Статическая управляемость

Эффективность рулей может быть охарактеризована также статической управляемостью. При этом продольная статическая управляемость выражается зависимостью коэффициента момента тангажа =/(а, 3 ) летательного аппарата или при небольших а и 8 [c.82]

Статическая управляемость самолета характеризуется отклонениями органов управления (ручки, педалей, рулей) и усилиями, прикладываемыми летчиком, при балансировке самолета в различных установившихся режимах полета. [c.293]

Успешное решение первой задачи зависит от статической управляемости, а второй — от динамической управляемО Сти самолета. [c.329]

Статическая устойчивость тесно связана со статической управляемостью. Если самолет статически устойчив, то при изменении режима появляется стабилизирующий момент, который должен быть уравновешен рулевым моментом. Если самолет устойчив на всем диапазоне возможного изменения режима, то чем сильнее изменен режим, тем больше стабилизирующий момент и для отклонения соответствующих рулей управления требуется прикладывать большие усилия. [c.38]

Что представляет собой управляемость летательного аппарата В чем проявляется ее взаимосвязь с его маневренностью и статической устойчивостью [c.596]

В книге рассматриваются аэродинамические схемы и соответствующие аэродинамические характеристики летательных аппаратов как объектов управления и стабилизации, анализируются понятия устойчивости (статической и динамической), приводятся методы расчета аэродинамических сил и моментов, оказывающих воздействие на устойчивость и управляемость, излагаются схемы, принципы действия, а также методы расчета органов управления (аэродинамических, газодинамических, комбинированных), даются сведения об управлении пограничным слоем (УПС), отрывными течениями, трением, теплопередачей, лобовым сопротивлением и подъемной силой. [c.4]

При большой стреловидности поперечная статическая устойчивость может оказаться чрезмерно большой, затрудняющей управление по крену. Для обеспечения устойчивости, при которой достигается необходимая управляемость по крену, стреловидное крыло выполняется по схеме обратная 1/-образность . [c.69]

При использовании стреловидного крыла или оперения необходимо учитывать некоторые особенности их обтекания, оказывающие отрицательное воздействие на статическую поперечную устойчивость и управляемость [c.69]

Схема с поворотными крыльями. Применяется также схема с фиксированными задними поверхностями, в которой управление по тангажу, курсу и крену осуществляется соответствующими отклонениями крыльев. При этом обеспечение крена и его стабилизация осуществляются поворотом крыльев в разные стороны. Заднее оперение в данной схеме выполняет роль только стабилизаторов, которые сохраняют статическую устойчивость, либо способствуют обеспечению соответствующего запаса этой устойчивости (как положительного, так и отрицательного), необходимого для придания летательному аппарату требуемой управляемости и устойчивости. Особенность такой схемы в том, что для создания подъемной силы вовсе не требуется поворачивать весь аппарат на угол атаки, а достаточно одного отклонения крыльев относительно корпуса. Это облегчает управляемость и стабили зацию. [c.115]

Продольная и поперечная скорости вертолета на режиме висе-ния изменяются путем создания моментов по тангажу и крену относительно центра масс вертолета, что представляет собой более трудную задачу. Летчик, воздействуя на рычаги управления, непосредственно изменяет углы тангажа или крена, в результате чего возникают продольная или поперечная сила, а затем и желаемое изменение скорости вертолета. Между силами и моментами, порождаемыми управляющими воздействиями, обычно имеется существенная взаимосвязь, так что любое управляющее воздействие для создания нужного момента требует некоторых компенсирующих воздействий по другим осям. Вертолет без системы автоматического повышения устойчивости не обладает ни статической, ни динамической устойчивостью, особенно на режиме висения. Поэтому сам летчик должен осуществлять управляющие обратные связи для стабилизации вертолета, что требует от него постоянного внимания. Использование автоматических систем для улучшения характеристик устойчивости и управляемости вертолета всегда желательно, а для ряда его применений — существенно важно, но такие системы увеличивают стоимость и усложняют конструкцию вертолета. [c.700]

В работе [М.121] были исследованы характеристики управляемости на режиме висения и сделан вывод о том, что вертолет имеет низкое демпфирование по тангажу и крену, высокую чувствительность управления и нейтральную статическую устойчивость по углу атаки (разд. 15.3.4.5). Было найдено, что при шарнирном несущем винте для парирования неустойчивых колебаний лучше иметь низкую эффективность управления. В работе [М. 122] установлено, что неустойчивая колебательная составляющая движения вертолета имеет достаточно длинный период, позволяющий летчику ее парировать, в то же время этот период слишком короток для того, чтобы изменять реакцию вертолета на управляющее воздействие. Низкое демпфирование обусловливает заброс после управляющего воздействия. Там же обнаружено существенное поперечное движение вертолета при отклонении продольного управления. [c.734]

Способ определения аэродинамических сил, действующих на фюзеляж и хвостовое оперение вертолета, можно найти в любом руководстве по устойчивости и управляемости самолета. Вклад фюзеляжа в производные устойчивости равен нулю на режиме висения и возрастает с увеличением скорости. Сопротивление фюзеляжа увеличивает демпфирование Хи и Zw, а продольный балансировочный момент дает составляющую (часто дестабилизирующую) производной Ми- Фюзеляж вертолета создает также дестабилизирующие моменты по углам атаки и скольжения Mw и Nv Остальные составляющие производных устойчивости определяются стабилизатором и килем (если вертолет не имеет крыла). Стабилизатор создает момент, соответствующий статической устойчивости по углу атаки, что компенсирует дестабилизирующее влияние несущего винта. Кроме того, стабилизатор обусловливает продольное демпфирование Mq (механизм его появления такой же, как и для М ), складывающееся с демпфированием от несущего винта, а также составляющие производных вертикальной силы Zw и Zq, порожденные подъемной силой стабилизатора. Наконец, стабилизатор увеличивает устойчивость по скорости Ми и создает производные [c.750]

Вертолет с довольно большим стабилизатором может быть в целом статически устойчив по углу атаки. В этом случае при полете вперед действительные корни движений по тангажу и вертикали переходят в колебательные с коротким периодом и высоким демпфированием, а длиннопериодические корни обычно перемещаются в левую полуплоскость с небольшим увеличением периода и демпфирования. Таким образом, динамика вертолета со стабилизатором при полете вперед характеризуется короткопериодическим колебательным движением, обусловленным демпфированием по вертикали и тангажу, и длиннопериодическим колебательным движением, устойчивость которого обусловлена статической устойчивостью по углу атаки. Стабилизатор, достаточно большой для того, чтобы обеспечить высокий уровень статической устойчивости, не всегда приемлем на практике, особенно при бесшарнирном несущем винте. Его эффективность снижается на малых скоростях вследствие влияния винта и фюзеляжа. Тем не менее он настолько улучшает характеристики управляемости, что большинство одновинтовых вертолетов снабжается стабилизатором. [c.755]

Таким образом, система управления с обратной связью по моменту на втулке уменьшает прямую реакцию несущего винта на отклонение управления, движения вала и порывы ветра. Парирование влияния порывов ветра и в общем уменьшение устой-чивости по скорости желательны. При полете вперед также уменьшается неустойчивость несущего винта по углу атаки, что существенно улучшает продольную управляемость вертолета. Реакция на непосредственное изменение циклического шага уменьшена, но винтом можно управлять, прикладывая моменты к гироскопу. Обратная связь по моменту на втулке уменьшает демпфирование угловых перемещений несущего винта, но она также уменьшает реакцию на угловую скорость поворота вала, которая связывает продольное и поперечное движения. При наличии демпфирования во вращающейся системе координат гироскоп создает обратную связь по угловым скоростям тангажа и крена, заменяющую демпфирование несущего винта. Характеристики винта с обратной связью по моменту на втулке подобны характеристикам бесшарнирного винта. Обратная связь уменьшает реакцию винта на внешние возмущения и сами силы на несущем винте, обусловленные движением вертолета (а также устойчивость по скорости и неустойчивость по углу атаки), но обеспечивает демпфирование угловых перемещений, заменяющее демпфирование от несущего винта. Если обратная связь по моментам реализуется на бесшарнирном винте, то основным дополнительным соображением является выбор угла опережения управления в контуре обратной связи. Угол должен быть таким, чтобы продольное и поперечное движения вертолета и реакция на отклонение управления не были связанными. При большом коэффициенте усиления, желательном для улучшения характеристик системы, может оказаться недостаточным учет только низкочастотных (т. е. статических) реакций винта и гироскопа. Более того, при высоком коэффициенте усиления [c.781]

Организация, эксплуатирующая вертолеты, или соответствующее контрольное ведомство должны определить, какие характеристики необходимы для приемлемой управляемости летательного аппарата, и установить их желаемые количественные значения. Требования к характеристикам управляемости касаются многих параметров вертолета, среди них отклонения и градиенты усилий на рычагах управления, статическая устой- [c.784]

Кривые обоих самолетов имеют много общего. Так, у них с увеличением высоты максимальная избыточная тяга уменьшается и на некоторой высоте становится равной нулю. Эта высота называется теоретическим, или статическим, потолком самолета. На высотах, близких к потолку, кривые Рр и Qr пересекаются не только справа, но и слева (например, на Я = = 15 кж у дозвукового самолета, на Я=18 км у сверхзвукового). В результате этого минимальная скорость на таких высотах может определяться уже не недостатком подъемной силы или плохой управляемостью, а нехваткой силы тяги. [c.151]

Как уже отмечалось выше, рули самолета имеют двоякое назначение они служат для балансиров (уравновешивания) моментов на определенных режимах полета и для временного нарушения балансировки с целью перевода самолета из одного режима полета в другой или выполнения неустановившихся маневров. Соответственно этому управляемость можно подразделить на статическую и динамическую первая характеризует способность самолета уравновешиваться под действием рулей, а вторая — переходить под действием рулей из одного режима в другой или совершать неустановившиеся маневры. [c.292]

Последние два свойства относятся к динамической управляемости, а остальные—к статической и динамической. [c.292]

Значительное улучшение динамической управляемости и устойчивости на больших высотах (и вообще при недостаточном собственном демпфировании самолета) достигается применением автоматических демпферов самолет плотнее сидит в воздухе при болтанке, повышается точность управления за счет уменьшения забросов и быстрого гашения колебаний, полет становится более безопасным, особенно при недостаточной статической устойчивости. [c.295]

Статическую продольную управляемость самолета в прямолинейном полете можно характеризовать балансировочными кривыми, которые показывают потребные для продольной балансировки величины отклонений ручки (кривая отклонений) и усилий летчика (кривая усилий) при различных скоростях полета. [c.302]

Как было установлено в предыдущей главе, быстрое демпфирование колебаний и высокая степень статической устойчивости обеспечивают и хорошую динамическую управляемость— хождение самолета за ручкой . Это в полной мере относится к продольной управляемости. [c.306]

Боковая устойчивость и управляемость самолета в прямолинейном полете обеспечивают сохранение и восстановление режима этого полета за счет собственных свойств самолета и действий летчика при нарушениях поперечного и путевого равновесия. Боковая устойчивость и управляемость зависят от характеристик статической путевой и поперечной устойчивости, а также от демпфирования рысканья и крена. [c.320]

Для примера на рис. 5 нанесены области, характеризующие управляемость двух современных самолетов легкого (истребителя) и тяжелого. Остальные самолеты занимают на диаграмме промежуточное положение. Пунктирные кривые показывают, как изменяется управляемость истребителя, имеющего среднюю скорость Кпр и высоту в зависимости от режима полета (ско рости, высоты и числа М), момента инерции самолета, его статической устойчивости и демпфирования. [c.52]

Значительное изменение степени путевой статической устойчивости самолета может быть вызвано влиянием упругих деформаций вертикального оперения и хвостовой части фюзеляжа в полете. Возрастание скоростного напора (особенно при сверхзвуковых скоростях полета) резко увеличивает дестабилизирующее влияние аэроупругости на степень путевой статической устойчивости самолета, ухудшая при этом его путевую управляемость и маневренные возможности (рис. 5, б). [c.99]

Рули самолета имеют двоякое назначение они служат для балансировки (уравновешивания) моментов на определенных режимах полета и для временного нарушения балансировки с целью перевода самолета из одного режима полета в другой или выполнения неустановившихся маневров. Соответственно этому управляемость подразделяют на статическую и динамическую, [c.37]

При летных испытаниях проверяются все летные данные, характеристики устойчивости и управляемости вертолета, а также статическая и динамическая прочности. Здесь же замеряются напряжения и динамические нагрузки в силовых элементах основных частей агрегатов вертолета (лопастей несущего и рулевого винтов, их втулок, автоматов перекоса, проводки управления, узлов крепления двигателей, редукторов и т. д.). Одновременно измеряются параметры колебаний конструкции вертолета. [c.119]

Устойчивость, маневренность, управляемость. Для суждения о статич. устойчивости самолета производят полет на нескольких скоростях ка горизонталях, подъемах с полным газом и планированиях на малом газе при разных центровках (нормальной, передней и задней). Во время каждого режима регистрируют угол отклонения руля высоты и скорости полета. Характер балансировочной кривой, т. 6. кривой зависимости угла отклонения руля высоты от скорости для данной центровки и режима полета (полный газ, планирование, горизонталь), указывает на степень статической устойчивости самолета (фиг. 4). Балансировочная кривая 1— статически устойчивый самолет, кривая 2 —статически неустойчивый самолет. [c.230]

Уменьшение потерь на балансировку при маневрах достигается двумя нестандартными способами. Система улучшения продольной управляемости обеспечивает статическую устойчивость, устойчивость при маневрах и демпфирование, вследствие чего для заданного уровня пилотажных характеристик возможно уменьшение запаса продольной статической устойчивости, но в пределах, установлен- [c.84]

В окончательном варианте самолет имел 3%-ный запас продольной статической устойчивости. Однако нейтральная центровка по перегрузке соответствует значительно большему сдвигу центра масс назад, чем при обычной нейтральной центровке, поэтому при маневрах нейтральная центровка по перегрузке никогда не достигается. Указанная устойчивость реализуется только при малых значениях коэффициента подъемной силы (устойчивость возрастает с увеличением подъемной силы) и неработающей системе улучшения управляемости, т. е. при аварийных ситуациях. [c.85]

Передаточный коэффициент по углу атаки /С =(Да/Аб )уст характеризует статическую управляемость при установившемся движении (Q г = onst) — способность изменять угол атаки при отклонении органов управления. При отсутствии вращения (Q =0) или в случае, когда аппарат имеет повышенную степень статической устойчивости (по сравнению с демпфированием) и роль органов управления в создании подъемной силы невелика, этот коэффициент совпадает с величиной (а/бо)бап> определяемой по балансировочной зависимости (1.4.6). В случае возрастания степени статической устойчивости передаточный коэффициент уменьшается. [c.53]

Используя балансировочные уравнения = О и ту = О, можно проанализировать путевую и поперечную статическую управляемость в зависимости от характера статической устойчивости, определив при этом соответствующие значения отношений и К.аглЬбал (или 8з.бал/аба.л)- [c.83]

Статическая управляемость тесно связана со статической устойчивостью. Действительно, если самолет статически устойчив, то при изменении режима появляется стабилизирующий момент, который должен быть уравновешен рулевым моментом. Если самолет устойчив на всем диапазоне возможного изменения режима, то, чем сильнее изменен режим, тем больше стабилизируюш ий момент и требуется больше отклонить соответствуюш ий орган управления, прикладывая большее усилие. Таким образом, статическая устой чивость позволяет летчику чувствовать изменения режима по усилиям и отклонениям ручки или педалей. [c.293]

Взаимозависимость управляемости летательного аппарата и его статической устойчивости противоречива и заключается в следующем. Аппараты с большим запасом статической устойчивости требуют для обеспечения быстрого маневра больших значений управляющих усилий и моментов, а следовательно, отклонения соответствующих органов управления на большие величины за сравнительно малые промежутки времени, что свидетельствует о низкой степени управляемости. И наоборот, высокоманевренные летательные аппараты должны иметь малый запас статической устойчивости или даже быть статически неустойчивыми. [c.621]

Гл. II посвящена изучению методов расчета аэродинамических сил и моментов, создаваемых несущими поверхностями (крыльями) и стабилизирующими устройствами (оперением), воздействие которых обеспечивает устойчивость и управляемость летательного аппарата. При этом рассматриваются различные конфигурации летательных аппаратов (типа корпус — оперение , корпус — оперение — крылья ) с плоским или полюсобразным расположением несущих (стабилизирующих) поверхностей. Влияние интерференции несущих поверхностей с корпусом на величину нормальной (боковой) силы и соответствующих моментов, оказывающих воздействие на управляемость и статическую устойчивость (продольную или боковую), определяется в рамках линеаризованной теории как для тонких, так и для нетонких комбинаций с учетом сжимаемости, пограничного слоя, торможения потока, а также характера обтекания (стационарного или нестационарного). Эффективность оперения исследуется с учетом интерференции с корпусом и крыльями, а также в зависимости от углов атаки комбинации и возникающих скачков уплотнения. [c.6]

Управляемость теснейшим образом связана с таким свойством летательного аппарата, как статическая устойчивость. Летательный аппарат, обла дающий повыщенной устойчивостью (большими восстанавливающими моментами), елабее управляем, чем аппарат с меньшей устойчивоетью, т. е. требует больших отклонений рулей для изменения режима полета. Если [c.50]

Ограничения по устойчивости и управляемости обусловлены падением статической устойчивости на больших дозвуковых числах М полета. Диапазон эксплуатационных скоростей (чисел М полета) может также ограничиваться реверсом элерона, валежкой , боковой неустойчивостью и пр. [c.62]

Важными характеристиками управляемости вертолета являются отклонения продольного управления, требуемые для изменения скорости и перегрузки. Статическая устойчивость по скорости имеет место, если отклонению ручки от себя соответствует увеличение скорости, т. е. (36,s/dp, < 0. Этот градиент отклонения ручки непосредственно связан с производной устойчивости по скорости Ма. Обычно при увеличении поступательной скорости вертолета плоскость концов лопастей заваливается назад, и для балансировки вертолета требуется отклонение вперед плоскости управления (разд. 15.1). На малых скоростях полета, однако, некоторые вертолеты имеют неустойчивый градиент отклонения ручки по скорости. Для приемлемых характеристик маневренности при полете вперед требуется положительный градиент отклонения ручки по перегрузке d 0. Анализ, приведенный в предыдущем разделе, показывает, что градиент отклонения управления связан с производными устойчивости по углу атаки М-л и демпфирования Mq и, следовательно, с условием о кривизне кривой нормального ускорения. Для приемлемых характеристик маневренности требуется некоторый минимальный градиент или максимальная эффективность управления. [c.763]

Хохенемзер [Н.113] в 1939 г. впервые использовал квази-статическую модель винта при исследовании управляемости вертолета в предположении, что движение его как твердого тела происходит с частотами много ниже частоты вращения винта. [c.775]

Военный стандарт США MIL-H-8501A определяет характеристики управляемости в полете и на земле для военных вертолетов. Этот стандарт является хотя и несколько устаревшим, но все же наиболее полным собранием норм летных характеристик. В отношении статической устойчивости стандарт определяет минимальное и максимальное значения начального градиента усилий на ручке в продольном и поперечном направлениях и требует, чтобы он был всегда положителен. В продольном управлении градиенты усилия и отклонения ручки по скорости полета должны соответствовать устойчивости умеренная степень неустойчивости допускается только для ПВП в диапазоне малых скоростей полета, хотя вообще она нежелательна. При полете вперед требуются устойчивые градиенты отклонения поперечного управления и педалей по углу скольжения, путевая устойчивость и устойчивость по поперечной скорости. Для ППП путевое и поперечное управления должны иметь устойчивые градиенты по усилиям и по отклонениям. Оговорены также усилия на рычагах управления на переходных режимах, паразитные перекрестные связи по этим усилиям, запасы управления и другие факторы. Характеристики динамической устойчивости при полете вперед оговорены в стандарте MIL-H-8501A в терминах периода и демпфирования длиннопериодического движения. На рис. 15.15 суммированы требования для эксплуатации по ПВП и ППП. [c.785]

При переводе самолета в набор высоты из режима, соответствующего максимальной суммарной энергии, действительная энергия самолета несколько уменьшается. Объясняется это тем, что тяга в криволинейном полете с перегрузкой становится меньше сопротивления. После перевода самолета в набор высоты самолет обладает несколько меньшей суммарной энергией, чем е акс- Однако новая линия равных энергий самолета будет расположена близко к линии бмакс- Чтобы использовать для боевых целей высоты, которые лежат выше статического потолка, лучше всего из режима, соответствующего максимальной суммарной энергии, переводить самолет в набор высоты с углом наклона траектории до 20° и достаточно энергично. При этих условиях прирост высоты над статическим потолком будет значительным и самолет сохранит хорошую управляемость и маневренность. [c.10]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...