Инерционное взаимодействие
Инерционное взаимодействие продольного и бокового движений самолёта.
инерцио́нное взаимоде́йствие продольного и бокового движений самолёта — проявляется при пространственных манёврах, сопровождающихся энергичным вращением относительно продольной оси. Наиболее значительно И. в. у сверхзвуковых самолётов, имеющих большие различия в значениях главных моментов инерции (вытянутый эллипсоид инерции). С ростом скорости крена И. в. приводит к изменению параметров продольного движения и бокового движения, а также к возникновению влияния продольного управления на рыскание и путевого управления на движение по тангажу. При пространственном движении установившееся вращение самолёта происходит относительно оси, практически совпадающей с вектором скорости полета. Причиной И. в. являются инерционные моменты, действующие на самолёт при его вращении. Эти моменты стремятся опрокинуть самолёт относительно скорости V. На рисунке схематически изображено вращение самолёта и действие инерционного и аэродинамических моментов (предполагается, что скольжение отсутствует). Для малых углов атаки α эти моменты можно считать линейно зависящими от α, так что суммарный момент MzΣ, действующий на самолёт, можно представить следующим образом: MzΣ = Mzаэр + Mzин = [mzαqSbA + (Iy-Ix)ω2x]α, где Mzаэр, Mzин — аэродинамический и инерционный моменты; Iy, Ix — моменты инерции самолёта относительно продольной x и нормальной y осей; S, bA — площадь и средняя аэродинамическая хорда крыла; mαz — производная коэффициент аэродинамического момента тангажа по углу атаки; ωx — скорость крена; q — скоростной напор. Из условия δMzΣ/δα = 0 можно оценить критическую скорость крена, при которой происходит потеря устойчивости движения самолёта по тангажу:
Аналогичная оценка получается и для критической скорости крена, при которой происходит потеря устойчивости движения по рысканию:
,
где Iz — момент инерции самолёта относительно поперечной оси z, l — размах крыла, mβy — производная коэффициента аэродинамического момента рыскания по углу скольжения. Эти приближённые соотношения не учитывают действия части аэродинамических моментов Mzаэр, обусловленных вращением (так называемых демпфирующих моментов), а также гироскопического момента вращающегося ротора двигателя. Демпфирующие аэродинамические моменты могут существенно изменить критические скорости ωα, ωβ и даже привести к их исчезновению (см. Аэродинамическое демпфирование). Гироскопический момент изменяет критические скорости незначительно. Скорость крена, при достижении которой самолёт оказывается на границе устойчивости, находится вблизи критических скоростей ωα, ωβ. При этом в зависимости от типа маневра характер потери устойчивости может носить апериодический или колебательный характер. Особенности пространственного движения самолёта, проявляющиеся в потере устойчивости движения, в возникновении обратной реакции самолёта по перегрузкам на отклонения органов управления, в возможности существования критических режимов инерционного вращения, главным образом порождаются И. в.
Литература:
Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Динамика пространственного движения самолёта, М., 1967.
М. Г. Гоман.
| Главная |