Управляемость и устойчивость. Тема Устойчивость и управляемость вс основные понятия и определения
 Скачать 1.83 Mb.
|
|
Тема 6. Устойчивость и управляемость ВС Основные понятия и определения Движение самолета как твердого тела складывается из двух видов дви- жения: перемещение центра масс ЛА в пространстве и вращение ЛА вокруг центра масс. При этом пользуются такими основными понятиями как равно- весие, балансировка, устойчивость и управляемость. Для осуществления равномерного и прямолинейного движения необ- ходимо, чтобы сумма сил и моментов, действующих на самолет, равнялась нулю. В этом случае самолет находится в равновесии. Примерами такого движения являются горизонтальный полет, снижение, набор высоты. В случае если равна нулю только сумма моментов, действующих на ЛА, такое состояние называется балансировкой. Например, при установив- шемся развороте (разворот с постоянной скоростью) сумма сил, действую- щих на ЛА, не равна нулю, а сумма моментов этих сил равна нулю. Следова- тельно, в этом виде полета самолет находится только в состоянии баланси- ровки. В реальном полете самолет, конечно же, не находится в состоянии рав- новесия. Причиной этого является турбулентность атмосферы, то есть нали- чие постоянных порывов ветра различной интенсивности и направления. Эти ветровые воздействия, изменяя угол атаки, скорость ЛА, перегрузку и другие параметры полета, изменяют величину и точку приложения равнодействую- щей аэродинамической силы, то есть выводят ЛА из состояния равновесия. Все самолеты гражданской авиации обладают свойством восстанавливать нарушенное в полете равновесие (это свойство заложено в самолете конст- руктивно). Это значительно облегчает их пилотирование и повышает безо- пасность полета. Способность самолета самостоятельно (без вмешательства летчика) сохранять и восстанавливать нарушенное по причине внешнего воз- действия равновесие называется устойчивостью. Понятие «устойчивость» включает в себя несколько составляющих, что можно представить в виде схемы. Различают устойчивость статическую и динамическую. Способность самолета создавать моменты, стремящиеся вернуть ЛА в заданное положение равновесия, называется статической устойчивостью. Самолет считается статически устойчивым, если при нарушении равнове- сия возникают такие силы и моменты, которые стремятся вернуть его в прежнее состояние. Самолет считается статически неустойчивым, если при нарушении равновесия возникающие силы и моменты стремятся увести его еще дальше от положения равновесия. Если же при нарушении равновесия никакие моменты не возникают, то такой ЛА называется статически ней- тральным. Как уже было сказано, эти моменты возникают (либо не возника- ют) без вмешательства летчика. Статическая устойчивость является необходимым условием динамиче- ской устойчивости. Динамическая устойчивость изучает поведение самолета под воздействием сил и моментов, возникающих в процессе возмущенного движения. Признаком динамической устойчивости является затухающий ха- рактер колебаний самолета относительно положения равновесия при возвра- щении его к исходным параметрам после окончания действия возмущающего фактора. Эти колебания носят затухающий характер из-за возникновения демпфирующих моментов, появляющихся в результате вращения ЛА вокруг центра масс. Рис. 9.1. Самолет в связанной системе координат В процессе полета всегда возникает необходимость изменения положе- ния ЛА в пространстве, что становится возможным благодаря свойству управляемости ЛА. Управляемость – это способность ЛА переходить из од- ного невозмущенного движения к другому при воздействии на органы управления ЛА. (Управляемость не следует путать с маневренностью. Управ- ляемость характеризуется перемещением ЛА вокруг его центра масс (ц.м.), а маневренность – перемещением ц.м. в пространстве.) Равновесие, устойчивость и управляемость рассматриваются относи- тельно осей связанной системы координат (рис. 9.1). Относительно оси 0Х - поперечные равновесие, устойчивость и управ- ляемость; относительно оси 0Y – путевые, а относительно оси 0Z – продоль- ные. Так как движение самолета в каналах крена и скольжения тесно связаны друг с другом, то их обычно изучают совместно и называют боковым движе- нием. Следовательно, равновесие, устойчивость и управляемость можно раз- делить на продольные и боковые. Центровка самолета Равновесие, устойчивость и управляемость ЛА могут быть обеспечены только при строго определенных положениях ц.м. самолета. Далее все поня- тия и определения мы будем рассматривать на примере конкретного самоле- та Ту-204. Основной несущей частью самолета является крыло, поэтому положе- ние ц.м. принято фиксировать по отношению к крылу, точнее по отношению к передней кромке хорды крыла, за которую чаще всего принимают среднюю аэродинамическую хорду (САХ), то есть хорду равновеликого прямоуголь- ного крыла эквивалентную по своим аэродинамическим характеристикам рассматриваемому крылу. На САХ указывается местоположение ц.м., центров давления (ц.д.) крыла и самолета, фокусов крыла и самолета. Расстояния от носка САХ до этих точек относят к длине самой САХ и указывают в безразмерном виде в процентах. Положение ц.м. самолета, выраженное в процентах, считая от носка, на- зывается центровкой самолета. Самолет Ту-204 достаточно хорошо устойчив и управляем во всех ви- дах полета, если будет обеспечена следующая центровка (рис. 9.3): - предельно передняя центровка при взлете, в полете, при посадке – 20% САХ; - предельно задняя центровка на взлете и посадке – 32% САХ; - предельно задняя центровка в полете – 42% САХ. На рис. 9.4 изображено размещение САХ относительно продольной и вертикальной осей самолета Ту-204. За начало координат берется пересече- ние оси второго лонжерона центроплана с продольной осью ЛА (второй лонжерон центроплана соединен со шпангоутом № 40). Продольные равновесие, устойчивость и управляемость самолета Продольное равновесие Продольное равновесие – это такое состояние самолета, при котором сумма сил, действующих на самолет и сумма их моментов относительно оси 0Z равны нулю. На рис. 10.1 показаны силы и моменты, действующие на ЛА, который совершает равномерный и прямолинейный полет с углом атаки , скоростью V при передней центровке 20%. Рис. 9.3. Диапазон центровок самоле- та Ту-204 Рис. 9.4. размещение САХ относи- тельно продольной и вертикальной осей Так как самолет, совершая горизонтальный установившийся полет, на- ходится в равновесии, то можно записать уравнения сил и моментов в проек- циях на оси связанной системы координат: - условие полета на постоянной высоте Y 1 – G Y 2 = 0; (10.1) - условие полета с постоянной скоростью P – X = 0; (10.2) - сумма моментов сил относительно оси 0Z равна нулю Y 2 x 2 Y 1 x 1 = 0. (10.3) При наличии сравнительно большой задней центровки (рис. 10.1) подъ- емная сила крыла Y 1 создаст кабрирующий момент Y 1 x 1 . Для его уравнове- шивания должен создаваться пикирующий момент на горизонтальном опере- нии (ГО). Такой момент создается за счет некоторого отклонения руля высо- ты вниз. При этом возникает положительная подъемная сила горизонтально- го оперения Y 2 и ее момент равен Y 2 x 2 Рис. 10.1. Силы и моменты в крейсер- ском полете Условия равновесия в этом случае будут выражены следующим обра- зом: Y 1 – G + Y 2 = 0; P – X = 0; Y 2 x 2 Y 1 x 1 = 0. Из этих условий следует, что самолет находится в состоянии продольного равновесия и выполняет равномер- ный и прямолинейный горизонталь- ный полет. При значительном изме- нении положения ц.м. самолета назад или вперед момент крыла (кабри- рующий или пикирующий) может увеличиться настолько, что ГО даже при полном отклонении руля высоты не будет создавать момента, способ- ного уравновесить момент крыла, а значит, продольное равновесие не будет обеспечено. Следовательно, продольное равновесие можно обес- печить только при определенном диапазоне центровок самолета. Два самолета, имеющие одинаковую массу, но разные центровки, бу- дут иметь различные летно-технические характеристики: у ЛА с более задней Рис. 10.2. Влияние задней центровки центровкой будет меньше угол атаки, а, следовательно, меньше лобовое со- противление, меньше потребная тяга двигателей и расход топлива, больше дальность и продолжительность полета. Лобовое сопротивление и угол атаки уменьшаются из-за того, что более задняя центровка вызывает больший каб- рирующий момент крыла. Чтобы его парировать необходимо увеличить пи- кирующий момент на ГО за счет отклонения руля высоты или стабилизатора. Однако обеспечение равенства Y 2 x 2 = Y 1 x 1 потребует также уменьшения подъемной силы крыла Y 1 за счет уменьшения угла атаки. На рис. 10.2 показано, что задняя центровка 42% (это предельно до- пустимая задняя центровка в полете) вызывает необходимость создания на ГО силы Y ст3 > Y ст2 , что приведет к уменьшению угла атаки. Поэтому на самолете Ту-204 после взлета и пролета 100 км пути вклю- чается перекачка топлива из бака №1 в бак №2 (2200 кг). Это позволяет сме- стить центровку на 10% САХ назад (рис. 10.3), уменьшить лобовое сопро- тивление и увеличить дальность полета на 5%. В процессе снижения топливо перекачивается из бака №3 в бак №1 для обеспечения центровок 20…32% САХ. 1.1 Продольная устойчивость Продольная статическая устойчивость – это свойство самолета со- хранять и восстанавливать продольное равновесие (т.е. сохранять и восста- навливать заданный режим полета по скорости и углу атаки) без вмешатель- ства летчика. Рис. 10.3. Изменение центровок в полете Если случайные возмущения изменяют угол атаки самолета, то это приведет к изменению подъемной силы и перегрузки в направлении этой си- лы n y = Y/G. Поэтому продольную статическую устойчивость разделяют на устойчивость по перегрузке (способность самолета самостоятельно возвра- щаться на заданный угол атаки или к заданной перегрузке) и устойчивость по скорости (способность сохранять заданную скорость полета при постоянной перегрузке). 1.1.1 Продольная статическая устойчивость по перегрузке При изменении угла атаки крыла изменяется характер распределения давления по крылу, что приводит к изменению точки приложения подъемной силы, а, следовательно, и аэродинамического момента самолета. При увели- чении угла атаки подъемная сила возрастает, но на крыле существует точка, момент относительно которой от подъемной силы не изменится. Эта точка называется фокусом (рис. 10.4). Рис. 10.4. Влияние положения точки фокуса на продольную статическую устойчивость ЛА Момент относительно этой точки не изменится, потому что, несмотря на рост подъемной силы, уменьшится плечо от точки приложения этой силы до точки Ф, то есть точки момент относительно которой в диапазоне безот- рывного обтекания остается величиной постоянной. Точка Ф называется фо- кусом. Если приращение подъемной силы, возникающее в результате возму- щенного движения, приложить в этой точке, то момент относительно нее ес- тественно также не изменится. Поэтому справедливо сказать, что фокус – это точка приложения приращения подъемной силы при изменении угла атаки. У самолета Ту-204 фокус профиля и центр давления профиля крыла совпадают. Фокус крыла, набранного из профилей, (с учетом фокусов фюзе- ляжа и оперения) находится на (505)% САХ. При увеличении в результате какого-либо внешнего воздействия угла атаки на величину в фокусе самолета появится приращение подъемной силы Y, которое даст восстанавливающий пикирующий момент М в (рис. 10.4а). В результате этого самолет вернется в исходное положение, совершив несколько колебательных движений. Если центровка 42% САХ будет нарушена, то соответственно умень- шится расстояние от ц.м. до фокуса, то есть уменьшится плечо силы Y, вос- станавливающий момент также станет меньше, и продольная устойчивость по перегрузке будет хуже. Если ц.м. и фокус совпадут, то такое положение самолета называется нейтральным: не возникнет ни стабилизирующий момент, ни дестабилизи- рующий, так как плечо будет равно нулю (рис. 10.4 б). Если ц.м. окажется за фокусом самолета, то самолет будет неустойчив в продольном отношении, так как возникнет кабрирующий момент, самолет может выйти на закритические углы атаки и свалиться в штопор (рис. 10.4 в). Для оценки продольной статической устойчивости самолета по пере- грузке пользуются графиком, который выражает зависимость коэффициента продольного момента самолета m z от угла атаки или коэффициента с у (рис. 10.5). Коэффициент продольного момента (момента тангажа) обычно опреде- ляется опытным путем с помощью испытаний модели самолета в аэродина- мической трубе при различных центровках и положениях руля высоты и ме- ханизации. При этом определяют абсолютную величину момента тангажа модели М z при различных углах атаки. Тогда коэффициент момента тангажа определяется по формуле: а z z Sb V M m 2 2 (10.4) Введем понятие степени статической устойчивости. Степень продоль- ной статической устойчивости z m определяется отношением прироста мо- мента тангажа к приросту угла атаки или коэффициента подъемной силы: 1 2 1 2 2 2 1 2 y y z z z z z z с с m m m m m m (10.5) Из этих определений следует, что степень продольной статической ус- тойчивости характеризует величину изменения коэффициента момента тан- гажа самолета, приходящуюся на единицу изменения коэффициента подъем- ной силы или 1 изменения угла атаки. Если степень продольной статической устойчивости отрицательна ( z m <0 или у с z m <0), то самолет статически устойчив по углу атаки. Действи- тельно, при увеличении угла атаки на устойчивый самолет создает пики- рующий (восстанавливающий) момент z m <0, z m <0, у с z m <0. Следует обратить внимание, что степень продольной статической ус- тойчивости по с у численно равна запасу центровки, так как а y z с z b x x с m m y ф т , (10.6) где (х т – х ф ) - запас центровки. Следовательно, при большем запасе центров- ки продольная статическая устойчивость по перегрузке возрастает. Рис. 10.5. Зависимость m z (с у ) Статическая устойчивость ЛА по углу атаки практически не изменяется до тех углов атаки, до которых обеспечивается плавное обтекание крыла (в нашем случае до 15). На углах атаки, близких к критическому, особенно при задних центровках, абсолютная величина z m уменьшается, и статиче- ская устойчивость по перегрузке ухудшается (рис. 10.5). В этом случае само- лет становится статически нейтральным, особенно при задних центровках ( z m 0). На углах атаки, больших критического, ЛА становится неустойчи- вым, при этом коэффициент z m становится положительным. Ухудшение статической устойчивости на больших и закритических уг- лах атаки объясняется значительным перемещением центра давления крыла и фокуса самолета вперед вследствие срыва потока на концах крыла. Кроме то- го, горизонтальное оперение работает в скошенном и завихренном потоке воздуха, а это значит, что прирост его подъемной силы и восстанавливающий момент уменьшается. На больших углах атаки носовая часть фюзеляжа, сильно выдвинутая вперед относительно крыла, создает дополнительную подъемную силу и каб- рирующий момент. Кроме того, на выходе на большие углы атаки уменьша- ется сила тяги двигателей, что создает дополнительный кабрирующий мо- мент. Все эти явления действуют в одном направлении и обуславливают по- явление и рост кабрирующего момента, в результате чего его продольная статическая устойчивость ухудшается. Для улучшения продольной статической и динамической устойчивости на больших углах атаки на самолет Ту-204 введено ограничение предельно задней центровки. 1.2 Продольная управляемость самолета Продольная управляемость – это способность ЛА изменять режим по- лета по углу атаки при отклонении руля высоты. Рис. 10.6. Изменение режима полета при отклонении руля высоты Пусть самолет совершает равномерный прямолинейный полет при пе- редней центровке (х т < 25%) (рис. 10.6). В вертикальной плоскости самолета движется под действием сил Y 1 =G + Y 2 . Пикирующий момент крыла М z =Y 1 x 1 уравновешивается кабрирующим моментом горизонтального оперения М z =Y 2 x 2 Если для увеличения угла атаки самолета на величину отклонить колонку штурвала на себя, руль отклоняется вверх на угол рв . Сила Y 2 уве- личивается на величину Y 2 , что создаст кабрирующий момент М z =Y 2 x 2 , под действием которого угол атаки ЛА начнет увеличиваться, что приведет к росту подъемной силы крыла и ее момента, а также к уменьшению силы Y 2 стабилизатора. Увеличение пикирующего момента до (Y 1 +Y 1 )x 1 и уменьшение кабри- рующего момента горизонтального оперения до (Y 2 +Y 2 )x 2 вызывает умень- шение кабрирующего момента самолета. Когда кабрирующий момент само- лета становится равным нулю, самолет приобретает новый больший угол атаки. Продольная управляемость характеризуется балансировочными зави- симостями. Они показывают, какие значения отклонения руля высоты рв необходимы (потребны) для обеспечения продольной балансировки ЛА при различных скоростях и центровках. По балансировочным кривым можно Рис. 10.7. Балансировочные кривые на высоте 5000 м при центровке 32% САХ определять запас отклонения руля высоты при данной цен- тровке и числе Маха полета (рис. 10.7). С помощью ба- лансировочных кривых так- же можно определить по- требные усилия для баланси- ровки самолета на любой скорости полета при различ- ных положениях механиза- ции. На рис. 10.7 показаны балансировочные кривые для самолета Ту-204, полученные в результате летных испыта- ний на высоте 5000 м при центровке 32% САХ. Анализируя балансировочные кривые самолета Ту-204, можно сделать вывод, что предельно-передняя центровка ограничена из соображений обес- печения запаса руля высоты при малых скоростях полета. Если передняя центровка 20% САХ будет нарушена, то потребуется больший расход руля высоты на взлете, посадке и при уходе на второй круг. При нарушении цен- тровки 20% хода руля высоты может не хватить для балансировки самолета. Поэтому можно сделать вывод, что предельно-передняя центровка 20% САХ ограничена с точки зрения продольной управляемости, а предельно- задняя центровка 42% САХ – с точки зрения продольной устойчивости по перегрузке. |