Учебное пособие основы полета (аэродинамика самолета Боинг-757-200) Москва -2013г

Продольная управляемость

При отклонении руля высоты (РВ) изменяется величина подъёмной силы и момент от горизонтального оперения, под действием которого самолет изменяет угол атаки. Процесс изменения угла атаки при заданном положении руля высоты происходит до тех пор, пока момент крыла не уравновесится моментом горизонтального оперения.

При отклонении руля высоты на устойчивом самолете угол атаки, изменившись на определенную величину, зафиксируется благодаря продольной устойчивости. У неустойчивого самолета угол атаки изменяется до тех пор, пока пилот противоположным отклонением руля высоты не уравновесит продольные моменты. Из этого вытекает, что нормальную продольную управляемость можно получить только на устойчивом самолете.

Для характеристики продольной управляемости и устойчивости по скорости пользуются балансировочными графиками. Балансировочные графики, выражающие зависимость угла отклонения руля высоты dв и потребных усилий на штурвале Рв от индикаторной скорости полета V, и числа М, т.е.:

dв=f(Vi); Pв=f(Vi); dв=f(M); Pв=f(M) при j_ст=0

Система продольной устойчивости и управляемости транспортного самолета должна соответствовать следующим основным требованиям:

1) максимальные усилия на штурвальной колонке Рв mах при пилотировании самолета в соответствии с РЛЭ должны быть по абсолютной величине не более 35 кгс, при этом величина сил трения в системе не более 4 кгс;

2) расход потребных отклонений колонки штурвала ∆х_в для создания единицы перегрузки ∆n_у=1 (градиент отклонения штурвальной колонки по перегрузке) должен быть не менее 50 мм и прямым (на себя), т.е.:

3) расход потребных усилий на колонке штурвала ∆Рв для создания единицы перегрузки ∆n_у=1 (градиент продольных усилий на штурвальной колонке по перегрузке) должен быть по абсолютной величине не менее 10 кгс и прямым, т.е.:

4) усилия на штурвальной колонке, потребные для вывода самолета на максимальную эксплуатационную перегрузку n_у^э_mах и для вывода на предельно допустимый угол атаки a_доп (С_удоп) при балансировке триммером в крейсерском режиме должны быть прямыми и по абсолютной величине не менее 25–30 кгс.

Для характеристики продольной динамической устойчивости и управляемости самолета в процессе лабораторных и летных испытаний определяется время срабатывания (выхода) t_в и относительный заброс нормальной (вертикальной) перегрузки .

Время срабатывания t_в – это время, в течение которого при ступенчатом (резком) отклонении руля высоты в первый раз достигается значение установившегося прироста нормальной перегрузки (∆n_{у уст}).

Относительный заброс нормальной (вертикальной) перегрузки  выражается отношением заброса нормальной перегрузки после резкой дачи (отклонения) руля высоты (∆n_{у заб}) к установившемуся приращению нормальной перегрузки после дачи руля высоты (∆n_{у уст}), т.е.

= ∆n_{у заб} / ∆n_{у уст}

При нормальной динамической устойчивости и управляемости время срабатывания t_в должно быть небольшим (1 ...4 с), а относительный заброс перегрузки  не более 0,3 ...0,35 в крейсерском полете и (0,1 ... 0,15) при взлете и посадке.

На рис. 40а схематично показан переходный процесс изменения нормальной перегрузки n_у по времени на величину ∆n_{у уст} (кривая 1) при ступенчатом отклонении руля высоты (кривая 2) на устойчивом самолете, где Т – период колебания самолета в переходном процессе, A_t – амплитуда колебаний самолета в момент времени t, А_t+T – амплитуда колебаний в момент времени t+Т.

Рис.40

На рис. 41 представлены графики, выражающие зависимость относительного заброса нормальной перегрузки  от индикаторной скорости самолета при различной центровке и высоте крейсерского полета, а при взлетном и посадочном положениях механизации крыла при центровке 22% b_a и 40% b_a.

Рис.41

Из анализа балансировочных графиков по скорости и по перегрузке можно сделать вывод, что самолет обладает хорошей управляемостью на малых индикаторных скоростях полета при выпущенной механизации крыла и в эксплуатационном диапазоне чисел М при убранной механизации. Градиенты отклонения штурвальной колонки x_в^nу, отклонения руля высоты d_в^nу и усилий на штурвальной колонке Р_в^nу на единицу перегрузки подобраны так, чтобы:

при больших скоростях полета самолет не был излишне чувствителен (не требовал для изменения перегрузки малых перемещении штурвальной колонки и небольших усилий на ней);

при малых скоростях полета самолет не был тяжелым в управлении не требовал от пилота больших усилий для выполнения маневра.

Короткопериодические продольные колебания самолета затухают без вмешательства пилота. Характеристики динамической управляемости обеспечивают выполнение маневров на самолете при небольших относительных забросах перегрузок   (см. рис. 41) и умеренном времени срабатывания t_в (см. рис.40).

Расчетными условиями для определения потребной эффективности продольного управления являются условия балансировки самолета, при заходе на посадку и при выполнении посадки.

Отклонение гасителей подъемной силы в тормозном режиме вызывает кабрирование самолета, которое легко устраняется отклонением штурвала от себя.