АО «АКАДЕМИЯ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ»

Кафедра

«Летная эксплуатация воздушных судов»

Дисциплина «Базовая аэродинамика»

Рефферат

Тема: УСТОЙЧИВОСТЬ, УПРАВЛЯЕМОСТЬ И БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА

Выполнил: Құнанбай Абай Саятұлы

ДО-УС-МХ-24-2

Преподаватель: Сейфула Г.Н

Содержание

Введение 3

1. Глава 1. УСТОЙЧИВОСТЬ, УПРАВЛЯЕМОСТЬ И БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА 5

1. Об устойчивости 5

2. Об управляемости 7

3. Статическая и динамическая устойчивость и управляемость

самолета 10

ВВЕДЕНИЕ

Динамика полета (ДП) – раздел механики, изучающий законы движения летательных аппаратов (ЛА) в различных средах (атмосфера, космос, атмосфера–вода), условиях эксплуатации (ветер, отказ борто- вых систем, двигателя, рулей и т. п.) и этапах полета (взлет, посадка, набор высоты и т. п.). Динамика полета совместно с аэродинамикой является теоретической основой авиации и ракетной техники.

При изучении движения ЛА возникают две основные группы задач. Группа 1. Устанавливается связь между внешними силами, кото- рые действуют на ЛА, и параметрами, описывающими траекторию движения и состояние ЛА (координаты, скорость, высота, угловое по- ложение, угловая скорость). Задачи этой группы изложены в части 1

учебного пособия.

Группа 2. Исследование характеристик устойчивости и управляе- мости, которые имеет ЛА при движении по некоторой траектории (па- раметры «качества» движения, потребные отклонения органов управ- ления, усилия на рычагах управления).

В задачах первой группы, как правило, летательный аппарат рас- сматривается как тяжелая материальная точка. Поэтому движение ЛА описывается только уравнениями равновесия сил. Моменты, дей- ствующие на ЛА, принимаются равными нулю, т. е. считается, что управление ЛА идеальное и обеспечивает заданную траекторию дви- жения.

В задачах второй группы ЛА рассматривается как твердое тело или система материальных точек, движущихся под действием сил. Поэто- му движение ЛА описывается уравнениями сил и уравнениями момен- тов. В результате решения задач этой группы выясняется возможность движения ЛА по заданной траектории и способы обеспечения такого движения. Задачи этой группы изложены в настоящей (второй) части учебного пособия.

3

4

Работа состоит из пяти глав. Рассматриваются вопросы устойчиво- сти и управляемости летательных аппаратов. Описываются зависимо- сти сил и моментов, действующих на ЛА от геометрических парамет- ров, конфигурации, режимов полета. Анализируются вопросы балан- сировки ЛА, уравнения возмущенного движения. Кратко освещены особенности динамики полета современных самолетов, пеpспективные pазpаботки в области аэродинамики, динамики полета.

Каждая глава содержит контрольные вопросы для закрепления пройденного материала.

Работа предназначена для студентов III, IV курсов ФЛА направле- ний «Баллистика и гидроаэродинамика», «Авиастроение», «Техниче- ская эксплуатация летательных аппаратов и двигателей», изучающих курсы «Динамика полета» и «Аэрогидрогазодинамика». Кроме того, пособие может быть полезно при курсовом и дипломном проектирова- нии.

Авторы глубоко признательны в.н.с. Ю.Н. Темлякову и доценту В.П. Одноралу за полезные замечания, сделанные при рецензировании рукописи.

1. УСТОЙЧИВОСТЬ, УПРАВЛЯЕМОСТЬ И БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА

При изучении основных режимов полета и летно-технических характеристик самолета рассматривалось движение центра масс под действием сил. Самолет считался сбалансированным и выполнял заданное пилотом движение по траектории. Сам процесс управления движением не рассматривался.

Раздел динамики полета, в котором изучается процесс управления самолетом и оценивается возможность его движения по заданной траектории в различных условиях полета, называется устойчивостью и управляемостью.

Состояние самолета в полете, при котором действующие на него силы и их моменты не вызывают его вращения и не нарушают равномерного прямолинейного движения, называется равновесием. При отклонении тела от положения равновесия, силы, действующие на него, как правило, изменяются, и равновесие сил изменяется. Изменение сил будет вызывать соответствующее движение тела. Если изменившиеся силы таковы, что под их действием тело возвращается в положение равновесия, то, не смотря на воздействие внешних возмущающих сил, тело будет находиться вблизи положения равновесия. В этом случае говорят об устойчивом равновесии. В других случаях изменение сил таковы, что они вызывают дальнейшее отклонение тела от положения равновесия. Под действием самого незначительного внешнего возмущения силы изменяются так, что тело все более отклоняется от положения равновесия. Такое положение равновесия называют неустойчивым. Следовательно, для устойчивости необходимо, чтобы при отклонении тела от положения равновесия, возникали силы, возвращающие тело к первоначальному положению.

Как правило, равновесие самолета в полете рассматривают относительно трех осей связанной системы координат. Если все силы, действующие на самолет относительно рассматриваемой оси, взаимно уравновешены, а также уравновешены моменты сил относительно этой оси, т.е. выполняются условия

_∑ F  0 и _∑M  0 ,

то самолет находится в состоянии равновесия или балансировки. Процесс уравновешивания моментов, действующих на самолет, путем соответствующего отклонения органов управления называются балансировкой. Невозмущенное (опорное) движение самолета может быть как прямолинейным, так и криволинейным.

Движение самолета при наличии постоянно действующего возмущения называется вынужденным возмущенным движением. Например, движение самолета в процессе отклонения руля, изменения конфигурации, постоянного воздействия ветра и т.п.

Способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота сохранять заданный режим полета и возвращаться к исходному режиму после прекращения действия возмущения называется устойчивостью.

Способность самолета реагировать на отклонение органов управления и в ответ на соответствующие действия пилота выполнять любой маневр, предусмотренный условиями летной эксплуатации, называется управляемостью.

Для оценки характера движения самолета в первый момент после прекращения действия возмущения введено такое понятие как статическая устойчивость. Если в первый момент после прекращения действия внешнего возмущения на самолет действует стабилизирующий момент, определяющий начальную тенденцию движения к исходному положению равновесия, то самолет статически устойчив. Наличие дестабилизирующего момента, определяющего начальную тенденцию движения самолета от исходного положения равновесия, говорят о его статической неустойчивости.

Устойчивость и управляемость относятся к числу особенно важных физических свойств самолета. От них в значительной мере зависят безопасность полетов, простота и точность пилотирования, полнота реализации экипажем технических свойств самолета. Сопоставляя понятия устойчивости и управляемости самолета, можно говорить, что они

противоположны. Устойчивость – это способность самолета сохранять заданный режим полета, а управляемость – изменять его.

Вместе с тем между этими характеристиками существует тесная связь. С повышением устойчивости самолета при всех прочих неизменных условиях увеличиваются потребное перемещение рычагов управления и усилия на них, необходимые для изменения режима полета. О таком самолете говорят, что он “тяжелый в управлении”. Но самолетом тяжело управлять и тогда, когда отклонения рулей и усилия, потребные для их отклонения, слишком малы. В этом случае самолет очень чувствителен к изменению на рычагах управления. О таком самолете говорят, что он “строг в управлении”.

1. Статические моменты тангажа

Для простоты будем считать, что продольное движение самолета протекает в вертикальной плоскости, крен и скольжение отсутствуют. Полет совершается под действием тяги, силы тяжести, аэродинамических сил и их моментов относительно поперечной оси 0Z, проходящей через центр масс самолета (рис. 15.1).

1. ОБ УПРАВЛЯЕМОСТИ

Управляемость – это способность самолета реагировать измене- ниями соответствующих внешних сил на действия рычагами управле- ния. Для того чтобы изменять действующие на самолет внешние силы (на большинстве существующих самолетов), необходимо обеспечить возможность изменять угловое положение самолета в пространстве, следовательно, для управления самолетом необходимо иметь возмож- ность целенаправленно изменять моменты внешних сил. Этого можно добиться перемещением точки приложения силы тяжести (центр тяже- сти самолета) или изменением точки приложения аэродинамической силы (центра давления).

Первый способ – балансирный, применяется, например, на дельта- планах. Управление современными самолетами осуществляется по второму способу, впервые примененному Можайским.

Рассмотрим пример: пусть исходный режим – горизонтальный по- лет; требуется увеличить подъемную силу для искривления траектории вверх. Очевидно, для этого необходимо увеличить угол атаки, что тре- бует отклонения руля высоты (рис. 1.4 и 1.5).

Рис. 1.4. Переход из горизонтального полета в набор высоты

На поворот самолета требуется определенное время. В некоторых случаях это время может получиться большим, а сам переходный про- цесс недостаточно плавный, с забросами, т. е. самолет будет обладать неудовлетворительной управляемостью.

Данный пример показывает, что устойчивость и управляемость са- молетов неразрывно связаны. Отклонение рулей можно рассматривать как возмущение, нарушающее исходный режим полета. После откло- нения рулей движение самолета является возмущенным по отношению к новому опорному режиму, соответствующему новому положению рулей. Если самолет обладает хорошей устойчивостью, то и переход- ный процесс будет удовлетворительным и самолет будет хорошо вы- держивать новый опорный режим. Таким образом, хорошая управляе- мость самолета складывается из хорошей устойчивости, легкости и

точности отклонения рулей, ограничения опасных режимов, возмож- ности вывода из опасных режимов. (Здесь устойчивость следует пони- мать в широком смысле. В дальнейшем мы рассмотрим преимущества и недостатки статически неустойчивого самолета.)

а

t

Запаздывание

t

Просадка

H

t



Y_a

t

^ГО

б

в

г

Рис. 1.5. Переходные процессы при откло-

нении руля высоты:

а – отклонение руля высоты; б – угол атаки;

в – подъемная сила; г – высота полета

Часто можно встретить неправильное утверждение, что чем больше устойчивость ЛА, тем хуже управляемость. Устойчивость не может быть «больше» или «меньше», она может быть «лучше» или «хуже».

«Больше» или «меньше» могут быть коэффициенты статической устойчивости, излишне большие (по модулю) значения которых дей- ствительно ухудшают управляемость.

Говорить об устойчивости самолета без указания режимов поле- та не имеет смысла. Необходимо указывать, свободны или зажаты рули, каковы режим работы двигателя, скорость, центровка, высота и т. д.

2. СТАТИЧЕСКАЯ И ДИНАМИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА

Как показано выше, при оценке устойчивости движения нужно вы- делить некоторое желаемое, опорное движение, рассчитанное без уче- та возмущений, и рассмотреть поведение ЛА для случая, когда реаль- ное движение под действием возмущений отклонилось от опорного.

Оценка устойчивости опорного (невозмущенного) движения само- лета производится с помощью количественных показателей статиче- ской и динамической устойчивости.

Статическая устойчивость самолета характеризует равновесие сил и моментов в опорном движении. Статически устойчивым по тому или иному параметру движения называют самолет, у которого откло- нение этого параметра от опорного значения приводит к появлению силы (в поступательном движении) или момента (в угловом движе- нии), направленных на уменьшение этого отклонения. Если сила или момент направлены на увеличение отклонения, самолет статически неустойчив.

Поясним это на примере продольного движения. Пусть в опорном продольном движении моменты тангажа, действующие на самолет, сбалансированы, уравновешены. Если теперь в результате возмущаю- щих воздействий угол атаки отклонится от опорного на малую величи- ну  , а положение органов управления не изменится, то равновесие моментов будет нарушено. Возникнет неуравновешенный момент тан- гажа, стремящийся либо уменьшить начальное отклонение угла атаки, либо увеличить его. В линейном приближении величина этого момента будет равна

затухания отклонений, характер движения в процессе их уменьшения, максимальные значения отклонений, колебательность или монотон- ность (апериодичность) процесса затухания и т. п.

Многие опорные режимы, реализуемые в полете, таковы, что угло- вое ускорение или равно нулю, или невелико. В этом случае можно принять, что вектор моментов, действующих на самолет относительно

его центра масс, Режимы полета, в которых можно с доста-

точной степенью точности считать действующие на самолет моменты уравновешенными, сбалансированными _М _R  0_, называются балан-

сировочными.

Отклонения органов управления креном (элероны, элевоны), рыс- канием (руль направления) и тангажом (руль высоты, управляемый стабилизатор, элевоны), обеспечивающие равенство нулю моментов

Другая группа показателей управляемости – характеристики ди- намической управляемости.

При оценке динамической управляемости рассматривается харак- тер реакции самолета на отклонение органов управления от их балан- сировочных значений для перехода от одного установившегося режи- ма полета к другому, для парирования возмущений и для выполнения существенно неустановившихся маневров (рис. 1.6).

5

1

t

2

4

3





Рис. 1.6. Переходные процессы различного характера:

1 – устойчивый колебательный; 2 – устойчивый апериодиче- ский; 3 – неустойчивый апериодический; 4 – безразличный;

5 – без демпфирования

Требования к количественным характеристикам (показателям) устойчивости и управляемости закреплены в документах «АВИАЦИ- ОННЫЕ ПРАВИЛА. Часть 23. НОРМЫ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ

ГРАЖДАНСКИХ ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ» и других аналогичных до- кументах.

По требованиям, предъявляемым к показателям устойчивости и управляемости, самолеты в зависимости от их массы и основного назначения подразделяются на классы: маневренные самолеты, огра- ниченно маневренные и неманевренные со взлетной массой до 100 т и свыше 100 т. Вид требований может быть различен в зависимости от целевых задач самолета и этапов полета, их выполнение является не- обходимым условием допуска самолета к летной эксплуатации.

Разработка требований к показателям устойчивости и управляемости самолета данного класса проводится на основе анализа и обобщения полученных в летных испытаниях оценок самолетов летчиками. В последние годы при формировании требований широко применяется математическое моделирование процесса пилотирования самолета, что позволяет глубже понять процесс взаимодействия самолета с летчиком.

В процессе проектирования самолета выбор ряда проектных пара- метров (прежде всего таких, как параметры оперения и органов управ- ления, положение ЦМ самолета и др.), удовлетворяющих требованиям к характеристикам устойчивости и управляемости, проводится на ос- нове соответствующих расчетов. Показатели устойчивости и управля- емости детально проверяются и корректируются в процессе летных испытаний и доводки самолета.

Как показывает опыт, только средствами аэродинамической ком- поновки нельзя обеспечить для современного скоростного (особенно сверхзвукового) самолета статическую и динамическую устойчивость и хорошую управляемость во всем диапазоне высот и скоростей поле- та. Только включение в систему управления специальных автоматиче- ских устройств позволяет получить необходимые характеристики устойчивости и управляемости самолета.

Методическая литература

В печатном виде

1. Расчет аэродинамических характеристик летательного аппарата. Ч. 1: метод. руководство к выполнению курсового проекта «Аэродинамика» для 4 курса ФЛА / Новосиб. гос. техн. ун-т; сост.: С.Г. Деришев, А.В. Игнатьева, В.Л. Чемезов. – Новосибирск, 2008. – 34 с.

2. Петошин В.И. Расчет летных характеристик / Новосиб. электротехн. ин-т, 1990. – 25 с.

3. Петошин В.И. Исследование динамики продольного и бокового движе- ния самолета / Новосиб. электротехн. ин-т, 1993. – 22 с.

Саленко С.Д. Исследование на АВМ собственных свойств самолета в продольном короткопериодическом