Техника вертикального взлета и посадки (Хафер К., Закс Г., 1985 - Техника вертикального взлета и посадки), страница 56

7.2.10 значений. В отношении спирального движения допускается неустойчивость вплоть до значений времени удвоения начального рассогласования, при- -г 1 к — П' лк р' ,и .Пс Рис. 7.2.2. Требования к колебательным формам бокового движения СВВП (крен — рыскание).

веденных в той же таблице. Эти значения учитывают также влияние характеристик системы управления и изменение балансировки. Таблица 7.2.10. Требования к движению по крену и спиральному движению Время удвоения начального рассогласования спирального движения, с Постоянная времени движения по крену, с Степень 1,4 3,0 10,0 20,0 12,0 4,0 Рекомендации и требования к летным характеристикам СВВП 325 Требования к взаимосвязи крен — скольжение определяют допустимые амплитуду и частоту колебательного движения по крену ииизменения угла скольжения, а также величину управляющих сил и моментов крена и рыскания при определениых маневрах по крену и разворотах. Для обеспечения достаточной эффективности управления по крену требуется, чтобы время !ав достижения угла крена, равного 30', не превышало приведенных в табл. 7.2П) значений.

Кроме того, приводятся данные по управляющим силам в контуре управления креном, для которых определены допустимые области, по линейности зависимости установившегося угла крена от отклонения ручки управления, по величине этих управляющих отклонений, а также формулируются ограничения движения по крену, вызванного управлением по рысканию. Таблица 7.2.!!.

Требования к эффентивности управлении по крену Остальные требования к боковому движению при поступательном полете в направлении продольной оси самолета касаются эффективности управления по рысканию 1реакция самолета по углу рыскания на управляющие воздействия, линейность характеристик переходного процесса по рысканию, управление самолетом по углу рыскания при изменении скорости), а также качества управления боковым движением в установившемся полете со скольжением 1моменты крена и Рыскания, а также угол крена).

Переходный режим. Требования, относящиеся к переходному режиму, определяют, собствеино, маневр разгона нли торможения СВВП на переходном режиме, а не характеристики маневренности относительно некоторой фиксированной опорной точки, определяемой скоростью полета, на которой была выполнена балансировка, в диапазоне между висением и переходной скоростью.

При этом под термином «переходный режим» не обязательно следует понимать весь переход от висения к аэродинамическому полету, точнее можно определить это понятие следующим образом: он 11 зэка» мит1вв 326 Глава 7 означает переход от одной фиксированной опорной точки к др)- гой'). СВВП должен уверенно и энергично разгоняться до достижения переходной скорости г'„р,„нз любой фиксированной опорной точки (т. е. с любой начальной скоростью н соответствующей балансировкой из диапазона скоростей переходного режима) с выдерживанием постоянной высоты, а также по любым другим заданным траекториям. Аналогичное требование предъявляется к переходному режиму с торможением от Р„р,„. Летчик должен иметь возможность гибко управлять самолетом на переходном режиме, быстро и уверенно прекратить его и перейти к обратиому переходном) режиму, например от разгона к торможению и наоборот.

Переход от висеиия или от полета с минимальной скоростью к обычном) полет) и наоборот должен выполняться надежно и легко. Программа переходного режима должна допускать некотор) ю свободу в выборе мощности силовой установки, угловых положений самгхтета, программы поворота крыльев или вектора тяги и т. п. как ф) икций скоросги или времени, чтобы не возникала необходимость повышенного внимаиия и напряжеиия летчика. Далее предъявляются требования к управляющим моментам, необходимым для парирования возм) щений и маневрирования, а также для изменения балансировки (или для максимальных управляющих сил и моментов при стабилизации СВВП относительно постоянной балансировки) и к быстродействию контура управления по тангажу.

Характеристики системы управления. Сформулированные здесь требования относятся к тем особенностям систем управления, которые непосредственно связаны с летными характеристиками. Они разбиты на несколько групп: — механические характеристики (симметричность н величина управляющих сил, градиенты усилий летчика на органах управления, зоны нечувствительности, скорость отклонения ручек, настройка и регулировка управления, механические перекрестные связи); — динамические характеристики (динамика переходного процесса от управляющего воздействия на ручку управления к создаваемой управляющей силе, демпфирование); — границы усилий летчика на органах управления; — системы автоматического управления, улучшающие устойчивость и управляемость СВВП (характеристики, эффективность); — отказы (меры предосторожности, возможности управления); ') Таким образом, под переходным режимом здесь подразумевается процесс перехода самолета из одного установившегося режима полета в другой, каждый из которых характеризуется своими балансировочными значениями параметров полета (скорости самолета, тяги двигателей, отклонения рули высоты, угла атаки и т.

д ) — Прим рад. Рекомендации и требования к явками яаракгериегикан СВВП З27 — характеристики системы управления на переходиьех режимах полета и процесса изменения балансировки; — системы автоматической стабилизации (силы, диапазон скоростей полета, на которых осуществляется автоматическая стабилизация (балансировка), исключение возможности обратного 1правления, приводящего к раскачке самолета). Взлет, посадка и поведение на земле.

Относящиеся к этим режимам требования определяют эффективность управления и управляющие силы по тангажу, а также взлетно-посадочные характеристики самолета при боковом ветре и в сложных метеорологических условиях. Кроме того, даются рекомендации по набору (н сбросу) мощности силовой установки и движениям самолета иа земле Атмосферные возмущения. Некоторые требования касаются постоянных ветровых воздействий.

Другие требования относятся к экспл) атации при любых допустимых метеорологических условиях. Выбор условий испытаний, включающих полет СВВП при постояином ветре и порывах, в условиях турбулентности и т. п., предоставляется заказчику. Разное. Сюда относятся требования различных типов, касающиеся следующих ситуаций: — приближение к опасным режимам полета; — потеря аэродинамической подъемной силы; — раскачка самолета от управления; — бафтннг; — сброс груза; — реакция самолета на применение своей системы вооружения (пуск ракет, пушечный огонь) или работу специального оборудования; — эффекты перекрестных связей; — отказы; — управление при потере тяги нли создаваемой тягой подъемной силы; — авторота пи я; — вибрационные характеристики. 8.

Особые проблемы разработки и условия применения СВВП 8.1. ВВЕДЕНИЕ В предыдущих главах рассматривалнсь основополагающие закономерности механики полета, а также особые проблемы силовых установок СВВП. Для разработки и применения СВВП имеет значение также ряд проблем, освещаемых ниже. К ним относится влияние окружающих условий на величину максимально допустимого взлетного веса СВВП, большую, чем у обычных самолетов. Другая проблема заключается во влиянии, которое оказывают окружающие условия в'месте вертикального взлета на дальность полета и его экономичность. Имеет значение также вопрос достаточной безопасноститпрн отказе двигателя и способов ее обеспечения на стадии конструирования, а также проблема защиты от шума прн вертикальных взлете и посадке в окоестностях аэродромов для СВВП. 8.2.

БАЛАНС ВЕРТИКАЛЬНОЙ ТЯГИ 8.2.1. Общие соображения Максимальная располагаемая подъемная тяга определяет максимально допустимый взлетный вес самолета с учетом необходимого с точки зрения механики полета вертикального ускорения. Для определения этой эффективной подъемной тяги нужно учитывать различные потери тяги в силовой установке и другие ее ограничения. Причинами уменьшения тяги по отношению к расчетной могут быть: — неблагоприятные окружающие условия на месте взлета или посадки (температура, высота); — потери полного давления потока в воздухозаборниках подъемных и маршевых двигателей; — потери прн отклонении потока выхлопных газов; — отбор мощности для управления самолетом на режиме висения и выполнения балансировки; — эффекты близости земли; — обеспечение резерва тяги на случай отказов двигателей.

Глава 6 Как следует из экстраполяции кривых рис. 8.2.1, при большом понижении температуры окружающего воздуха возможно увеличение тяги. Но это увеличение можно использовать только в том случае, если позволяют ограничения по предельной частоте вращения турбины двигателя, Потери в воздухозаборнике двигателя. Течение в воздухозаборнике двигателя на переходном режиме полета подробно рассмотрено Рве Ра 00п хЗГ а-002 -Оов — 006 Рис. 8.2.2. Уменьшение тяги у современных двухконтурных двигателей из-за потерь полного давления в воздухозаборнике 1291.

Степень сакатпн какпресспра ЗЗ, температура перса турбнппа атбб К. мпурнаппп ,гз — 006 -0г0 1 г0664 2 0 в равд. 6.2.2 (см. также [17, 18)). Там приведены формулы для потерь полного давления (6.2.10) и восстановления давления (6.2.12), которые могут быть использованы непосредственно для определения потерь подъемной тяги при взлете, Используя выражение (6.2.10), можно записать (рое— = р, ек) дР1Рб (Ре Родера — дров(рв Зь (Чв(ро).

(8.2.1) На рнс. 8.2.2 представлены результаты расчетов процессов течения в современном двухконтурном турбореактивном двигателе, проведенных в работе [29), Для хорошо спрофилированного воздухозаборника подъемного двигателя с высокой степенью двухконтурносзи (например, как у КВ 202) можно рассчитывать на потери в воздухозаборнике, не превышающие 2 'е. Потери при отклонении потока. Для того чтобы создать маршевым двигателем вертикальную тягу, нужно либо повернуть весь двигатель, либо отклонить струю газов двигателя специальным устройством (равд. 2.2.2). Последнее связано с потерями, возникающими при отклонении струи, тогда как прн повороте всего двигателя Особые оробленис раоработки и услоиин нри,чененил СВВП 331 уменьшения тяги вследствие отклонения струи ие происходит.