Горизонтальном полете

Балансировочными кривыми называются графические зависимости управляющих параметров (отклонении органов и рычагов управления и усилий на рычагах) от управляемых параметров (углов атаки, крена и рыскания, перегрузки, скорости, числа Маха и др.) на характерных режимах установившегося полета.

Определим углы отклонения органов управления тангажом, а также отклонение ручки и усилие на ней, потребные для балансировки самолета в установившемся прямолинейном горизонтальном полете. Будем рассматривать самолет, имеющий стабилизатор и руль высоты.

Условием балансировки является равенство нулю момента тангажа самолета

, (4.9)

где , коэффициент подъемной силы, создаваемый только вследствие изменения угла атаки, и определяемый при .

Аэродинамическая подъемная сила возникает и при отклоненных стабилизаторе и руле высоты. Поэтому коэффициент аэродинамической подъемной силы самолета в установившемся горизонтальном полете равен

. (4.10)

Учитывая, что , ,

получим

. (4.11)

Подставляя это выражение в соотношение для , после приведения подобных членов будем иметь уравнение

,

где и - коэффициенты эффек­тивности стабилизатора и руля высоты при постоянном значении , равные

; .

Заменяя в уравнении его приближенным значением и разрешая его относительно , получим потребную величину угла отклонения руля высоты для балансировки момента тангажа самолета

. (4.12)

Если балансировка осуществляется управляемым стабилизатором, то потребный для балансировки самолета угол отклонения стабилизатора

. (4.13)

В выражениях для и и учитываются потери подъемной силы на балансировку. Если (дозвуковые самолеты нормальной схемы), то эти потери малы и приближенно можно принимать и .

Потребное для балансировки отклонение ручки управления определим из выражения для

; . (4.14)

По полученным формулам можно построить балансировочные кривые , и или , , . При отсутствии влияния сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики эти балансировочные кривые имеют вид, представленный на рис. 14.

Рис. 14. Балансировочные кривые для самолетов:

1 - статически устойчивого;

2 - статически неустойчивого;

3 - статически нейтрального

По виду балансировочных кривых можно судить о наличии статической устойчивости самолета.

Изменение балансировочных значений , и характеризуется величиной и знаком производных этих величин по скорости. Определим эти производные.

Ранее были получены формулы для определения при обратимой и необратимой системы управления в зависимости от ряда параметров, в том числе и от или .

Если в эти формулы подставить балансировочные значения или , то получим потребные усилия на ручке управления рулем высоты для балансировки самолета по моменту:

а) с обратимой системой управления

, (4.15)

а) с необратимой системой управления

. (4.16)

По этим формулам можно построить балансировочные кривые или . При отсутствии влияния сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики балансировочные кривые имеют вид (рис.15).

Рис. 15. Балансировочные кривые самолета нормальной схемы:

а) - статически устойчивого;

б) - статически неустойчивого

Режимы полета, на которых называются балансировочными по усилию . Такие режимы установившегося горизонтального полета можно осуществить с помощью аэродинамического триммера или триммерного механизма. Изменяя положение триммера можно получить различные , при этом балансировочные кривые будут смещаться.

Изменение усилий характеризуется величиной и знаком производной усилия по скорости при :

а) для самолетов с обратимой системой управления

, (4.17)

где производная усилия по центровке

б) для самолетов с необратимой системой управления

, (4.18)

где .

Здесь верхние индексы и при соответствуют свободной и фиксированной ручке управления.

Обозначим через , тогда для самолетов с обратимой системой управления

, (4.19)

а с необратимой

. (4.20)

Производная называется коэффициентом расхода усилий на скорость. Представляет собой усилие, которое должен прило­жить летчик к рычагу управления для изменения скорости исходного установившегося горизонтального полета на 50%.

Для нормального управления полетом требуется, чтобы . Это условие будет выполняться если самолет с обратимой системой управления статически устойчив по скорости с освобожденным управлением, а с необратимой - устойчив по скорости с фиксиро­ванным рычагом управления.

Если , то летчику приходится удерживать самолет от самопроизвольного стремления повышать скорость. Для балансировки самолета требуются обратные усилия.

Производные и относятся к числу основных показателей статической управляемости самолета в продольном движении.

На управляемость самолета влияет не только знак и , но и их величина. Если эти производные излишне велики, то для перевода с одного установившегося режима полета на другой потребуются большие отклонения ручки и усилия на ней , . Самолет будет тяжел в управлении. Если же они слишком малы, то самолет будет строгим в управлении. Небольшие отклонения ручки и усилия на ней будут сильно изменять скорость полета ,. .