УПРАВЛЕНИЕ

оригинальная свадебная флористика киев по оптимальным Полет 150 В случае переключения механизма на малое плечо маневренность самолета на малых скоростях значительно понижается, так как при этом может быть использован только уменьшенный диапазон углов отклонения руля. Но при отказе бустерной системы это и не так уже важно, ибо основная задача состоит в том, чтобы дать возможность летчику посадить самолет, преодолевая шарнир- Установка килей у концов крыла также способствует уменьшению индуктивного сопротивления. Такое расположение килей у гиперзвукового самолета является наиболее благоприятным и с точки зрения обеспечения их максимальной эффективности, необходимой для получения приемлемых характеристик боковой устойчивости и управляемости, так как при расположении киля на фюзеляже при больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях он находится в зоне сильного разрежения, создаваемого крылом и фюзеляжем. Поэтому приходится одновременно устанавливать киль и на нижней поверхности фюзеляжа как это сделано на гиперзвуковом самолете Х-15 (см. фиг. 4.24). ия">href="df3t/IZDATELjSTVO-MAShINOSTROENIE-Polet-122.html">ИЗДАТЕЛЬСТВО МАШИНОСТРОЕНИЕ Полет 122 В настоящее время на проектируемых вертикально взлетающих скоростных самолетах нижняя поверхность хвостовой части фюзеляжа нередко используется для размещения значительных аэродинамических гребней, подобно тому, как это сделано на английском вертикально взлетающем истребителе Хоукер Р.1127, имеющем подфюзеляжный гребень, по размерам приближающийся к килю (фиг. 4.26). Чем меньше это время, тем естественно, более маневренен самолет. При приложении к педалям усилий по гармоническому закону (PH=PHosincoO и выдерживании с помощью элеронов о)х=0 и у = 0 изменение угла скольжения в таком «плоском» движении можно критическая скорость статической устойчивости по перегрузке самолета, имеющего в носовой части стабилизатор, флюгирующий при М<4 и заклинивающийся при М>1. Как видно, степень устойчивости такого самолета практически не изменяется при переходе с дозвукового #=20 км\ V==3360 км/час; М=3,17; Учр+Ур.0. 2. Уменьшение эффективности руля высоты при М>1, что в сочетании с п. 1 вызывает серьезные трудности обеспечения продольной балансировки с помощью руля высоты. возможную необходимую скорость перекладки рулей с тем, чтобы бустер по своей конструкции мог бы обеспечить эту скорость (желательно даже с некоторым запасом). § 5. Системы Аниме — японская анимация

управления с вращающимися тягами (валами) .... 353 § 6. Влияние деформаций конструкции самолета на работу автоматических систем 359 14—руль высоты; В—кнопка включения автоматической системы управления. Таким образом, борьба с закруткой стреловидных крыльев большого удлинения при отклонении элеронов приводит к постепенному уменьшению роли элеронов в поперечном управлении. Под установившимся режимом полета понимается такое движение, при котором все параметры, определяющие движение самолета относительно связанных с нйм осей,, с течением времени не изменяются. Таким образом, при установившемся движении должны оставаться неизменными скорость полета, угол атаки, углы крена и скольжения. Наибольший интерес для исследования представляет чаще всего встречающийся на практике вид установившегося режима полета — прямолинейный полет с постоянной скоростью. Устойчивость движения рассматривается обычно именно относительно этого исходного режима полета. Пусть балансировочная кривая q)B=f(M) самолета имеет вид, показанный на фиг. 5.44, а, и автомат изменения &ш.в работает по закону, показанному на фиг. 5.44,6. Если установить исполнительный механизм автомата изменения &ш.в в систему управления так, чтобы его шток был перпендикулярен подходящим тягам при положении стабилизатора фв =—6° (точка «Б» на фиг. 5.44,а), то в начале разгона (М = 0,6) исполнительный механизм (фиг. 5. 45, а) займет положение «Оа», ручка — jcb0, а стабилизатор фво. При разгоне летчик отдает ручку от себя на Ахв и отклоняет стабилизатор на угол Дфв, чтобы сбалансировать машину при М=0,9. Если бы автомат не работал, то он занял бы при этом положение «Об». При передаче мощности вращением тяг-валов передаваемая мощность может быть

вычислена по формуле: АА Уменьшение относительной толщины профиля оказалось весьма эффективной мерой против околозвукового бафтинга, однако это привело к возникновению бафтинга на малых скоростях вследствие срыва потока с острой передней кромки профиля. Для ликвидации этого срыва пришлось отогнуть носок профиля на концах крыла вниз (фиг. 4. 10). Такой модификации (уменьшено с и отогнут носок у «наплыва») подверглось крыло бомбардировщика Авро «Вулкан» В.2 для увеличения его скорости и высоты полета К = да. При одном из испытаний на высоте 10 700 м при максимальных оборотах двигателя самолет выполнял «горку» с набором высоты 150 м и входил в пикирование под углом 10° к горизонту. Отклонением ручки управления «на себя» достигалась перегрузка порядка 2—3, после чего ручка резко бросалась. С выключенным демпфером тангажа самолет возвращался в нормальное сбалансированное положение после 3—5 полных продольных колебаний. С включенным демпфером тангажа продольные колебания при тех же условиях затухали при первом цикле» . Действительно (см. фиг. 5.1,6) при использовании на входе бустера дифференциальной качалки, большое плечо которой (Lj) соединяется с управляющим золотником, а к малому (L2)—подсоединяется управляющая тяга системы управления, зона нечувствительности (перекрытие золотника х0) при приведении к рычагу управления должна уменьшаться, так как 1 Подробно приведение уравнений движения к безразмерной форме изложено в книге И. В. Остославского, Аэродинамика самолета, Оборонгиз, 1957, стр. 377. align="right" hspace="10" vspace="10" alt="Аниме — японская анимация">МАШИНОСТРОЕНИЕ Полет 180 Однако, как уже отмечалось, переход к сверхзвуковым скоростям полета, связанный со значительным увеличением шарнирных моментов рулей, приводит к значительному повышению потребной мощности гидроприводов (фиг. 5.61) и, следовательно, питающих их насосов. Поэтому применение гидроприводов с дроссельным регулированием приводит к значительным непроизводительным тепловым потерям мощностей и требует очень больших установочных мощностей насосов, которые используются в полете очень мало. С ростом скоростей полета возрастает и аэродинамический нагрев конструкции, что создает значительные осложнения с охлаждением гидроагрегатов на скоростных самолетах. у dp Особенно большие неприятности может принести явление «заброса по перегрузке» при торможении со сверхзвуковой скорости, тем более, если торможение производится на маневре с исходной перегрузкой пу> 1 (фиг. 5.51). Как следует из фиг. 5.51 при торможении со сверхзвуковой скорости самолет достаточно быстро увеличивает перегрузку вместо обычной на дозвуковых скоростях тенденции к уменьшению перегрузки. Применяемые автоматы, непосредственно воздействующие на рули (демпферы, автоматы балансировки, автоматы устойчивости), требуют особого внимания для обеспечения безопасности при возможных отказах. Обычно предусматриваются сложные схемы дублирования, сравнения и компенсации ложных сигналов, чтобы обезопасить самолет от выхода на недопустимую перегрузку или угловую скорость вращения при неправильной работе автомата. Особенно опасны отказы автоматики при взлете и посадке, так как вследствие близости земли нет времени на принятие противодействующих мер. Поэтому нередко средства автоматики на взлете и заходе на посадку выключаются, если эти средства не предназначены специально для взлетно-посадочных режимов. In2 0,693 г т /0 07Ч щим к нему тягам. Аниме — японская анимация

При таком положении штока, изображенном на фиг. 5.43, перемещения штока исполнительного механизма автомата практически не влияют на угол отклонения стабилизатора («увод стабилизатора» отсутствует). Для определения изменения момента при изменении режима полета продифференцируем последнее уравнение Как уже отмечалось, автоколебания в системе управления могут привести к тряске, вибрациям и даже к разрушению конструкции. утомляемости летчика. § 2. Изменение характеристик боковой устойчивости и управляемости жениях, приводящее к описанному выше изменению характера балансировочных кривых РВ=/(М). Хотя оба эти понятия достаточно условны, однако они прочно вошли в теорию и практику исследования устойчивости и управляемости самолета. Самолет имеет управляемый в полете (для балансировки) стабилизатор, системы приводов которого тоже дублированы. Два гидромотора, управляющие стабилизатором, питаются от двух независимых гидросистем и действуют через дифференциальный механизм и самотормозящийся (необратимый) червячный механизм. Дублирована также система автоматической балансировки. У самолетов старых схем Аниме — японская анимация

после Загрузочные механизмы с коррекцией по q обеспечивали при- асу у Но на самолете с пгс/ летать тоже практически невозможен Наоборот, если запаздывание слишком велико, то реакция самолета на усилия летчика будет вялой, самолет будет медленно выполнять его команду, т. е. будет иметь плохую маневренность. Запаздывание по времени между усилием и перегрузкой можно определить по соотношению: В систему управления стабилизатором включены: Одними из первых преимущества стреловидного крыла оценили советские авиационные конструкторы. Первые реактивные самолеты со стреловидными крыльями создаются в нашей стране в 1947 г. в ОКБ, руководимых А. И. Микояном и С. А. Лавочкиным. На основе первого самолета со стреловидным крылом (Ла-160), достигшего числа М=0,92, в ОКБ С. А. Лавочкина создается околозвуковой (М=0,984) истребитель Ла-15 со стреловидностью крыла %=45°, на котором в 1948 г. И. Е. Федоров при пологом пикировании достиг М>1. При этом не было отмечено особых трудностей в управлении и интенсивного затягивания в пикирование К Во время испытаний истребителя МИГ-15 (фиг. 4. 1,6) летчик-испытатель В. Н. Юганов одним из первых достиг сверхзвуковой скорости без существенных аномалий в управлении. 1.„По_ первому из них с

помощью применения отрицательного поперечного V стреловидного крыла уменьшают поперечную устойчивость (см. фиг. 4.21) и улучшают затухание боковых колебаний при возмущении (см. фиг. 4.23). Однако это приводит к необходимости значительно удлинять стойки шасси (следовательно, неизбежно увеличение веса конструкции) и вызывает неудобства в эксплуатации.. 1 Самолет Дуглас DC-8 достигает сверхзвуковой скорости при пологом пикировании (М=1,005—1,01). Летные характеристики самолета см. SAE Journal, No.2, II 1961, pp. 38—40. Фирма Виккерс, например, под термином «хорошие характеристики управляемости» понимает выполнение следующих шести условий К В настоящее время в системах автоматического электроуправления наиболее широкое распространение нашли сервоклапаны типа «сопло-заслонка», отличающиеся значительной простотой устройства. Как следует из фиг. 4. 22, а, наибольшее увеличение путевой устойчивости достигается при установке дополнительного вертикального оперения на нижней поверхности хвостовой части фюзеляжа, так как в этом случае оно не находится в заторможенном потоке. Такое размещение вертикального оперения оказывается наиболее благоприятным и для увеличения демпфирования рыскания. Установка вертикального оперения на верхней и нижней поверхностях фюзеляжа применена на экспериментальном гиперзвуко- И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА НА ОКОЛОЗВУКОВЫХ И СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА align="right" hspace="10" vspace="10" alt="Аниме — японская анимация">МАШИНОСТРОЕНИЕ Полет 63 Оух возникает момент путевого демпфирования {tn*yy®y ), препятствующий вращению, и момент крена от перекрестных связей т*у(оу), который вообще может быть демпфирующим или усиливающим движение крена. В последнем случае, имеющем место при большой путевой устойчивости, самолет не успевает выправиться от крена и вертикальная составляющая подъемной силы уменьшается (У cos y вследствие чего самолет начинает снижаться по спиральной траектории, уменьшая ее радиус и увеличивая крен. 3) значительное увеличение относительных размеров вертикального оперения SB.o/S при одновременном уменьшении относительного плеча вертикального оперения. Однако независимое рассмотрение этих движений при некоторых исходных режимах полета (например, на вираже, штопоре и других пространственных маневрах) может привести к грубым ошибкам. Такое раздельное рассмотрение движений в разных плоскостях недопустимо, например, и для современных сверхзвуковых самолетов на посадке и при полетах на больших высотах с большими углами атаки, а также при значительных угловых скоростях крена вследствие значительного взаимного влияния обоих видов движений. Применение цельноповоротного стабилизатора (см. гл. IV) значительно расширило по числам М полета и высотам область возможного создания необходимых перегрузок при маневрах (см. фиг. 4. 13). Однако эта мера не смогла полностью решить проблемы ограничения маневренности на больших скоростях и высотах, вследствие ограниченной возможности увеличения углов атаки и несущих свойств крыльев современных сверхзвуковых самолетов (Су значительно уменьшается на больших сверхзвуковых скоростях). самолетов, обладающих большим диапазоном скоростей и высот, требуется изменение передаточного числа во столько раз, что выполнение этого требования невозможно по конструктивным Аниме — японская анимация

соображениям. значениях тсу усилия на ручке при выполнении маневра будут значительно превышать усилия, необходимые для балансировки самолета на режиме нового значения перегрузки в статических условиях при одинаковых изменениях перегрузки в обоих случаях. Из сказанного следует, что обратная реакция по крену на дачу ноги может быть следствием влияния сжимаемости воздуха и наступления кризисных явлений при несимметричном обтекании правого и левого крыла, а также следствием изменения формы сверхзвукового самолета и уменьшения его момента инерции относительно продольной оси. Следует отметить, что значения характеризующей поперечную статическую устойчивость производной т| обычно снижаются не только в околозвуковом диапазоне скоростей, но и при больших числах М>l,5-f-2 (см. фиг. 4.33,а). Поэтому для современных сверхзвуковых самолетов нередко свойственны две области обратной реакции по крену на дачу ноги: околозвуковая (охватывающая сравнительно ограниченный диапазон чисел М^0,9ч-1,1) и сверхзвуковая, распространяющаяся в сторону больших чисел М. испытания фирмы Бристоль (осредненные данные), испытания RA1T в конструкции самолета, в частности, уменьшить площади оперений, летать на статически неустойчивых или нейтральных само- Аниме — японская анимация

Фок-0' N Следует ожидать, что дальнейший рост скоростей и высот полета приведет к необходимости проектировать элероны в виде цельнопово- ротных концов крыла или даже цельноповоротных крыльев, как это делается сейчас на некоторых управляемых снарядах (например, Боинг «Бомарк»). Эта необходимость становится особенно острой вследствие все больших конструктивных затруднений обеспечения жесткости тонких крыльев. (•*в)„олн=400 мм; Действительно, при отклонении элеронов и вращении самолета относительно некоторой оси, не совпадающей с его продольной осью, относительно оси Оу\ создается момент инерционных сил от грузов, расположенных вдоль фюзеляжа — Ф = = 2 (rriixf sin р) оУх* и от грузов, расположенных в крыле — Му и.к = 2 (тк2!к cos psin р)со*. дсж = рн 2 s"c— — 1. Включение человека в контур управления позволяет значительно расширить возможный диапазон применения самолета, а также может существенно упростить систему управления, так как целый ряд функций, без особого труда выполняемых человеком, при реализации автоматами требуют весьма сложных устройств, достаточно высокую степень надежности которых при современном уровне техники еще трудно обеспечить. Конструктивно исполнительный механизм автомата путевой устойчивости, имеющего схему, аналогичную схеме демпфера (см. ия">href="df3t/IZDATELjSTVO-MAShINOSTROENIE-Polet-171.html">ИЗДАТЕЛЬСТВО МАШИНОСТРОЕНИЕ Полет 171 Для того, чтобы исключить влияние деформаций конструкции на работу систем искусственной стабилизации, необходимо при проектировании иметь точную картину упругих колебаний фюзеляжа (I, II и, желательно, III тонов). Используя эти данные, необходимо датчики угловой скорости располагать в «пучностях» волн упругих колебаний, тогда, смещаясь при колебаниях фюзеляжа поступательно, датчики не будут давать ложных сигналов изменения угловой скорости (см. фиг. 8.38). 4- » 2Г1° /—заход на посадку //=3000 м; V^ =250 км/час (М=0,25); 2—полет на высоте #=11600 м со скоростью Vj. =400 км/час (М=0,735). (1.Ц) Как следует из выражения (2.5), смещение фокуса профиля крыла назад [(^)б.г.о растет] приводит к смещению назад и фокуса самолета, что в свою очередь вызывает увеличение действующего на самолет момента на пикирование (см. выражение 2.7 и фиг. 2.1). У самолетов старых схем явление «затягивание в пикирование» усугублялось существенным изменением mz0 при околозвуковых скоростях тоже в сторону пикирования. 1 Г. С. К а л а ч е в, Показатели маневренности, управляемости и устойчивости самолетов, Оборонгиз, 1958, стр. 100, 102. большую опасность, то же относится и к затягиванию в пикирование. У тяжелого самолета, вследствие меньших избыточных тяг и большего момента инерции, процессы разгона и торможения происходят более растянуто по времени, поэтому автоматы балансировки на тяжелых самолетах способны обеспечить «отслеживание» режима полета с необходимой точностью и обеспечить нормальные Аниме — японская анимация

характеристики управляемости в околозвуковой зоне. —Рст = 9= ), тем больше При сверхзвуковых скоростях, вследствие уменьшения аг.0, Су Ухудшение маневренности истребителей (с точки зрения увеличения радиусов разворотов и других маневров) на сверхзвуковых скоростях потребовало и новой методики их применения, так как при обнаружении противника на незначительном расстоянии такой истребитель уже не сможет необходимым образом выполнить маневр перехвата. Этим и объясняется достаточно широко рекламируемое иностранной печатью применение радиолокаторов дальнего действия для заблаговременного обнаружения цели и использования электронных счетных машин для вычисления траектории перехвата цели при выполнении маневров с располагаемой перегрузкой. При этом наземная автоматическая система наведения Кроме балансировочных кривых важными показателями, характеризующими продольную статическую управляемость, являются градиенты перемещений рычага продольного управления и усилий на нем по перегрузке и скорости Экспериментальное и теоретическое исследование процессов, происходящих при околозвуковых и звуковых скоростях полета, началось еще перед второй мировой войной, в результате чего были получены первые сведения о резком возрастании сопротивления при околозвуковых скоростях К Однако необходимость в развитии военной техники в годы второй мировой войны и усиленная гонка вооружений, начатая империалистами после ее окончания, привели к тому, что практика создания скоростных самолетов стала опережать уровень научных знаний по аэродинамике больших скоростей. Этому способствовала и загруженность аэродинамических лабораторий работами, непосредственно связанными с доводкой новых образцов военной техники и сокращением объема Аниме — японская анимация

перспективных исследований. Таким образом вполне обосновано утверждение о том, что «...летчик и самолет образуют единую систему; управление самолетом представляет собой замкнутый процесс, состоящий из последовательных действий летчика и маневров самолета, обеспечивающих- выполнение плана полета. Для летчика этот процесс состоит из восприятия информации, ее обработки, формирования выходного сигнала (подготовки решения) и создания управляющего воздействия. жесткость загрузки (—-) приходится выбирать достаточно боль- \dxв / При установке нелинейного механизма в систему управления элеронами или рулем поворота обеспечивается совпадение нейтральных положений рулей, нелинейного механизма, ручки и педалей. Здесь следует отметить несоответствие между понятиями «устойчивости» с точки зрения летного состава и с точки зрения аэродинамики. В аэродинамике под поперечной устойчивостью понимают способность самолета реагировать на скольжение соответствующим креном (яг*<0), с помощью которого самолет и устраняет возникшее скольжение. Чем больше т\ (т. е. чем больше поперечная статическая устойчивость), тем больший возникает крен даже при незначительном скольжении. Летчики же самолет с такими свойствами оценивают как «недостаточно устойчивый», понимая в данном случае под «устойчивостью» способность самолета слабо реагировать на возмущения по углу скольжения и сохранять нулевой угол крена без вмешательства летчика (о таком самолете летчики говорят, что он «плотно сидит в воздухе», так как Для обеспечения независимости отклонения руля высоты от отклонения стабилизатора тяги привода руля 9 проходят через подшипники, на которых вращается стабилизатор и конструктивно совмещаются с теоретической осью вращения стабилизатора. Для того, чтобы обеспечить жесткую связь руля высоты со стабилизатором при нормальном управлении (отклоняется Аниме — японская анимация

стабилизатор, замок 4 — закрыт) тяга 9 привода руля имеет рычаг 10, конец которого скользит в специальных направляющих, которые не позволяют тяге проворачиваться относительно стабилизатора, чем достигается отклонение стабилизатора с рулем высоты как одной целой управляющей поверхности. Для управления • рулем высоты тяга 9 должна иметь поступательное движение, которое она получает от качалки 11 через кардан 12 только в случае аварийного управления (замок 4 — открыт). влияние на характеристики всей системы управления. Желающие подробнее ознакомиться с этим вопросом см. уже упоминавшуюся книгу Т. М. Б а ш т ы, Расчеты и конструкции самолетных гидравлических устройств, Оборонгиз, 1961, а также «Гидравлические следящие приводы», Машгиз, 1960, того же автора; М. 3. Л итвин-Седой, Гидравлический привод в системах автоматики, Машгиз, 1956 и ряд др. изданий, приведенных в списке литературы. Таблица 3.1 что на таком самолете сокращаются потери качества на балансировку в результате чего \и получается выигрыш в дальности. Потери качества уменьшаются благодаря использованию полезной подъемной силы горизонтального оперения, так как на статически неустойчивом самолете эта сила должна быть направлена для балансировки вверх (фиг. 6. 15 сравни с фиг. 2. 1) и дополнять подъемную силу крыла. Поэтому возможно уменьшение угла атаки или площади крыла, что в конечном итоге приводит к уменьшению сопротивления самолета. Теоретические основы аэродинамики больших скоростей, обеспечения устойчивости и управляемости современных самолетов и разработки методики расчетов, а также методики экспериментальных и летных исследований были изложены в работах С. А. Чаплыгина, В. П. Ветчинкина, А. С. Христиановйча, И. В. Остославского, В. С. Ведрова, В. С. Пышнова, Г. С. Калаче- ва, Б. Т. Горощенко, В. Н. Матвеева , М. А. Тайца. Очень большое значение Аниме — японская анимация

имели работы Г. С. Бюшгенса, Ю. А. Бориса, Г. В. Александрова, Т. М. Башты в области автоматизации, механизации систем управления, исследования их характеристик и разработки требований к ним. Диапазон регулирования и &Пр по скоростному напору и высоте должен подбираться для каждого конкретного самолета в зависимости от его типа и аэродинамических показателей. по оси самолета, / — размах). При этом расстояние концов крыла от земли остается таким же, как у крыла без поперечного V. За границей один из первых демпферов рыскания был установлен на самолете Боинг В-47. Джет» (США). но оси вращения Этим уменьшается шарнирный момент, что позволяет уменьшить и потребную мощность гидроусилителя, так как уменьшаются усилия в тягах. Благодаря этому можно значи- Для реализации выбранного закона регулирования передаточного числа в проводке продольного управления (?ш.в) и передаточного числа в цепи загрузочного механизма (&Пр) необходимо проектирование электро-механической следящей системы, которая должна состоять из двух основных частей: управляющей и исполнительной, включающей силовые реле и электродвигатель исполнительного механизма. Какие же преимущества дает применение бустерных систем управления, ради которых авиационные конструкторы отказываются от более простых в изготовлении и эксплуатации, надежных и дешевых безбустерных систем? Ведров В. С., Романов Г. Л., Сурина В. А., Самолет как объект регулирования, Труды МАИ, вып. 74, Оборонгиз, 1957. я">href="df3t/IZDATELjSTVO-MAShINOSTROENIE-Polet-226.html">ИЗДАТЕЛЬСТВО МАШИНОСТРОЕНИЕ Полет 226 Большинство современных сверхзвуковых самолетов имеет стреловидное оперение, деформации которого при нагрузке имеют специфическое отличие от деформаций прямого в плане оперения подавляющего большинства дозвуковых самолетов. Летчик-испытатель самолета Дуглас D-558-II «Скайрокет» У. Бриджмен описывает это явление полной потери эффективности элеронов на высоте свыше 19 500 м и скорости, соответствующей значению М=1,4, следующим образом: у — усилия на рычагах управления играют большую роль, чем перемещения этих рычагов, так как изменение усилий лучше ощущается летчиками. Поэтому и точность дозирования усилий превышает точность дозирования перемещений. Следствием этого является тот факт, что летчики управляют самолетом, основываясь больше на изменении усилий (т. е. управление «по усилиям»), чем перемещений. dV 2 dV Решение уравнения (2.25) имеет вид: Было предложено несколько систем автоматов, которые помимо воли летчика отклоняют рули самолета для парирования возникающих колебаний и других изменений режима полета, причем величина углов отклонений рулей зависит от параметров полета. С помощью таких автоматических устройств можно существенно улучшать характеристики устойчивости и управляемости самолета. жения штока при {/упр—Uo,c:=0 и выполнение заложенного в систему закона управления + A ^ щ (где kimy и k^ — Уравнение сил в проекциях на связанную боковую ось Аниме — японская анимация

Ozx имеет вид: ВВЕДЕНИЕ \dx в сумму т™г Л-к«>г тгв—, где производная m™z характеризует собственное демпфирование самолета без демпфера тангажа). На фиг. 5. 55 показан пример одного из возможных вариантов построения электромеханической следящей системы с механическим сложением двух управляющих параметров (д и Я) с помощью коноида, который приводится в движение механизмами от чувствительных элементов датчиков скоростного напора и высоты. Закон регулирования определяется формой коноида, который профилируется в сечениях, перпендикулярных оси вращения, в соответствии с необходимым законом изменения длины раздвижной тяги по скоростному напору, причем каждое сечение соответствует определенной высоте полета. Таким образом, в плоскости сечения Если отклонением руля высоты можно создать необходимый продольный момент, то самолет будет сбалансирован и затягивания в пикирование не произойлст. Но поскольку резкое изменение продольного момента на околозвуковых скоростях ко времени постройки первых реактивных самолетов не было достаточно изучено и не были найдены методы борьбы с этим явлением, то сначала рамки гироскопа. а—обычный торсионный стержень; б—два Проведенные исследования показали, что величина ошибки, совершаемой летчиком при формировании управляющего сигнала (т. е. смещения рычага управления самолетом), в значительной степени зависит от Аниме — японская анимация

величины необходимого смещения (Дл:р)потр рычага для получения нужной реакции самолета. Величина ошибки сильно возрастает при слишком малых и слишком больших потребных смещениях (фиг. 5.22). Из приведенного графика а—изменение поперечной статической устойчивости самолетов различных схем при росте СП М На фиг. 4. 12 показан возможный диапазон использования су крыла при балансировке рулем высоты и цельноповоротным стабилизатором. Как следует из приводимых кривых, при наличии цель- ноповоротного стабилизатора несущие свойства крыла на сверхзвуковых скоростях удается использовать значительно полнее. Поэтому продольное управление с помощью цельноповоротного стабилизатора оказалось исключительно эффективным и самолеты, имеющие такое управление, по своей маневренности значительно превзошли своих предшественников с рулем высоты (фиг. 4. 13). д<рв Сила трения в золотнике бустера не превышает обычно 0,5— 1,0 кГ, поэтому при существующих кинематических соотношениях и трении в проводке управления усилие страгивания рычага управления при необратимой схеме составляет 0,5—2,0 кГ, причем следует подчеркнуть, что это усилие на рычаге управления появляется только при его движении и совершенно не зависит от режима полета. Следовательно, при установке бустера по необходимой схеме летчик не чувствует изменение режима полета по изменению усилий на рычагах управления. Автомат балансировки такого типа применен, например, на английском стратегическом бомбардировщике Хэндли Аниме — японская анимация

Пейдж «Виктор» и американском пассажирском самолете Дуглас DC-8 , балансировочные кривые PB=f(М) которого без автомата балансировки и с автоматом изображены на фиг. 5.58. На тяжелых самолетах, где в случае отсутствия аэродинамической компенсации значительные шарнирные моменты не позволяют управлять рулями вручную, для повышения надежности системы управления рули разделяются на несколько секций, каждая из которых приводится отдельным бустером и специальной гидросистемой. Таким образом, при отказе одного бустера для управления самолетом остается действующая часть секций рулей, которая рассчитывается так, чтобы обеспечить возможность продолжения полета и аварийной посадки. Такая система повышения безопасности применена, например, на самолете Виккерс VC.10 (фиг. 9.3), где элероны и рули высоты разделены на две секции (с каждой стороны), а руль направления — на три. Однако вопросы проектирования и конструирования автоматических систем управления достаточно специфичны и органически не связаны с вопросами создания специальных автоматических устройств для улучшения характеристик устойчивости и управляемости, которые рассматриваются в книге. Stevens J. H., Une note technique sur le Fairey F. D. 2 („Air Revue", No. 5, V, 1956, pp. 205—207, 230). Для устранения этого недостатка можно, одновременно с изменением передаточного числа в проводке от ручки к стабилизатору изменять еще и жесткость загрузки (т. е. прирост усилия на ручке ( трудно получить хорошие Аниме — японская анимация

характеристики управляемости без применения специальных автоматов, которых нет в системе управления F-104 по опубликованным в печати сведениям, за исключением демпферов и ограничителя перегрузки. На самолете F-104 в США и странах НАТО произошло наибольшее число катастроф по сравнению с любыми другими самолетами. Возможно, что рекомендации, о /которых пишет Эверест, относились именно к системе ограничения перегрузки. § 1. Изменение характеристик продольной устойчивости и управляемости 98 При испытательных полетах на самолете D-558-II с околозвуковой скоростью отмечалась почти полная потеря эффектив- после автомата от расчетной силы летчика, приложенной на рычаге управления самолетом, могут достигать весьма значительных величин. Поэтому для облегчения системы управления и получения необходимых характеристик загрузки без искажений исполнительные механизмы автоматов изменения передаточных отношений в системах управления рулями и загрузки рычагов управления следует проектировать раздельными. Это облегчает также применение при необходимости различных законов регулирования передаточных чисел в проводках управления и загрузки. Установку Применение автоматов балансировки с законом регулирования по числу М стало возможным в связи с разработкой более точных приборов, определяющих число М полета. 1. Система полуавтоматического ручного управления, состоящая из рычагов управления и проводки, соединяющей их с органами управления самолета, различного рода автоматов (для повышения устойчивости и демпфирования, изменения передаточных чисел, загрузки, триммирования и пр.), а также силовых приводов (гидравлических и электрических) с энергетическими источниками основного и аварийного питания. Возрастание степени продольной статической устойчивости по перегрузке (тсу) вследствие смещения назад фокуса самолета при М>Мкр вызывает значительное изменение и других характеристик продольной управляемости. В качестве примера переходной к описанной выше системе продольного управления можно привести систему управления английского истребителя Хоукер «Хантер» (фиг. 9. 9) Этот самолет пользуется известностью у летчиков многих стран благодаря хорошей управляемости и маневренности. Если же аэродинамические качества самолета недостаточно высоки и к тому же он имеет небольшой вес, то интенсивное торможение при сбросе тяги в критической зоне может привести к очень резкому забросу по перегрузке, который летчик просто не успеет предотвратить и даже, при недостаточной подготовке, может усилить, если по привычке, как всегда во время торможения в дозвуковой или сверхзвуковой зоне возьмет ручку «на себя». Так, для самолета с балансировочными кривыми, приведенными на фиг. 3.5, а, ошибка летчика при торможении в критической зоне может привести к забросу перегрузки до значений пу^>6. ОТКЛОНЯТЬ руЛЬ ВЫСОТЫ ПО Закону: (Д6в)апу = &п у АПу + k^COz. При сверхзвуковых скоростях скос потока в зоне оперения постепенно уменьшается, так как по мере разгона уменьшаются углы при вершинах конусов возмущений от концов крыла, определяемые О 0,2 0,Ь 0,6 0,8 10 1,2 Ifi 1,6 м 3. Скоростная система. Ось Охс направлена по скорости полета, ось Оус по перпендикуляру к оси Охс в плоскости симметрии самолета, ось Ozc перпендикулярна плоскости хсОус и направлена в сторону правого полукрыла. ия">href="df3t/IZDATELjSTVO-MAShINOSTROENIE-Polet-22.html">ИЗДАТЕЛЬСТВО МАШИНОСТРОЕНИЕ Полет 22 дМу {N[=2,2). dt Положение подвижной скоростной системы координат (хс, ус, zc) относительно неподвижной земной также определяется тремя координатами центра тяжести самолета и тремя углами поворота скоростных осей: Для обеспечения оптимальных характеристик управляемости гиперзвукового самолета необходимо создание специальных комплексных автоматических устройств в системах ручного управления. Об этом уже говорилось в гл. VI, где был приведен пример практического осуществления специального автомата в продольном управлении современного самолета (см. фиг. 6. 13), обеспечивающего оптимальные характеристики управляемости. Одновременно этот автомат повышает и динамическую устойчивость самолета. концевой выключатель большого плеча, сблокированный с выключателем сигнальной лампы («большое плечо»); 12—наконечник для подсоединения тяги системы управления самолетом; 13—потенциометр обратной связи; 14—потенциометр указателя положения По сообщениям печати , третий самолет Х-15. достигший высоты 94 490 м и скорости 6687 км/час, оборудован самонастраивающейся системой управления. Эта система, выполненная на полупроводниках, предназначена для облегчения задач пилотирования при входе в плотные слои атмосферы, когда скорость и высота полета изменяются в широких пределах. При значительном увеличении угла атаки вследствие неблагоприятного скоса потока в зоне горизонтального Аниме — японская анимация

оперения продольная статическая устойчивость по перегрузке может резко уменьшиться, что приведет к уменьшению критической угловой скорости крена и внезапному наступлению инерционного резонанса даже при наличии небольшой угловой скорости крена на маневре с перегрузкой. М >7 Момент от тяги двигателей у современных сверхзвуковых самолетов вследствие значительного возрастания величины тяги может оказать существенное влияние на продольную устойчивость и управляемость самолета. 1. Отсутствует расход гидравлической жидкости, когда система не работает. Давление в двух независимых гидросистемах создается четырьмя (по 2 на каждую систему) насосами с максимальной производительностью 81,5 л!мин при давлении 210 ат. Дополнительно к основным насосам с приводом от двигателей имеются вспомогательный насос с электроприводом и аварийный с приводом от другой ветрянки. Аварийный привод может обеспечить работу четырех из шести имеющихся на самолете интерцепторов (внутренних и наружных), стабилизатора, предкрылков и закрылков. В случае применения гидроусилителя вращательного действия загрузка рычагов управления тоже осуществляется специальными загрузочными автоматами 2. «4= С +**$) Таким образом, при раскачке самолета ручкой продольного управления собственное возмущенное движение также описывается уравнением короткопериодического движения (1.7), но составленным для случая свободной ручки продольного управления. Если собственное короткопериодическое движение оказывается колебательным [см. выражения (1.9) и (2.186)], то его период Т определяется коэффициентом Ь при мнимой части комплексного корня Аниме — японская анимация

характеристического уравнения (1.8), а затухание — действительной частью комплексного корня а. ПрИ ОКОЛОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ. При М<Мкр(Д^р)б.г.о(М) ^0. Создать приемлемые характеристики устойчивости и управляемости современных самолетов на всех режимах полета удается только путем применения искусственной стабилизации самолета относительно всех трех осей, автоматизацией ручного управления и совершенствования конструкции. Применение демпфера тангажа существенно увеличивает производную m*zzy характеризующую продольное демпфирование. Эта производная входит в выражения для коэффициентов ах и а2 диф* ференциального уравнения (1.7), описывающего собственное продольное короткопериодическое движение самолета, причем коэффициент а\ определяет затухание собственных продольных корот- копериодических колебаний, а ах и а2 — их период [см. выражения (1.9) и (2.20)]. Поэтому установка демпфера тангажа не только улучшает затухание продольных колебаний, но и несколько увеличивает их период. сверхзвуковые маневренные самолеты имеют управляемый стабилизатор, за исключением самолетов, спроектированных по бесхвостой схеме. с отг Во время испытаний опытных экземпляров сверхзвукового истребителя Норт Америкен YF-100 «Супер-Сейбр» была обнаружена недостаточная путевая устойчивость, но на этот факт не обратили особого внимания, так как у опытных летчиков-испытателей это не вызывало особых затруднений, а на скорейших поставках самолета настаивали представители фирмы и военных кругов. Однако, когда серийные самолеты F-100 начали поступать в строевые части, произошло подряд 4 катастрофы, явившиеся Аниме — японская анимация

следствием недостаточной устойчивости самолета на курсе. Все F-100 пришлось вернуть обратно фир^ме для модификации, потребовавшей много времени и средств (см. гл. IV). управляемости (P^=const и PЈ=const) независимо от режима полета. Естественно, что такие конструкции вызывают значительное увеличение веса, но это утяжеление вызывается необходимостью обеспечения ухудшающихся с ростом скоростей и высот полета характеристик путевой устойчивости. Однако исследование некоторых характеристик управляемости и разработка норм по показателям устойчивости и управляемости требует весьма дорогостоящих летных испытаний на различных самолетах. dt2 1 ' dt ' r\ 2 Таким образом, «звуковой барьер» оказался барьером не только с точки зрения огромных потребных для сверхзвукового полета мощностей двигателей, но и главным образом с точки зрения трудностей разрешения проблем устойчивости и управляемости самолета при этих скоростях. Более того, хорошая путевая устойчивость в какой-то степени уменьшает вредное дестабилизирующее влияние избыточной поперечной устойчивости, так как, чем меньше углы скольжения, тем меньше и поперечный момент (при постоянном значении поперечной устойчивости)» . Причиной снижения эффективности элеронов при большихчислах М является изменение характера обтекания крыла в зоне элерона при около- и сверхзвуковых скоростях полета, которое нередко сопровождается интенсивным срывом потока за скачком уплотнений. Уменьшение эффективности элеронов вследствие влияния сжимаемости при М>Мкр благоприятствует появлению реверса, но не является непосредственной его причиной, заключающейся в закрутке упругого крыла под действием аэродинамических сил от отклонения элерона (см. гл. VIII, § 3). Концевой срыв потока за скачком уплотнений на околозвуковых скоростях может привести при относительно низкой, эффективности элеронов к более резким ее изменениям и даже явиться причиной обращения действия элеронов (реверса), которое в отличие от реверса из-за нежесткости конструкции крыла вызывается чисто аэродинамическими причинами. Действительно отклонение элерона вниз может настолько усилить волновой срыв потока на верхней поверхности крыла за скачком уплотнений, что вызовет существенное уменьшение подъемной силы крыла вместо ожидаемого ее увеличения. Отклонение элерона вверх на другом крыле, наоборот, может вызвать срыв на нижней поверхности этого крыла, что приведет к некоторому увеличению его подъемной силы вместо ожидаемого уменьшения. В результате момент крена от отклонения элеронов изменяет свой знак. Р1 с/у ' РТ" На стреловидном оперении расположенные у задних кромок рули теряют эффективность более интенсивно, вследствие суммарного влияния деформаций кручения и изгиба. (1.8) При выбранном законе регулирования &ш.в по скоростному напору с коррекцией по высоте закон изменения длин плеч (1С и /3) исполнительного механизма такого комбинированного автомата будет иметь вид, приведенный на фиг. 5.35, б. Особые затруднения вызывает обеспечение боковой устойчивости и управляемости современных скоростных самолетов на больших сверхзвуковых скоростях и при Аниме — японская анимация

больших углах атаки, так как здесь особенно сильно сказывается влияние неблагоприятного изменения аэродинамических, инерционно-массовых и жест- костных характеристик современных самолетов. Как было отмечено в гл. III, аэродинамическими причинами, вызывающими эти затруднения, являются, в основном, потеря эффективности верти Датчик угловых скоростей (ДУС) управляющего блока демпфера тангажа принимает сигнал coz и выдает раздвижной тяге сигнал на компенсацию появляющейся угловой скорости. Раздвижная тяга демпфера отклоняет руль высоты в сторону, противоположную отклонению, которое создал летчик и тем самым уменьшает интенсивность нарастания перегрузки. Величина отклонения стабилизатора (или руля высоты) демпфером зависит от возникшей угловой скорости и передаточного числа демпфера: (A РЬ хвх* Рэх> Я и ДР- ПРИ полете на различных режимах будет уменьшен. Сборник статей под ред. Рябова Б. А., «Авиационное приборостроение и автоматика», Труды МАИ, вып. 109, Оборонгиз, 1959. направления движения командных рычагов совпадали с желаемым летчиком направлением вращения самолета. При смещении, например, ручки вперед «от себя» руль высоты на самолете с горизонтальным оперением позади крыла отклоняется вниз и нос самолета тоже опускается вниз, скорость растет, перегрузка падает. При смещении ручки «на себя» — руль высоты отклоняется вверх, нос самолета поднимается вверх, скорость падает, перегрузка растет. При отклонении ручки вправо — самолет кренится тоже вправо. Движением правой педали вперед осуществляется разворот носа самолета тоже вправо и т. д. . < направление смещения силового цилиндра бустера, На фиг. 6.8 изображена блок-схема демпфера продольных колебаний (демпфера тангажа). УДК 629.13.014.5.001.2 align="right" hspace="10" vspace="10" alt="Аниме — японская анимация">МАШИНОСТРОЕНИЕ Полет 113 Общая подъемная сила статически устойчивого самолета с хвостовым горизонтальным оперением может быть выражена разностью: Для изменения угла скольжения р используется руль направления, расположенный в хвостовой части вертикального оперения (киля). При отклонении этого руля от нейтрального положения создаются боковая сила и момент Му. При вращении самолета относительно поперечной оси Oz\ с угловой скоростью сог суммарный демпфирующий момент Mz(сог) создается демпфирующим моментом от горизонтального оперения и фюзеляжа (Мг)г.0+ф(сог) и демпфирующим моментом крыла Мг кр(со2), причем при прямом крыле его демпфирующий момент составляет приблизительно 10% от момента (М2)г.о+ф(со2). При стреловидном и треугольном крыле его демпфирующий момент значительно повышается и составляет 20—25% (в зависимости от угла стреловидности) демпфирующего момента горизонтального оперения и фюзеляжа. При «бесхвостой» схеме самолета практически весь момент продольного демпфирования создается крылом. Практически, упругие деформации крыла с ростом скорости значительно возрастают, что приводит к существенному уменьшению производной т*э и увеличению показателя Рэх как при бустерном, так и при безбустерном поперечном управлении. Это вызывается необходимостью отклонять элероны на большие углы для получения необходимой угловой скорости крена сох. Характер влияния упругих деформаций крыла на изменение показателя Р™х с ростам скорости показан на фиг. 5.50 штрих-пунктирными линиями. Если для данного самолета это Мдоп будет превышено, то самолет может «затянуть в пикирование», из которого он уже не выйдет. Но имели место случаи, когда самолет неожиданно сам резко выходил из пикирования на малой

высоте. Такой случай наблюдался, например, во время одного полета на самолете МИГ-9, когда случайно Мдоп было превышено и число М достигло значения свыше 0,83. Самолет перешел в пикирование, скорость нарастала, а попытки летчика выйти из пикирования, несмотря на отклонение ручки «на себя» и очень большие усилия на ней, ни к чему не привели. Катастрофа казалась неизбежной, как вдруг на малой высоте самолет резко вышел из пикирования. Обеспечить приемлемые характеристики устойчивости и управляемости гиперзвуковых самолетов можно только благодаря комплексному применению новых, наивыгоднейших для гиперзвукового полета аэродинамических схем самолетов, новых методов повышения эффективности органов управления, новых схем управления и автоматизации систем ручного управления. В продольном движении самолета условием статической устой- чивости'при возмущениях по скорости или углу атаки будет возникновение такого дополнительного продольного момента ДМ^ под действием которого самолет без вмешательства летчика стремился ции оказывает дестабилизирующее влияние на боковую устойчивость при его отрицательных значениях, что может иметь место только при отрицательных углах фг, так как Гуо —г*0>0. Поэтому потеря боковой устойчивости вследствие дестабилизирующего влияния центробежного момента инерции скорее должна наступать при полете с малыми углами атаки или даже при отрицательных углах атаки (пу<^0), так как у всех современных самолетов главная ось инерции направлена под отрицательным углом к продольной оси фюзеляжа. Эти режимы полета даже могут оказаться расчетными для определения границ боковой устойчивости. По желанию летчика для производства некоординированных маневров (т. е. со скольжением) система автомата путевой устойчивости может быть выключена. Летчик, обладая достаточно ограниченными возможностями 8 переработке получаемойинформации, при большой скоротечности явлений на больших скоростях полета не всегда в состоянии правильно разобраться в них и следовательно принять правильное решение. Для облегчения пилотирования самолета в таких условиях в настоящее время применяются специальные системы полуавтома- тическопгпилотирования по директорным приборам. В этом случае уже не летчик, а специальная система на основании переработанной информации вырабатывает директорные сигналы в виде простейших команд («выше», «ниже», «вправо», «влево» и т. д.). По этим командам летчик и управляет самолетом c. помощью полуавтоматической системы управления, обеспечивающей ему приемлемые характеристики управляемости. Французские конструкторы при проектировании истребителя- перехватчика «Тридан», для борьбы с реверсом элеронов пошли совершенно по другому пути. Так как реверс элеронов возникает вследствие закручивания крыла, то они решили убрать элероны с крыла. Для поперечного управления самолетом используется дифференциальное отклонение половин управляемого стабилизатора, которые отклоняются в разные стороны при движении ручки управления самолетом вправо и влево (фиг. 8.22). Этот опыт, очевидно, оказался удачным, так как был использован при проектировании горизонтального оперения экспериментального самолета Норт Америкен Х-15, у которого для поперечного управления в атмосфере применяется стабилизатор, половины которого тоже могут отклоняться дифференциально (см. фиг. 4.24). Аналогичная схема поперечного управления применена на английском стратегическом бомбардировщике ВАС TSR. 2. 4. Способность к дифференцированию и интегрированию (т. е. реакция не только на отклонение параметра от заданного значения, но и на первую и вторую производные этого отклонения, а также и на интеграл от отклонения). руля. 1 Н. С. Г а м ы н и н, Основы следящего гидравлического привода, Оборонгиз, 1962, стр. 18. align="right" hspace="10" vspace="10" alt="Аниме — японская анимация">МАШИНОСТРОЕНИЕ Полет 172 Из рассмотрения фиг. 5. 52 следует, что автомат балансировки должен работать в достаточно ограниченной области скоростей полета, в которой резко проявляется неустойчивость самолета по скорости. Поэтому управляющий блок автомата должен включать двигатель исполнительного механизма при изменениях скоростного напора (приборной скорости) именно в этой зоне для обеспечения необходимого закона отклонения стабилизатора (или руля высоты) <рв=/(М, Я). по сравнению с дозвуковыми, привело к значительному ухудшению динамических характеристик устойчивости и управляемости. Для примера на фиг. 6. 1 приведены сравнительные динамические характеристики продольного движения истребителей конца второй мировой войны, начала пятидесятых годов и современных. Приведенный пример наглядно показывает значительное ухудшение динамических характеристик продольного движения: периоды колебаний заметно уменьшились, а затухание их ухудшилось в несколько раз, что сильно 'затрудняет управление самолетом. Боковая статическая управляемость характеризуется зависимостями поперечных отклонений ручки (или штурвала) хэ и смещений педалей хи, а также возникающих на них усилий Рэ и Рн, соответственно, от параметров бокового движения самолета, в качестве которых рассматриваются угловые скорости сох и со^, угол скольжения р, угол крена у и боковая перегрузка пг. для Д&в уравнение (2.22) для АРв уравнение (2. 23) No. 2717, 2731, 2745, 2746, 2751, 1961; Следует отметить, что при установке бустеров на максимально близком расстоянии от отклоняемого органа управления значительно повышает безопасность в отношении возможности возникновения различных видов колебаний (например, флаттера) этого органа, связанных с самопроизвольными отклонениями из-за деформации проводки под нагрузкой. Количество деформирующихся под нагрузкой элементов Аниме — японская анимация

между бустером и рулем должно быть сведено до минимума, так как это обеспечивает значительное сокращение величины самопроизвольных отклонений руля за счет упругости проводки. Отсутствие зависимости показателя Pi от скорости оказывается весьма важным фактором, так как благодаря этому летчики знают, что определенное изменение усилия на ручке при неизмен- нор скорости приводит к постоянному на всех режимах полета приросту перегрузки, так как Следует отметить, что ввиду быстрого уменьшения плотности воздуха Q и скорости звука а с ростом высоты при одних и тех же значениях скоростного напора числа М полета на различных высотах будут сильно отличаться, а именно с ростом высоты значения чисел М увеличиваются (см. пример на стр. 104). Поэтому с ростом высоты при постоянном значении скоростного напора (приборной скорости) на некоторой высоте скорость самолета может превзойти звуковую, и в закон изменения передаточного числа (^ш.в)потр по скоростному напору необходимо будет ввести поправку в сторону его увеличения для компенсации роста устойчивости самолета. 1 мерный механизм. Реакцию самолета по крену на дачу ноги оценивают обычно с помощью производной dajdbn, характеризующей величину и направление угловой скорости крена, возникающей при единичном отклонении руля направления. Если самолет обладает нормальной реакцией, то эта производная положительна: 1 «Виджилент», Де Хэвилленд «Си Виксн», Дассо «Мираж» IV и др.) или устанавливается в специальном канале, вход в Аниме — японская анимация

который из воздушного канала двигателя закрывается специальной заслонкой (например, на самолете Норт Америкен F-100). Скоростной напор = М2) в значительной степени По аналогии с уравнением (2.22) можно написать и выражение, определяющее изменение усилия на ручке продольного управления при выполнении маневра, которое складывается из тех же компонентов и имеет следующий вид: См. список литературы в конце книги. Для того чтобы предотвратить опасность раскачки машины или случайного вывода на недопустимый режим полета, на некоторых самолетах было предложено изменять характеристики загрузки на разных режимах полета с различными потребными расходами рулей переключением загружателей (фиг. 5.15). На малых скоростях захода на посадку, когда для маневрирования требуются большие расходы рулей и, следовательно, рычагов управления, в системе управления устанавливается более «слабая» загрузка с помощью взлетно-посадочного загружателя, имеющего достаточно «мягкую пружину». При переходе на большие скорости, Конструктивно изменять передаточное число можно различными способами (см. фиг. 5.31^-5.33), но наиболее простым кажется изменение длины выходного плеча ручки управления (см. фиг. 5.31), причем при увеличении выходного плеча km.B увеличивается. Внутренний объем ручки может быть использован для размещения электродвигателя привода, редуктора и других деталей исполнительного механизма автомата. Однако такое конструктивное решение не является наиболее благоприятным с точки зрения обеспечения максимальной жесткости проводки управления при минимальном весе. Это связано с тем, что при установке исполнительного механизма на малое выходное плечо, соответствующее минимальному значению в, увеличивается передаточное число по усилиям от летчика, так как длина верхней части ручки сохраняется постоянной. Поэтому расчетные усилия в проводке Аниме — японская анимация

возрастают, что и требует увеличения веса всей системы. Отсюда следует, что исполнительный механизм автомата изменения передаточного числа, выполненный в виде качалки с переменным плечом, лучше всего устанавливать в непосредственной близости от гидроусилителя. Для отработки новых систем управления и решения многих других проблем гиперзвукового полета в США построен экспериментальный гиперзвуковой (М=5ч-7) самолет Норт Америкен Х-15 (см. фиг. 4.24), проходящий в настоящее время обширную программу испытаний, начатую в сентябре 1959 г. Пусть самолет летит с некоторым углом атаки а и углом скольжения р. При отклонении элеронов появляется момент крена Мх и угловая скорость со*. Если самолет обладает бесконечной путевой и продольной статической устойчивостью, то он начинает вращаться, не меняя исходных углов аир, так как этому препятствуют бесконечно большие моменты устойчивости. Поэтому такой самолет будет двигаться по прямолинейной траектории, а его продольная ось будет описывать коническую поверхность с вершиной Датчиком перегрузки в управляющем блоке автомата является акселерометр 2, чувствительным элементом которого служит подвешенный на пружине груз, который при росте перегрузки смещается и смещает ползунок потенциометра перегрузки 3. На выходе потенциометра снимается напряжение рассогласования, пропорциональное Апу. В действительности нежесткость (упругость) конструкции с увеличением скорости все сильнее сказывается на увеличении показателей xl и xB — f( V), так как для компенсации потери эффективности руля высоты (или стабилизатора) из-за деформаций фюзеляжа, хвостового оперения и проводки управления приходится увеличивать отклонение (см. гл. VIII) рычага управления, чтобы обеспечить необходимый угол отклонения руля для получения определенного маневра. Это влияние нежесткости конструкции у современных самолетов возрастает вследствие применения тонких профилей и длинных тонких фюзеляжей. При проектировании самолета Белл Х-2 были учтены замечания летчиков-испытателей о недостаточной путевой устойчивости выпущенного ранее самолета Х-1 при больших числах полета и результаты продувок первоначальной модели самолета Х-2. Киль самолета Х-2 был значительно увеличен и на руле поворота установлены турбулизаторы (см. ниже). В результате этого путевая устойчивость самолета Х-2 была значительно улучшена, что впоследствии отмечалось летчиками. Но на предельных скоростях (М>3) этой меры уже оказалось недостаточно и самолет снова становился недостаточно устойчивым. Весьма существенной оказалась глубина запила, которую нельзя делать большой вследствие уменьшения прочности крыла. >,Самолет пу =; Так, например, на английском палубном самолете Супермарин «Симитэр» F. 1. вследствие очень большой разницы в эффективности элеронов на разных скоростях и высотах (см. фиг. 8. 18) пришлось установить автомат изменения передаточного отношения в проводке управления элеронами К Подобный автомат установлен и на палубном истребителе «Си Виксн» . На экспериментальном самолете Бристоль Т. 188 на больших скоростях элероны имеют слишком большую эффективность, так как прямое крыло этого самолета имеет, очевидно, большую жесткость. Поэтому в этом случае применено не изменение передаточного числа в проводке управления элеронами, а постепенное ограничение возможных углов отклонений ручки управления (по элеронам) с ростом скорости с помощью специальных стопоров, управляемых автоматом. На малых скоростях ручка может отклоняться на угол ±32°, а элероны — на ±12,5°. При больших дозвуковых числах М полета диапазон углов отклонений ручки ограничивается до ±17°, а элеронов до ±4,8°. Таким же образом с ростом скорости постепенно ограничивается диапазон углов отклонения руля направления от ±25 до ± 1,5° К я">href="df3t/IZDATELjSTVO-MAShINOSTROENIE-Polet-228.html">ИЗДАТЕЛЬСТВО МАШИНОСТРОЕНИЕ Полет 228 Деформации фюзеляжа могут оказать существенное влияние и на характеристики системы управления, поэтому при установке бустеров в проводке следует обращать внимание на следующее обстоятельство: силовой цилиндр бустера крепится за специальные силовые узлы, связанные с конструкцией планера самолета, которая в полете может подвергаться знакопеременным нагрузкам,, что приводит и к знакопеременным деформациям. Это вызывает смещения силового цилиндра бустера с золотниковой коробкой относительно управляющего золотника, который удерживается неподвижно летчиком или автопилотом. Если же продольное управление самолетом спроектировано с цельноповорот- ным стабилизатором, то при любых режимах горизонтального полета (и пу > 1) должно сохраняться правило продольного V, и стабилизатор должен быть установлен по отношению к крылу с отрицательным углом —<рв. Поэтому балансировочные кривые горизонтального полета 1 скачки уплотнений смещаются на заднюю кромку руля, руль целиком находится в сверхзвуковом потоке и характер его обтекания с дальнейшим ростом скорости практически не изменяется. ш По Аниме — японская анимация

мнению иностранных специалистов, верньерное управление целесообразно применять на самолетах, достигающих скоростей превышающих скорость звука более чем вдвое. Большим недостатком этих систем является необходимость очень высокой точности изготовления узлов системы. Трение, люфты, мертвый ход и упругие деформации в проводке управления должны быть сведены до минимума. Особую опасность явление дивергенции представляет для нестреловидного управляемого стабилизатора, так как конструктив- Дальнейшее повышение скоростей полета и связанное с этим ухудшение путевой устойчивости самолетов требует от конструкторов применения еще более эффективных мер для обеспечения приемлемых характеристик боковой устойчивости и управляемости. На фиг. 9.11 приведен пример одного из возможных вариантов схемы продольного управления с помощью управляемого стабилизатора и руля высоты. • (2.4') При уменьшении продольного демпфирования выполнение условия тсгУ <0 может оказаться недостаточным для обеспечения удовлетворительных характеристик динамической устойчивости и, следовательно, управляемости самолета. Так, например, при (m™z +maz ) и существенном уменьшении Су , что имеет место, например, на сверхзвуковых скоростях, коэффициент ах характеристического уравнения (1.8) значительно уменьшается. В результате существенно уменьшается действительная часть корней 2 =a±ib этого характеристического уравнения, определяющая затухание собственных продольных колебаний. ия">href="df3t/IZDATELjSTVO-MAShINOSTROENIE-Polet-241.html">ИЗДАТЕЛЬСТВО МАШИНОСТРОЕНИЕ Полет 241 Установка бустеров в крыле, непосредственно у элерона, к качалке привода которого и крепится силовой шток бустера, довольно широко распространена в современных конструкциях. Такая схема выбрана, например, для привода элеронов на английском палубном истребителе-бомбардировщике Супермарин N.113 «Си- митэр» F. 1, где для уменьшения габаритов бустера, установленного в консоли крыла у самого элерона, применено разделение силового цилиндра бустера и золотниковой коробки, между которыми существует связь по гидропроводам и жесткая обратная связь, которая не является силовой и поэтому имеет очень малые габариты (фиг. 8.26). Аналогичная схема привода применена и на самолете Локхид F-104 «Старфашер», где для облегчения размещения силового гидропривода на очень тонком крыле число силовых цилиндров малого диаметра увеличено до 10. На фиг. 6. 3 приводится схема датчика угловой скорости и углового ускорения, который при изображенном на схеме положении относительно осей самолета является датчиком для демпфера ценам

УПРАВЛЕНИЕ
Тысяча и один вопрос о погоде
ЛЕНИНГРАД
В МАСТЕРСКОЙ ХУДОЖНИКА

а ты знаешь, что ШЛЮХИ трахаются за бабки

columns

links

link 1
link 2
link 3

.

news

news 1
news 2
news 3
news 4