ни от чего не зависит„ Следовательно, при таком загрузочном механизме летчик будет испытывать большие нагрузки тогда, когда велик расход руля, т. е. в криволинейном полете на больших высотах и на малых скоростях, а также на очень больших скоростях, где растет расход рулей. Применяя бо.

лее сложный загрузочный механизм, автоматически учитывающий величины скоростного напора н числа М, удается устранить этот дефект. Существуют автоматические системы продольного управления, которые сохраняют расходы ручки и усилий на единицу перегрузки постоянными при всех режимах полета и центровках. 5 5. Поперечная управляемость в криволинейном полете Если криволинейный полет выполняется не з вертикальной плоскости, то поперечное управление при маневре служит для на.

креиения самолета в начале маневра, поперечной балансировки в процессе его и вывода из крена в конце маневра. При поперечном вращении возникает демпфируюший момент (рис. 11.13), который должен быть уравновешен рулевым моментом крена от элеронов. Чем выше угловая скорость иакренения м,. тем больше и потребное отклонение элеронов. Лля оценки попереч. ной управляемости можно использовать такие показатели: расход элеронов на единицу угловой скорости крена О,"* и расход усилий на един иду угловой скор ости крена Р,"". Если не учитывать влияния деформаций крыла и сжимаемости воздуха, то демпфирующий момент крена пропорционален среднему по крылу значению Ьа (рис.

11.13) и квадрату скорости Р', а момент от элеронов пропорционален углу их отклонения Ь. и также Уз. Если при разных скоростях полета элероны отклонены на оди. паковый угол, то из условия равенства между демпфирующим мо.ментом н моментом элеронов углы Ла должны при этих скоростях также получиться одинаковыми. Пусть, например, скорость Р увеличена в два раза.

Тогда при неизменных углах 6, и Ла оба момента увеличатся в четыре раза н останутся в равновесии. Но при этом, очевидно, окружная скорость У также увеличится в два раза пропорционально скорости полета (иначе не останется неизменным угол Ла). Следовательно, п р и од и н а к о в ы х о т к л о н е н и я х э л е р онов угловая скорость накренения прямо пропор. циональна скорости полета. Если управление элеронами прямое или обратимое бустерное,то при этом усилие на ручке от элеронов пропорционально к в а д р а т у скорости полета, т. е. при увеличении скорости 1н угловой скорости) в два раза давление на ручку возрастает в четыре раза. Отсюдаполучаем, что расход элеронов на единицу угловой скорости крена 3," об ратно и р опор ционален скорости полета, а расход усилий прямо и ро пор циона лен скорости полета. Иначе говоря, при прямом управлении трудно накренить самолет быстро при большой скорости полета.

С изменением высоты при данной скорости расход элеронов остается неизменным, но расход усилий уменьшается пропорцно. нально плотности воздуха. Все сказанное справедливо лишь без учета деформаций крыла н влияния числа М, которые существенно изменяют' поперечную управляемость. Деформации кручения крыла (а у стреловидного крыла и деформации изгиба) ослабляют эффективность элеронов, требуя большего их отклонения, что особенно сильно проявляется, как мы выяснили в гл. !2, на больших скоростях и малых высотах полета. Резкое уменьшение эффективности элеронов наблюдается также прн возникновении на крыле волнового кризиса и при переходе к сверхзвуковому полету, когда отклонение элерона не влияет на распределение давления по крылу.

В итоге расход элеронов на единицу угловой скорости может не уменьшаться с ростом скорости полета, а расти или на некотором участке скоростей оставаться постоянным. В качестве примера на рис. 13.05 показан график для самолета со стреловидным.крылом, полученный в результате летных испытаний. Резкое снижение эффективности элеронов на больших скоростях приводит и к соот. ветствующему росту расхода усилий, делающему поперечное управ. ление очень тяжелым. Это видно нз графика на рис. 13.06, полученного для того же самолета.

Естественно, что расход усилий растет еше быстрее, чем расход элеронов, так как на шарнирный мо. мент влияет еще и скоростной напор, а также перераспределение давлений при волновом кризисе на элеронах. Меньшие расходы элеронов и усилий на большей высоте объясняются тем, что с увеличением высоты при данном числе М уменьшается скоростной напор, что приводит к уменьшению деформаций крыла. 6м град рад/сгл дб а, йв од Рис. 13.03.

Зависимость расхода влеронов на единицу угловой скорости крена от числа М и высоты полета (пример) р У лг Р46 л а аб 37 йз и Рис. 13,06. Зависимость расхода усилий на единнну угловой скорости крена от числа М (Етреловидное крыло, обратимое управление) На многих самолетах применяется необратимое бустерное управление элеронами с простым пружинным загрузочным механизмом, При таком управлении усилие на ручке пропорционально отклонению элеронов и расход усилий при изменении скорости меняется пропорционально расходу элеронов. В частности, в нашем примере расход элеронов на'высоте 5000 м возрастает при увели- чении числа М с 0,7 до 0,95 в 1,7 раза.

При необратимом управлении так же увеличился бы и расход усилий, а при обратимом управлении этот расход увеличился в 3,2 раза. Здесь наглядно видно преимущество необратимой схемы управления. Теперь перейдем к работе элеронов при криволинейном маневре с постоянным углом крена, когда нет вращения вокруг продольной оси. Если при таком маневре нет вращения и вокруг оси у (петля, ввод и вывод из горки и пикирования), то при полной симметрии самолета элероны должны быть нейтральными. При горизонтальном развороте, спирали, боевом развороте самолет вращается и вокруг оси у. За счет этого вращения скорость и подъемная сила внешнего крыла становятся больше, чем у внутреннего, и создается небольшой поперечный момент в сторону увеличения крена который нужно уравновешивать незначительным отклонением элеронов против крена.

Таким образом, после ввода в разворот требуется обратное отклонение ручки, причем не в исходное положение, а несколько дальше. $6. Работа руля направления при маневрировании Если в криволинейном маневре имеется вращение самолета вокруг осн у, то необходимо уравновесить демпфирующий путевой момент, направленный против вращения. Для этого нужно отклонить руль направления в сторону вращения. При равенстве между рулевым и демпфирующим моментами маневр будет без околыше ния. Если руль направления нейтрален или отклонен недостаточно, то демпфирующий момент повернет самолет на некоторый угол и образуется скольжение на внутреннее крыло. При большой путевой устойчивости скольжение будет малым.

В случае «передачи ноги» (излишнего отклонения руля) возникает внешнее скольжение. Если маневр выполняется со скольжением, то оно в свою очерель скажется на поперечном равновесии и потребуется соответствующее отклонение элеронов. При внешнем скольжении поперечная устойчивость создаст момент в сторону разворота и ручку придется сильнее отклонить против крена. При внутреннем скольжении необходимо держать ручку отклоненной по крену, чтобы предотвратить выход из крена под действием скольжения. Совершенно и~ным должно быть действие влеронами при скольжении в случае поперечной неустойчивости самолета, которая наблюдается, например, у некоторых самолетов со стреловидными крыльями на определенных числах М полета.

Если при таких числах М выполняется разворот и летчик создает рулем направления внутреннее или внешнее скольжение, то реакция самолета по крену будет обратной: «передача ноги» вызовет поперечный момент на уменьшение крена, а «недодача ноги» вЂ” на увеличение крена. Для поперечного равновесия потребуется отклонение элеронов, обратное обычному. 339 й 7. Косвенное действие рулей Вращение самолета рулем высоты относительно оси а, элеронами вокруг оси х и рулем направления вокруг оси у представляет собой п р я м о е действие рулей, соответствующее назначению каждого из них. Но часто наблюдается и к о с в е н н о е действие рулей: накренение при действии рулем направления, рысканье при отклонении элеронов или руля высоты, кабрирование или зарывание самолета при разворотах и т. д.

Косвенное действие рулей иногда может быть использовано летчиком, но в большинстве случаев оно вредно отражается на точности управления и усложняет технику пилотирования. Рассмотрим наиболее характерные случаи. 1. Заворачивание самолета при накренении.