Управление боковым движением.

Системы координат. ЛА как объект управления.

Минут.

Положение ЛА в пространстве может быть определено шестью координатами, три из которых характеризуют положение его цен­тра масс, а три остальные определяют положение ЛА при движении вокруг центра масс. При этом делается допущение, что ЛА представляет собой твердое тело.

Положение центра масс задается в земной системе координат O₀X₀Y₀Z₀(рис.1) высотой полета H, дальностью L и боковым отклонением Z. Оси этой системы координат располагаются так, что О₀У₀ направлена вертикально вверх, О₀Х₀ —в заданном на­правлении полета, a O₀Z₀ образует с ними правую систему.

 

Рис.1. Системы координат

 

1. Связанная «неподвижная» система координат ОХ₀У₀ Z₀. Имеет начало в центре масс ЛА, а ее оси параллельны осям зем­ной системы O₀X₀Y₀Z₀.

2. Связанная подвижная система координат 0X₁У₁Z₁ начало которой также находится в центре масс ЛА, ось ОХ₁ направле­на вперед по продольной оси ЛА, ось ОY₁,— вверх (лежит в плос­кости симметрии), ось OZ ₁ — в сторону правого крыла.

3. Скоростная система коор­динат OXYZ. Ось ОХ этой си­стемы совпадает с направлением вектора воздушной скорости V, ось OY лежит в плоскости сим­метрии ЛА, а ось OZ образует с ними правую систему.

Угловыми координатами ЛА являются:

— угол тангажа υ, образованный продольной осью ЛА и горизонтальной плоскостью при повороте вокруг оси OZ₁;

— Угол рыскания ψ между проекцией продольной оси ЛА на горизонтальную плоскость и осью OХ₀, получаемый при повороте вокруг оси OY₁;

— угол крена γ, образуемый осью OZ₁и горизонтальной плоскостью при повороте ЛА вокруг продольной оси.

 

Принципы управления, с амолет в воздухе можно считать твердым телом, движение которого происходит под действием прикладываемых к нему сил и моментов.

Обычно полное пространственное движение самолета разде­ляют на два движения: продольное и боковое, каждое из кото­рых в свою очередь можно рассматривать состоящим из двух составляющих: движения центра масс и движения (вращения) вокруг центра масс.

Из второго закона механики известно, что если силы, дей­ствующие на тело, уравновешены (т. е. их сумма равна нулю), то центр масс осуществляет равномерное прямолинейное дви­жение.

 

Управление продольным движением. Основными параметра­ми продольного движения являются: высота Н, воздушная скорость V, угол наклона траектории θ, угол тангажа υ и угол атаки α. На самолет действуют четыре силы: сила тяжести G, сила тяги двигателя Р, подъемная сила У и сила лобового сопротивле­ния X. Силы G и Р будем считать приложенными к центру масс О самолета, а аэродинамические силы У и Х - к точке, на­зываемой центром давления Д.

Рис.2. Продольное управление

 

 

Управление боковым движением.

Боковое движение — это движение в плоскости крыла, однако мы для простоты будем считать исходным режимом полет с нулевым креном и будем рассматривать боковое движение происходя­щим в горизонтальной плоскости.

Основными параметрами бокового движения являются сле­дующие углы: путевой угол Ψ и курс ψ, отсчитываемые от на­правления на север, угол крена γи угол скольжения β (рис. 3). Для того, чтобы обеспечить маневр самолета в го­ризонтальной плоскости, существуют два способа.

Плоским разворотом необходимо, управляя рулем направления повернуть, например, вправо продольную ось и создать угол скольжения β<0. Воз­никшая за счет угла скольжения боковая сила Z обеспечит раз­ворот вектора скорости и искривление траектории с радиусом r_r.

Для современных самолетов этот тип разворота применяется редко, так как скольжение нежелательно из-за ухудшения обте­кания самолета, и к тому же создаваемые при скольжении бо­ковые силы весьма невелики.

Рис.3. Боковое управление

 

Более эффективным и поэтому более распространенным яв­ляется второй способ, который называется разворот с кре­ном. Здесь управление происходит следующим образом: летчик, отклоняя элероны, создает момент вокруг про­дольной оси, и самолет начинает вращение по крену, например, вправо. При достижении нужного угла крена летчик убирает элероны в нейтральное положение и движение по крену прекра­щается. Возникшая при γ>0 горизонтальная составляющая подъемной силы У sin γ вызывает изменение путевого угла Ψ и ψ.