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 Mz при изменении какого-либо параметра движения (угла атаки α, перегрузки ny, 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 пу,равной единице, и переменной скоростью,
· криволинейный полет с постоянной скоростью, но c переменной перегрузкой nv.
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)
,
LГО – расстояние от центра масс самолета до фокуса стабилизатора, bа – 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.
|
Рис. 2