И управляемости самолета Ил-76Т

Боковая устойчивость и управляемость самолета в прямолинейном полете обеспечивает сохранение и восстановление равновесия этого режима полета. В разд. 9.5 было установлено, что при воз­никновении крена возникает скольжение самолета на опущенное полукрыло, а при появлении скольжения возникает крен на проти­воположное полукрыло.

Таким образом, при нарушении поперечного равновесия самолета нарушается и путевое, а при нарушении путевого равновесия нарушается и поперечное. Поэтому, поперечные и путевые возму­щенные движения самолета необходимо рассматривать совместно, как боковые движения.

Характер бокового возмущенного движения будет определяться поперечной и путевой устойчивостью самолета. Самолет будет ус­тойчив в боковом отношении только тогда, когда он устойчив в поперечном и путевом отношении и, кроме того, если между этими видами устойчивости существует определенное соответствие. При наличии такого соответствия между поперечной и путевой устой­чивостью самолет при выходе из крена одновременно устраняет и скольжение. Если между поперечной и путевой устойчивостью такого соответствия не существует, то самолет будет неустойчив в боковом отношении. Так, при излишней путевой устойчивости са­молет имеет спиральную неустойчивость, т. е. при появлении крена он входит в спираль. При излишней поперечной устойчивости по­является боковая раскачка самолета.

Рассмотрим боковое возмущенное движение самолета со стре­ловидным крылом на малых углах атаки при наличии боковой ус­тойчивости. Допустим, что в полете появился правый крен (см. рис. 73). Равнодействующая подъемной силы и веса самолета Z вызывает скольжение самолета в сторону крена. При этом подъ­емная сила правого полукрыла увеличивается, а левого—умень­шается. Вследствие разности подъемных сил возникает восстанав­ливающий момент крена Мх, под действием которого самолет вы­ходит из крена.

Одновременно с этим в результате скольжения сила лобового сопротивления правого полукрыла увеличивается, а левого—­уменьшается. Кроме того, вертикальное оперение и фюзеляж соз­дают боковую силу Z_b. В результате разности лобовых сопротив­лений левого и правого полукрыльев, а также боковой силы Z_b воз­никает восстанавливающий момент рыскания Му, под действием которого самолет уменьшает угол скольжения.

Следовательно, под действием восстанавливающего момента крена Мx самолет уменьшает угол крена, а под действием восста­навливающего момента рыскания Му уменьшает угол скольжения. При этом, по мере уменьшения угла крена и скольжения попереч­ный и путевой восстанавливающие моменты уменьшаются.

Вследствие наличия угловой скорости вращения вокруг про­дольной оси ОХ и нормальной— ОY возникают демпфирующие поперечные и путевые моменты, которые тормозят вращение само­лета, как в процессе нарушения, так и в процессе восстановления бокового равновесия.

Уменьшение восстанавливающих моментов по мере уменьше­ния углов крена и скольжения самолета и наличие демпфирующих моментов обеспечивает уменьшение угловых скоростей вращения относительно осей ОХ и ОY и восстановления заданного бокового равновесия.

Если между поперечной и путевой устойчивостью существует определенное соответствие (правильное сочетание), то к моменту выхода из крена самолет не будет иметь скольжения, а значит, боковое равновесие самолета (поперечное и путевое) восстановит­ся. Такое соответствие между поперечной и путевой устойчивостью у самолета Ил-76Т существует на основном диапазоне летных уг­лов атаки, но на больших углах атаки это соответствие нару­шается.

Изменение путевой и поперечной устойчивости приводит к тому, что при восстановлении бокового равновесия самолет быстро вы­ходит из крена, но медленно уменьшает угол скольжения. Так, на­пример, к моменту выхода из левого крена самолет еще имеет скольжение на левое полукрыло, а это значит, что подъемная сила левого полукрыла остается дольше подъемной силы правого, и са­молет начинает крениться на правое полукрыло. С увеличением угла крена появляется скольжение на правое полукрыло. Вследст­вие восстанавливающих и демпфирующих моментов крена увели­чение угла крена прекращается, а вследствие восстанавливающих и демпфирующих моментов рыскания прекращается увеличение угла скольжения. Самолет под действием восстанавливающих бо­ковых моментов начинает выходить из правого крена, уменьшая угол скольжения. Но опять к моменту выхода из крена самолет еще имеет скольжение на правое полукрыло, а значит, подъемная сила правого полукрыла будет больше.подъемной силы левого, и самолет вновь начинает крениться на левое полукрыло и т. д.

Такой характер бокового движения (боковой неустойчивости) самолета на больших углах атаки получил название боковой рас­качки самолета. Для предупреждения боковой раскачки необходи­мо обеспечить соответствие между поперечной и путевой устойчи­востью путем повышения путевой устойчивости или некоторого снижения поперечной.

Ранее отмечалось, что на самолете Ил-76Т крыло имеет обрат­ное поперечное y=-3°, которое несколько уменьшает поперечную устойчивость. Благодаря этому самолет медленней выходит из кре­на, одновременно уменьшая угол скольжения. Но и при наличии обратного y на больших углах атаки полное соответствие между поперечной и путевой устойчивостью не достигается, а это значит, что самолет на этих углах может иметь боковую раскачку.

Для предупреждения боковой раскачки в полете не следует допускать выхода самолета на большие углы атаки, а также сколь­жение в процессе разворотов. Если в полете появилась боковая раскачка, то необходимо уменьшить угол атаки самолета.

Кроме того, для более быстрого устранения боковой раскачки в процессе выхода самолета из крена и скольжения необходимо отклонением элеронов замедлять быстрый выход самолета из кре­на, а рулем направления ускорять выход со скольжением. Для этого в процессе выхода самолета из крена следует несколько от­клонять штурвал управления элеронами и перемещать педаль управления рулем направления в сторону крена. При таком откло­нении элеронов несколько уменьшается поперечный восстанавли­вающий момент, а отклонением руля направления несколько уве­личиваются путевые восстанавливающие моменты. Поэтому к мо­менту выхода из крена самолет не будет иметь скольжения, а зна­чит, боковое равновесие восстановится.

Боковая раскачка самолета Ил-76Т может иметь место при не­работающих каналах демпфирования по крену и курсу системы САУ.

При работающих демпферах крена g и рыскания y, включен­ных в системы управления элеронами и рулем направления, возни­кают дополнительные демпфирующие моменты крена в результате отклонения элеронов по сигналу датчика угловой скорости w _х и мо­менты рыскания вследствие отклонения руля направления по сиг­налу датчика угловой скорости w _у. Благодаря этому создаются моменты элеронов и руля направления, направленные против вра­щения самолета относительно осей ОХ и ОY, а колебания само­лета практически не возникают или имеют малую амплитуду с большой степенью затухания m_зат.

Кинематические системы управления с включенными каналами демпфирования по крену и курсу показаны на рис. 77.

Динамика бокового движения самолета характеризуется сте­пенью затухания боковых колебаний m _зат, величина которой показывает уменьшение амплитуды колебаний А_t за один период, т. е. m_зат = A_t/A_t+T (см. рис. 69,а) и отношением максимальных значе­ний угловых скоростей крена w _х и рыскания w _у, т. е. c = w_x/w_y.

На рис. 78 изображены графики зависимости m_зат и c самоле­та Ил-76Т (G=130 т, H=3000—4000 м, x_т=30% b_a ) от индика­торной скорости Vi при включенных и выключенных демпферах крена g и рыскания y. Из графиков видно, что при включенных. демпферах крена g и рыскания y на скоростях до 300 км/ч ИН m_зат достигает 3 при c== 1,5... 1,7, т. е. за один период амплитуда колебаний уменьшается в 3 раза при условии, что максимальное значение угловой скорости выхода из крена w_x в 1,5...1,7 больше чем w_y выхода со скольжения. На скоростях более 300 км/ч ИН переходной процесс восстановления бокового равновесия апериодический, т. е. самолет восстанавливает боковое равновесие (уст­раняет угол крена g и угол скольжения b), не совершая колебаний.

При выключенных демпферах g и y на малых скоростях m_зат только незначительно больше единицы (на V==250 км/ч ИН m_зат»1,13), но с увеличением скорости m_зат несколько возрастает (V==500 км/ч ИН m_зат= 1,37). Это означает, что при выключен­ных демпферах g и y колебания затухают медленно, особенно на малых скоростях. Учитывая это, при полете с неработающими демпферами все эволюции самолета следует выполнять плавно и строго координированно, не превышая приборной скорости 500 км/ч.

Боковая управляемость самолета характеризуется величиной коэффициента момента крена m _х при отклонении элеронов и коэф­фициенту момента рыскания т_у при отклонении руля направления.

Графики зависимости коэффициента момента крена m_x от угла атаки a при различном отклонении штурвала элеронов и коэффи­циента момента рыскания т_у от угла скольжения при различном положении руля направления dн изображены на рис. 79. Известно, что управление самолетом по крену обеспечивается совместным от­клонением элеронов и гасителей подъемной силы. Как видно из графиков, при полностью выпущенной механизации крыла (см. рис. 79,б) коэффициент момента крена m_x при отклонении штур­вала на определенный ход х_э (0,5 х_эmax, x_эmax) остается практи­чески постоянным вплоть до критических углов атаки. При убран­ной механизации (см. рис. 79,а) m_x несколько меньше, но остается достаточным для обеспечения нормальной управляемости самоле­та по крену. Расчетным условием для определения необходимой эффективности руля направления являются условия обеспечения балансировки самолета в случае продолженного взлета с одним неработающим критическим двигателем, а также посадки с боко­вым ветром. Как видно из графиков (см. рис. 79) эффективность руля направления практически сохраняется постоянной во всем диапазоне его отклонения, как при взлетно-посадочной, так и в крейсерской конфигурации самолета.

С целью уменьшения нагрузок на вертикальное оперение при выполнении крейсерского полета на больших скоростях допусти­мый угол отклонения руля направления равен 9°. Для обеспечения этого в системе управления РН установлено дополнительное загрузочное устройство (см. рис. 77,а поз. 4).

При больших числах М у самолетов со стреловидным крылом наблюдается обратная реакция самолета по крену на отклонение руля направления.

Рассмотрим поведение самолета со стреловидным крылом при отклонении руля направления на малых и больших числах М (близких к Мкр).

При отклонении руля направления, например вправо, верти­кальное оперение создает боковую силу Zн, направленную влево. Под действием момента этой силы относительно нормальной оси самолет разворачивается в сторону отклоненного руля (вправо), создавая угол скольжения b на левое полукрыло (рис. 80). Тогда угол эффективной стреловидности левого полукрыла уменьшается, а правого—увеличивается.

В результате этого эффективная составляющая скорость V₁ ле­вого полукрыла и его подъемная сила увеличиваются, а правого — уменьшаются. Вследствие разно­сти подъемных сил возникает кренящий момент самолета на правое полукрыло (рис. 80, поз. 1).

Таким образом, при отклонении руля направления на малых числах М самолет вследствие скольжения кренится на то полукры­ло, куда отклоняется руль.

Такую реакцию на отклонение руля направления самолет будет иметь, если он устойчив в поперечном отношении, т. е. при скольжении на левое полукрыло самолет кре­нится на правое и наоборот. Это движение называют прямой реак­цией самолета по крену на отклонение руля направления.

При числах М=0,79...0,8 происходит уменьшение прямой реак­ции на отклонение руля направления. При полете на числах М ³ 0,82 (рис. 80,б) наблюдается обратная реакция самолета по кре­ну на отклонение руля направления.

Если в полете на числах М, близких к критическому, отклонить руль направления вправо, то в этом случае точно также, как и при малых числах М появится скольжение на левое полукрыло. Эффективная стреловидность и Мкр левого полукрыла уменьшатся, правого—увеличатся. Так как полет происходит на числах М, близких к Мкр, то левое полукрыло при определенном угле сколь­жения может сказаться на числе М, большем Мкр. На этом полу­крыле возникнут сверхзвуковые зоны и скачки давления, в результате которых его подъемная сила резко уменьшится. Увеличение эффективной стреловидности правого полукрыла вызовет увеличе­ние его Мкр. Поэтому правое полукрыло будет работать на докритических числах М и скачков давления не будет. Уменьшение подъ­емной силы и левого полукрыла вызовет накренение самолета влево.

Таким образом, при отклонении руля направления вправо са­молет кренится на левое полукрыло и, наоборот. Это и есть обрат­ная реакция самолета по крену на отклонение руля направления.