Всего на сайте:
248 тыс. 773 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

Градиент усилий на штурвале на единицу перегрузки.  Просмотрен 623

 

Наиболее прямое представление о продольной устойчивости самолёта по перегрузке выражает график зависимости усилий на штурвале (ручке управления) от перегрузки.

 

 

Самолёт, обладающий устойчивостью по перегрузке, будет демонстрировать устойчивый рост усилий на штурвале при увеличении нормальной перегрузки. Градиент нарастания усилий должен быть всегда положительным, но не должен быть чрезмерно высоким, иначе таким самолётом будет трудно управлять. Также градиент не должен быть слишком низким, иначе такой самолёт может быть непреднамеренно выведен на чрезмерную перегрузку.

Когда самолёт обладает высокой статической устойчивостью, градиент усилий по перегрузке будет высоким. Иногда предельно-передняя центровка самолёта устанавливается из условий ограничения градиента усилий на штурвале по перегрузке. При смещении центровки назад градиент уменьшается и может достичь нижнего допустимого предела.

При расчёте градиента следует помнить, что исходная перегрузка самолёта равна единице. Поэтому, если заданы усилия на штурвале при определённой перегрузке, то чтобы рассчитать градиент, нужно из этой перегрузки вычесть единицу и делить усилия на полученную разницу.

 

 

Аэродинамическое демпфирование зависит от плотности воздуха. С увеличением высоты полёта растёт истинная скорость, что приводит к уменьшению прироста угла атаки на стабилизаторе при заданной скорости вращения самолёта по тангажу, что уменьшает демпфирующий момент стабилизатора.

Увеличение высоты полёта на постоянной приборной скорости приводит к уменьшению демпфирования самолёта.

Уменьшение демпфирования приводит к уменьшению устойчивости самолёта и, как следствие, к уменьшению градиента усилий на единицу перегрузки.

 

Регулирование усилий на рычаге управления.

 

Усилия, возникающие на органах управления, должны отражать устойчивость самолёта и, одновременно, должны иметь приемлемую величину. В проводку механической (безбустерной) системы управления могут добавляться различные приспособления для обеспечения удовлетворительных усилий во всём диапазоне высот, скоростей и центровок самолёта.

 

 

Центрирующая пружина может быть добавлена в проводку управления. Она будет стремиться удержать ручку управления в нейтральном положении. При прямой механической связи ручки и руля, центрирующая пружина обеспечит повышение градиента усилий на единицу отклонения руля. Величина дополнительных усилий на ручке будет определяться её отклонением от нейтрали.

Поэтому у пилота усилится ощущение скорости и перегрузки по ощущениям на ручке.

Повышение устойчивости по усилиям будет более заметным на малых скоростях полёта, когда для управления самолётом требуются более значительные отклонения рулей. При увеличении скорости эффективность рулей увеличивается, потребные отклонения уменьшаются, и роль пружины в улучшении устойчивости по усилиям падает.

Для устранения этого недостатка может устанавливаться устройство, изменяющее жесткость пружины в зависимости от скоростного напора (Q – feel).

Поскольку, при отпущенной ручке управления, пружина будет стремиться вернуть руль высоты в нейтраль, то и самолёт будет стремиться вернуться к скорости (перегрузке), соответствующей данному положению руля. Чтобы избавиться от этого недостатка и повысить градиент усилий на ручке по скорости, не меняя собственной устойчивости по перегрузке, используют предварительно затянутую пружину.

 

 

Предварительно затянутая пружина.

 

Пружина стремится отклонить руль высоты вниз (на пикирование). В полёте усилие пружины балансируется отклонением триммера. Этим достигается, что ноль усилий не привязан к определённой скорости (перегрузке). Предварительно затянутая пружина включается в проводку управления для повышения слабого градиента усилий на ручке по скорости. Поскольку дополнительные усилия, создаваемые пружиной, не зависят от положения ручки управления и текущей перегрузки, то данное устройство не влияет на устойчивость по перегрузке.

 

 

Балансировочный груз.

 

Это эффективное средство увеличения градиента усилий по скорости и перегрузке. Балансировочный груз стремится отклонить руль высоты на пикирование. В горизонтальном полёте он работает аналогично предварительно затянутой пружине, увеличивая градиент усилий на ручке по скорости (усиливая ощущение скорости по усилиям).

При маневрировании, возникающая перегрузка влияет на данный груз, что создаёт дополнительные усилия на ручке управления, пропорциональные созданной перегрузке. Это увеличивает ощущение перегрузки по усилиям на ручке. Чем больше перегрузка, тем большее противодействие со стороны груза должен преодолеть лётчик.

Это помогает предотвратить создание чрезмерной перегрузки.

 

Продольное управление самолётом.

 

Самолёт должен обладать достаточной управляемостью при достаточной устойчивости. При высоком уровне продольной устойчивости самолёт будет оказывать большое сопротивление отклонениям от состояния равновесия. Таким образом, наиболее критические условия с точки зрения управляемости возникают при повышенной устойчивости самолёта. Нижний предел управляемости соответствует верхнему пределу устойчивости.(Предельно передняя центровка).

Наиболее критичными по обеспечению управляемости являются этапы маневрирования, взлёта и посадки. Обеспечение управляемости самолёта на любом из этих этапов или их комбинации может стать фактором, ограничивающим допустимую переднюю центровку самолёта.

 

Требования к управлению по обеспечению маневренных свойств самолёта.

 

Самолёт должен иметь достаточную управляемость, чтобы реализовать максимально возможный Cy или максимально допустимую перегрузку в процессе маневрирования.

 

 

Как показано на рисунке, смещение центра тяжести вперёд увеличивает продольную устойчивость самолёта и требует всё больших отклонений руля высоты для изменения Cy. В данном примере, полное отклонение руля высоты на кабрирование не обеспечивает выхода самолёта на Cy мах при центровке менее 18% САХ.

 

Данное требование к системе управления может стать основным при полёте на сверхзвуковой скорости. Переход на сверхзвук сопровождается значительным усилением продольной устойчивости (из-за смещения фокуса самолёта назад) и уменьшением эффективности рулей. Для обеспечения достаточной управляемости используется цельноповоротный стабилизатор, перекладываемый мощной рулевой машиной. При обеспечении достижения выхода на Cy мах и на предельную перегрузку на сверхзвуке, обычно самолёт имеет достаточную управляемость на всех остальных режимах полёта.

 

Требования к управлению по обеспечению взлётных характеристик самолёта.

 

На взлёте, самолёт должен иметь достаточную эффективность руля высоты, чтобы поднять нос самолёта во взлётное положение до достижения скорости отрыва от ВПП.

 

 

На рисунке показаны основные силы, действующие на самолёт в процессе разбега на взлёте. Когда самолёт находится в трех точечном положении на скорости меньшей, чем скорость сваливания, то подъёмная сила на крыле будет значительно меньше веса самолёта. Эффективность руля высоты должна быть достаточной для подъёма носа самолёта во взлётное положение. При расчёте принимают, что реакция передней стойки равна нулю, подъёмная сила крыла – расчётная для данных условий и реакция основных опор – разница между весом самолёта и подъёмной силой.

Сила трения, возникающая из-за реакции основных опор, создаёт неблагоприятный пикирующий момент.

Поскольку центр тяжести расположен впереди линии основных опор шасси, то сила тяжести также даёт пикирующий момент, величина которого определяет заднюю границу расположения основных шасси при конструировании самолёта.

Чтобы сбалансировать эти два пикирующих момента, на стабилизаторе должна быть создана достаточная нисходящая сила для придания самолёту взлётного положения на заданной скорости.

На винтовом самолёте спутная струя от винта при взлётном режиме двигателя может создавать значительную обдувку стабилизатора, улучшая его эффективность. Влияние струи двигателей на обдувку стабилизатора на реактивном самолёте значительно слабее, чем на винтовом.

 

Предыдущая статья:Механизация крыла. Следующая статья:Требования к управлению по обеспечению посадочных характеристик самолёта.
page speed (0.0298 sec, direct)