Управляемость самолета

 

Управляемостью самолета называется его способность изменять параметры опорного движения в ответ на целенаправленные действия летчика или автоматических устройств.

Самолет может поворачиваться вокруг любой из осей связанной системы координат, поэтому управляемость разделяют на:

продольную (по тангажу) – вокруг оси 0 Z;

путевую (по рысканию) – вокруг оси 0 Y;

поперечную (по крену) – вокруг оси 0 X.

Как отмечалось выше (см. п. 1.6.8), для управления самолетом по тангажу, рысканию и крену используются аэродинамические рули (руль высоты, руль направления и элероны соответственно). Для обеспечения заданного опорного режима полета углы отклонения этих рулей подбираются таким образом, чтобы выполнялось следующее условие:

(75)

Отклонения рулей, обеспечивающие выполнение условия (75), называются балансировочными, т.е. обеспечивающими баланс моментов.

На современных самолетах пост управления самолетом организован таким образом, что для управления рулем высоты и элеронами используется ручка управления (или штурвал). А для управления рулем направления – педали. Для управления рулем высоты летчик отклоняет ручку управления самолетом (или штурвальную колонку) от себя или на себя, а для управления элеронами – влево или вправо (при использовании штурвального управления летчик поворачивает штурвал подобно рулевому колесу автомобиля).

В качестве примера рассмотрим продольную управляемость самолетом. На рис. 45 показана схема сил, действующих на самолет нормальной аэродинамической схемы. Из рисунка видно, что момент, возникающий от действия подъемной силы крыла Y_{a кр}, уравновешивается моментом от подъемной силой горизонтального оперения Y_{a го} (для простоты примем, что силы лобового сопротивления X_a и тяги двигателей Р приложены в центре масс самолета и моментов не создают):

, (76)

где L _кр и L _го – расстояния от центра масс самолета до точек приложения подъемной силы крыла и горизонтального оперения соответственно.

 

 

Рис. 45. Схема сил и моментов, действующих на самолет при обеспечении продольной управляемости

 

Кроме этого, равнодействующая подъемных сил крыла и горизонтального оперения Y_a = Y_{a кр} – Y_{a го} уравновешивается силой тяжести самолета G:

. (77)

Для того чтобы самолет поднял нос вверх и увеличил угол атаки, летчик отклоняет ручку управления (или штурвальную колонку) на себя. Система управления передает это движение на руль высоты, и он в результате отклоняется вверх, изменяя вогнутость профиля и создавая на горизонтальном оперении приращение подъемной силы D Y_{a го}, направленное вниз (см. рис. 45). Это приращение силы, в свою очередь, создает приращение момента тангажа , заставляющего выйти самолет из состояния равновесия и начать вращение вокруг оси 0 Z. После достижения самолетом некоторого угла атаки произойдет увеличение подъемной силы крыла на величину D Y_{a кр}. Это вызовет приращение момента тангажа , уравновешивающее D M_{z го}, т.е. D M_{z кр} = D M_{z го}. Таким образом, моменты относительно оси 0 Z вновь будут сбалансированы, но уже на новом угле атаки.

Если перед началом маневра опорное движение самолета было установившимся, т.е. не только сумма моментов, но и сумма сил была равна нулю, то теперь из-за разницы плеч (L _кр < L _го) приращение подъемной силы крыла будет больше приращения подъемной силы горизонтального оперения: , т.е. равнодействующая подъемных сил крыла и горизонтального оперения получит приращение D Y_a. Это значит, что суммарная подъемная сила самолета не будет уравновешена силой тяжести (Y_a + D Y_a > G), и самолет будет осуществлять ускоренное движение вверх с перегрузкой n_y > 1 по криволинейной траектории.

Таким образом, имеется четкая взаимосвязь между перемещением ручки управления самолетом x _в и возникающей перегрузкой n_y. Эта взаимосвязь характеризуется производной , которая является одним из основных показателей управляемости самолета.

Для отклонения ручки управления самолетом летчику необходимо приложить усилие Р _в. Оно будет тем больше, чем больше отклонение x _в. Это связано с тем, что с увеличением отклонения руля высоты d_в возрастает шарнирный момент. Аэродинамическим шарнирным моментом М _ш называется момент аэродинамической силы, действующей на руль, относительно оси вращения руля. Шарнирный момент, действующий на руль высоты, будет равен (см. рис. 46):

, (78)

где Y _в – аэродинамическая сила, действующая на руль высоты;

l _ш – расстояние от оси вращения руля до точки приложения силы Y _в.

 

При отклонении руля шарнирный момент возрастает за счет увеличения аэродинамической силы, действующей на него.

 

 

Рис. 46. Кинематическая схема продольного управления самолетом

 

Из представленной на рис. 46 упрощенной кинематической схемы продольного управления самолетом видно, что при отклонении ручки управления самолетом на величину x _в руль высоты отклонится на угол d_в. Летчик при этом должен приложить усилие P _в, чтобы скомпенсировать шарнирный момент M _ш. Таким образом, можно записать следующее равенство:

. (79)

Откуда:

, (80)

где – передаточный коэффициент в системе продольного управления самолетом.

 

Поскольку усилие на ручке управления P _в однозначно связано с ее перемещением x _в, а как мы отмечали выше, перемещение x _в связано с перегрузкой n_y, то и усилие P _в будет связано с перегрузкой n_y. Поэтому еще одним показателем управляемости самолета является производная , характеризующая скорость нарастания усилия на ручке управления для создания требуемой перегрузки.

Аналогичным образом строятся показатели путевой и поперечной управляемости самолета.