Балансировка самолета в установившемся горизонтальном полете

1 2 3

Кафедра динамики и управления летательных аппаратов

УТВЕРЖДАЮ

Заведующий кафедрой

___________А.В. Ефремов

Методическое пособие по выполнению лабораторной работы

По курсу «Динамика полета» часть 2

ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА № 2-1

ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОДОЛЬНОЙ БАЛАНСИРОВКИ САМОЛЕТА
НА ПИЛОТАЖНОМ СТЕНДЕ

2012г

ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОДОЛЬНОЙ БАЛАНСИРОВКИ САМОЛЕТА
НА ПИЛОТАЖНОМ СТЕНДЕ

Цель работы

Оценка влияния режима полета и параметров самолета на его балансировку в продольном движении.

Общие положения

Отклонение органа управления (горизонтального оперения (ГО) или рычага управления), обеспечивающее равенство нулю продольного момента M_z при изменении какого-либо параметра движения (угла атаки α, перегрузки n_y, скорости V или числа М полета и др.) на характерных режимах полета называется балансировкой самолета, а их графические зависимости – балансировочными кривыми.

В продольном движении в качестве характерных режимов рассматриваются:

· прямолинейный полет с постоянной перегрузкой п_у,равной единице, и переменной скоростью,

· криволинейный полет с постоянной скоростью, но c переменной перегрузкой n_v.

Рассмотрим продольную балансировку самолета нормальной схемы. Балансировка самолета на заданном режиме полета (Н, М) осуществляется отклонением руля высоты ГО, на котором появляется требуемая для балансировки подъемная сила .

При отклонении руля ГО на положительный угол (задняя кромка руля вниз от нейтрального положения) сила будет положительной (направленной вверх), а при отклонении руля ГО на отрицательный угол (задняя кромка руля вверх) сила –отрицательной. Суммарная подъемная сила самолета будет увеличиваться или уменьшаться в сравнении с , т.е. с не отклоненным ГО. С отклонением ГО изменится (возрастет) аэродинамическое сопротивление самолета, а значит, изменится и его аэродинамическое качество.

Балансировка самолета в установившемся горизонтальном полете

Определим углы отклонения ГО, потребные для балансировки самолета. Условием балансировки самолета в установившемся горизонтальном полете () является равенство нулю коэффициента момента тангажа. Для самолета, имеющего стабилизатор в качестве органа продольного управления, это условие имеет вид:

(1)

где – коэффициент подъемной силы, зависящий от угла атаки самолета, – угол отклонения стабилизатора, – положения центра масс и фокуса самолета соответственно, выраженные в долях САХ.

Потребный (полный) коэффициент подъемной силы самолета в горизонтальном полете равен

(2)

Используя выражения , (3)

из (1) получим: , (4)

где , (5)

L_ГО– расстояние от центра масс самолета до фокуса стабилизатора, b_а – средняя аэродинамическая хорда крыла самолета.

Из (4) можно определить потребный для балансировки самолета угол отклонения руля высоты в зависимости от . Однако удобнее представить в функции скорости или числа М полета. Заменяя его приближенным значением (без учета проекции тяги двигателя на нормаль к траектории)

где – удельная нагрузка на крыло, – скоростной напор, получим . (6)

Из формулы (6) видно, что балансировка самолета зависит от аэродинамических характеристик и , положения центра масс , удельной нагрузки на крыло , высоты и скорости полета.

На рис. 1 показаны балансировочные кривые для дозвукового самолета нормальной схемы без учета влияния сжимаемости воздуха.

Изменение балансировочных углов характеризуется величиной и знаком производной . Значение этой производной определяется по следующему выражению (приводится без вывода):

, (7)

где – степень продольной статической устойчивости самолета по скорости при фиксированном руле высоты.

Рис. 1

Величина и знак производной оказывают существенное влияние на характер управления самолетом. У самолетов нормальной схемы и схемы «бесхвостка» для нормального управления в установившемся горизонтальном полете желательно выполнение условия

, (8)

у самолетов схемы «утка»

. (9)

Для выполнения этих условий требуется, чтобы самолет был статически устойчивым по скорости при фиксированном управлении

. (10)

Известно, что в трансзвуковом диапазоне скоростей полета самолет теряет устойчивость по скорости. Это оказывает влияние на вид балансировочных кривых.

На рис. 2 приведены балансировочные кривые скоростного самолета на различных высотах. В трансзвуковой области (0,8 < М < 1,2), где имеет место неустойчивость по скорости (), нарушается монотонность балансировочных кривых (образуется «ложка»), что требует двойных движений ручки управления при разгоне–торможении.