Читать онлайн «Из истории летательных аппаратов». Страница 20

Произведенный нами расчет дал следующий результат. Уравнение четвертого порядка для продольных движений самолета "Илья Муромец" имеет такой вид:

Ему соответствует характеристическое уравнение

l4 + Bl3 + Cl2 + Dl + E 0;

B 9; C13; D 3,5; E-1.

В результате мы получили корни характеристического уравнения l1-7,3; l20,18; l3-1,17 и l4-0,7. Три корня отрицательны и свидетельствуют об устойчивости трех составляющих движений, а один корень положительный. Постоянные времени для устойчивых движений будут: Т10,135 сек; Т20,85 сек; Т31,43 сек. Постоянная времени для неустойчивого движения будет Т45,5 сек. Малые значения постоянных времени устойчивых составляющих характеризуют чрезвычайно быстрое затухание этих движений. Практически эти движения будут представляться совершенно заторможенными и неощутимыми для экипажа самолета.

Неустойчивое движение с постоянной времени, равной 5,5 сек, характеризуется тем, что всякое нарушение параметров движения, например, перегрузки, будет возрастать вдвое за время, равное 0,7 5,53,8-4 сек. Например, если в результате возмущения перегрузка увеличилась на 0,1 и стала равной 1,1, то через 4 сек она будет равна 1,2, через 8 сек -- 1,4 и через 12 сек -- 1,8. Устранить такое изменение перегрузки для летчика никакого труда не составит, а при полете в неспокойной атмосфере неустойчивость будет вообще незаметна, так как летчик будет устранять нарушения угла тангажа J с интервалами времени не более 2-3 сек. Опыт управления неустойчивыми системами показывает, что трудность удержания равновесия появляется при постоянных времени менее 0,2-0,3 сек. Неустойчивость с постоянной времени, равной 5 сек, следует оценить как весьма слабо выраженную.

Важной характеристикой управляемости самолета является соотношение между моментом, вызванным отклонением руля высоты, и усилием, приложенным летчиком. Это соотношение имеет размерность длины и называется приведенным рычагом продольного управления LB. Для самолета "Илья Муромец" мы получили значение Lв приблизительно 100 м; для большого по размерам самолета это сравнительно мало, что объясняется отсутствием аэродинамической компенсации на руле высоты. Если летчик прилагает к штурвалу усилие, равное 1 кГ, то тем самым он прилагает к самолету момент около 100 кГ м, что вызывает угловое ускорение около 0,02 1/сек2; соответственно, усилие, равное 10 кГ, даст угловое ускорение 0,2 1/сек2. На некоторых вариантах самолета "Илья Муромец" стрелок мог перемещаться к кормовой установке, что сообщало самолету момент около 1000 кГ м; тогда для удержания самолета в равновесии летчику нужно было приложить к штурвалу усилие около 10 кГ. Это, конечно, многовато.

Основной характеристикой продольной управляемости самолета служит соотношение приращений усилия DPв на ручке или на штурвале управления и перегрузки Dny. Оно обозначается символом dPв/dny или Pвn. Имея характеристику запаса продольной устойчивости по перегрузке x0xF-- хT и приведенную длину рычага продольного управления Lв, мы легко найдем желаемую характеристику. Прилагая в фокусе самолета, положение которого определено с учетом эффекта вращения, силу, равную весу самолета G, мы тем самым увеличим коэффициент перегрузки на единицу и получим момент Mz==============================Gx0. Для уравновешивания этого момента мы должны отклонить руль высоты, приложив к штурвалу некоторое усилие DРв. Зная величину Lв, мы получим Mz DРв Lв и затем искомую характеристику управляемости: G x0+ DРв Lв0; DРв - Gx0/Lв; Pвn -5000 0.9/100 - 45 кГ.

Мы получили около 45 кГ на единицу перегрузки, что довольно близко к тому значению, которое имеется у современных самолетов. Если учесть весовой момент руля высоты, то величина Pвn значительно увеличится; продольное управление самолета "Илья Муромец", вероятно, было довольно тяжелым.

Специального рассмотрения боковой устойчивости самолета не требуется. Совершенно ясно, что у большого тихоходного самолета боковые движения апериодично устойчивы и их характеризуют малые постоянные времени. Для самолета с разнесенными двигателями интересно рассмотреть возможность полета с несимметричной тягой при остановке боковых двигателей. Остановка одного крайнего двигателя при скорости 90 км/час приводит к возникновению заворачивающего момента, равного около 1700 кГ м, а остановка обоих двигателей, расположенных с одной стороны, дает заворачивающий момент около 2500 кГ м. Максимальный момент, который дает отклонение рулей направления, составляет около 3500 кГ м; следовательно, при помощи рулей направления можно уравновесить заворачивающий момент при остановке двух двигателей, расположенных с одной стороны.

Остановимся еще на движении крена при отклонении элеронов. При отклонении элеронов самолет начинает вращаться с некоторым угловым ускорением, которое, однако, быстро уменьшается в результате действия демпфирующего момента от вращения, после чего устанавливается угловая скорость накренения, когда момент от элеронов уравновешивается моментом от эффекта вращения. У тихоходного самолета "Илья Муромец", обладающего большим размахом крыльев, эффект от вращения должен быть особенно велик. При отклонении элеронов на 10о; при скорости полета 25 м/сек мы получим кренящий момент Мх э, равный около 6000 кГ м; при моменте инерции относительно продольной оси самолета Jx примерно 50000 кГ м сек2 начальное угловое ускорение будет dwx/dt =====Мх э /Jx 0,12 рад/сек2, демпфирующий момент от вращения будет около

При постижении равновесия моментов от вращения и от элеронов угловая скорость будет равна

или 7о в секунду, а конец крыла будет опускаться с вертикальной скоростью, равной 0,12 162 м/сек.

Диаграмма зависимости угла крена от времени получилась в виде почти прямой линии (рис. 11), т. е. как при вращении с постоянной угловой скоростью, но только эта прямая сдвинута примерно на 1 сек от момента отклонения элеронов. После установки элеронов в нейтральное положение самолет затормозит свое движение крена, пройдя примерно еще 7о угла крена, или 70% от угла отклонения элеронов. При плавном действии элеронами (как обычно и действуют при пилотировании) самолет сразу начинает вращаться с постоянной угловой скоростью при отклонении элеронов и сразу останавливается при нейтральном положении элеронов. Самолет "Илья Муромец" является классическим примером самолета с полностью заторможенными вращательными движениями, когда, несмотря на значительную величину моментов инерции, инерционность почти совсем не проявляется.

Рис. 11. График изменения угла крена по времени при отклонении элеронов

Мы довольно подробно рассмотрели аэродинамические и динамические характеристики самолета "Илья Муромец" для того, чтобы продемонстрировать, сколь своеобразны были его свойства. На этом мы заканчиваем рассмотрение начального периода развития тяжелых самолетов. Последующие периоды также были весьма интересны и поучительны, и мы намерены вернуться к их рассмотрению в дальнейшем.

==

3. Маневренные истребители

ВВЕДЕНИЕ

Среди различных направлений развития самолетов своеобразна история развития маневренных истребителей. Хотя термин "маневренный истребитель" имел ограниченное распространение, но при анализе истории развития истребителей мы можем отчетливо выявить стремление к соревнованию по показателю маневренности.

Самолеты-истребители первоначально предназначались для борьбы с разведчиками и бомбардировщиками противника и для решения этой задачи особых требований к маневренности истребителя не предъявлялось. Однако почти всегда существовали преимущества истребителя над более тяжелыми самолетами в отношении маневренности и скорости. Только в очень редких случаях разведчик или легкий бомбардировщик оказывался более быстроходным или более маневренным, чем истребитель.

Необходимость в самолетах, предназначенных для борьбы с разведчиками и бомбардировщиками, возникла уже в первые месяцы первой мировой войны 1914-1918 гг. В истории авиации навсегда сохранится память о воздушном бое, проведенном летчиком П. Н. Нестеровым с австрийским бомбардировщиком в 1914 г., когда П. Н. Нестеров, не имея на своем самолете специального вооружения, решил повредить вражеский самолет, нанеся ему непосредственный удар своим самолетом. Как известно, оба самолета погибли. Можно предположить, что П. Н. Нестеров пытался повредить воздушный винт самолета противника, задев его своим шасси.

На рис. 1 показана вероятная схема момента сближения самолетов. В то время на самолетах применялись деревянные, довольно тонкие винты, которые при работе находились в весьма напряженном состоянии, и задевание лопастями за посторонний предмет легко приводило к разрушению лопастей почти без всякого повреждения этого предмета.

Из рис. 1 видно, что самолет "Моран-Ж", на котором летел П. Н. Нестеров, имел очень плохой обзор вперед и вниз, и П. Н. Нестерову было трудно рассчитать движение самолета.