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.