Przeglad WLOP - MoÅ¼liwoÅ›ci manewrowe samolotu [Lotnictwo].pdf - Przegląd WLiOP - damiano031

TECHNIKA I EKSPLOATACJA

Płk w st. sp. pil. dr inż. Antoni Milkiewicz

Możliwości manewrowe samolotu

z elektrycznym systemem sterowania

na przykładzie samolotu F-16

ność do zmiany położenia w przestrzeni

w określonym czasie, z każdą prędkością i na

wszystkich wysokościach lotu, warunkuje

dobra sterowność, czyli wysoki stopień reago-

wania samolotu na wychylenie sterw. Z ko-

lei sterowność jest uzależniona od statycznej

stateczności, a więc od tendencji samolotu do

powrotu do stanu wyjściowego po wytrące-

niu z tego stanu.

Im większa będzie stateczność statyczna

podłużna przy zmianie przeciążenia (SSPZP)

samolotu i większy będzie zapas stateczno-

ści, a więc im większe przeciwdziałanie bę-

dzie towarzyszyć zmianie kąta natarcia lub

przeciążenia normalnego, tym mniejsza bę-

dzie sterowność, a zatem i manewrowość sa-

molotu (rys. 1).

W klasycznych samolotach myśliwskich

zapas SSPZP wynosi od 1% do 3% (5%) śred-

niej cięciwy aerodynamicznej (bŚA). Zapas

taki uzyskuje się wskutek stosowania rozwią-

zań konstrukcyjnych umożliwiających odpo-

wiednie położenie środka ciężkości (ŚC) sa-

molotu w stosunku do położenia jego ogni-

ska aerodynamicznego (OA). Podczas lotu

zapas SSPZP zmienia się wraz ze zmianami

położenia ŚC, uwarunkowanymi zużyciem

paliwa i środkw rażenia.

Problem zachowania określonej SSPZP do-

tyczy samolotw naddźwiękowych. Jak wiado-

mo, po przekroczeniu Ma kr. , w związku z po-

wstawaniem i przemieszczaniem się fal uderze-

niowych, następuje wędrwka OA ku krawę-

dzi spływu skrzydeł. W takich okolicznościach,

przy określonym położeniu ŚC następuje zwięk-

szanie się zapasu SSPZP, a zatem zmniejsza się

manewrowość samolotu (rys. 2).

Zapas SSPZP wpływa rwnież na zużycie

paliwa podczas lotu. Zwiększony zapas

Rys. 1. Zapas statycznej sta-

teczności podłużnej przy zmia-

nie przeciążenia

CZERWIEC 2002

D obrą manewrowość samolotu, czyli zdol-

Rys. 2. Zmiana zapasu

SSPZP przy naddźwiękowych

prędkościach samolotu

SSPZP, w związku ze zwiększoną siłą zrw-

noważającą lot poziomy, działającą na uste-

rzeniu poziomym w kierunku przeciwnym do

siły nośnej samolotu, powoduje konieczność

zwiększenia kąta natarcia, co w konsekwen-

cji prowadzi do wzrostu oporu czołowego

samolotu, a więc i do większego zużycia pali-

wa. Stosuje się rżne sposoby przeciwdziała-

nia temu zjawisku. Na przykład w samolocie

Concorde , w miarę zwiększania się prędko-

ści naddźwiękowej, następuje przemieszcza-

nie się ŚC samolotu do tyłu wskutek prze-

pompowywania paliwa z przedniej grupy

zbiornikw do tylnej. W ten sposb uzyskuje

się prawie stały, nieduży zapas SSPZP.

Utrzymanie małego zapasu SSPZP w ma-

łych samolotach bojowych w taki sposb jest

niemożliwe. Długo poszukiwano innych roz-

wiązań, ktre by gwarantowały dobrą sterow-

ność i manewrowość samolotu oraz małe zu-

życie paliwa. Takim rozwiązaniem okazała się

koncepcja zmniejszonej SSPZP (relaxed sta-

tic stability). Istotą tej koncepcji jest przyję-

cie takich układw samolotu, aerodynamicz-

nego i masowego, ktre sprawiają, że samo-

lot ten jest niestateczny przy prędkościach

poddźwiękowych, a przy prędkościach nad-

dźwiękowych ma tak zmniejszoną SSPZP, że

zachowuje zarwno oczekiwaną manewro-

wość, jak i zużycie paliwa (rys. 3).

W warunkach braku stateczności Î przy

położeniu OA przed ŚC (rys. 3b) Î ciężar sa-

molotu Q jest zrwnoważony przez sumę sił:

C x (rys. 3e). Na ry-

sunku widać, że stan niestateczności przy

Ma < 1 powoduje, przy pracy zespołu napę-

dowego z maksymalnymi obrotami, przyrost

C z o od 4 do 8%. Przy prędkościach naddźwię-

kowych przyrost C z osiąga wartości od 8 do

15% (rys. 3f).

Oprcz zalet wynikających z braku SSPZP

pojawiają się jednak istotne problemy zwią-

zane z zapewnieniem bezpiecznego sterowa-

nia niestatecznym samolotem. Na rys. 4 przed-

stawiono ruchy, ktre pilot musi wykonać

drążkiem sterowym, aby zmienić warunki

lotu, np. przejść na zniżanie.

Jak widać na rys. 4d, sterowanie niestatecz-

nym samolotem jest możliwe, lecz wymaga

dużego skupienia uwagi. W praktyce ozna-

cza to, że pilot nie byłby w stanie wykonać

jakiegokolwiek zadania.

Problem bezpiecznego sterowania niesta-

tecznym samolotem został jednak rozwiąza-

ny dzięki elektrycznemu sterowaniu (fly by

wire). Taki sposb sterowania umożliwia nor-

malne pilotowanie, natomiast dodatkowe

wychylenia statecznika, kompensujące brak

stateczności, możliwe są dzięki Î niezależnej

od pilota Î automatyce systemu sterowania,

Przegląd WLiOP

nośnej skrzydeł P z i zrwnoważającej samo-

lot w locie poziomym P zH . Dlatego P z jest

mniejsza od Q i samolot może wykonywać

lot poziomy z mniejszym kątem natarcia,

a więc przy mniejszym wspłczynniku siły

nośnej C z , ktremu towarzyszy wspłczynnik

siły oporu mniejszy o

Rys. 3. Efekty zmniejszonej SSPZP dla samolotu F-16 : a) układ stateczny; b) układ niestateczny; c, d)

zrwnoważające wychylenie statecznika poziomego w locie poziomym; e, f) zmniejszenie oporu w locie

poziomym i w czasie manewrw

Rys.4. Ruchy drążkiem sterowym niezbędne do przejścia na zniżanie samolotu: a) mającego dużą SSPZP;

b) mającego małą SSPZP; c) o obojętnej SSPZP; d) niestatecznego. 0 Î wyjściowe położenie drążka;

- - - Î ruch drążka potrzebny do zmiany warunkw lotu (przejścia na zniżanie); Ï Î ruch drążka potrzebny

do utrzymania nowych warunkw lotu (kolorem czarnym oznaczono końcowe położenie drążka)

CZERWIEC 2002

Rys. 5. System sterowania samolotu F-16

kontrolowanej przez pokładowy komputer

(rys. 5).

Zastosowanie elektrycznego sterowania,

ktrego projekt zaczęto wdrażać w samolo-

tach F-16 w 1972 r., umożliwiło dalszą auto-

matyzację samolotu związaną z dostosowy-

waniem ugięcia linii szkieletowej profili

skrzydeł do warunkw lotu w taki sposb, by

w podstawowych warunkach lotu uzyskać

największą doskonałość aerodynamiczną, lep-

szą stateczność kierunkową (pozytywny

wpływ wywierają rwnież wiry spowodowa-

ne napływami pasmowych skrzydeł) i zmniej-

szenie drgań samolotu (rys. 6).

Rys. 6. Automatyczna zmiana

ugięcia linii szkieletowej pro-

filu skrzydła samolotu F16 :

a) start i lądowanie; b) pręd-

kość przelotowa poddźwięko-

wa; c) manewrowanie przy du-

żym przeciążeniu normalnym;

d) lot z prędkością naddźwię-

kową

Przegląd WLiOP

Klapy przednie wychylają się w zależno-

ści od kąta natarcia i liczby Ma, natomiast

wychylenie klap tylnych jest funkcją liczby

Ma i położenia dźwigni sterowania położe-

niem podwozia.

Należy zauważyć, że przy prędkościach

naddźwiękowych profile skrzydeł przyjmują

formę profili nadkrytycznych.

Dzięki przystosowaniu ugięcia linii szkie-

letowej profili pasmowych skrzydeł do mak-

symalnej doskonałości aerodynamicznej na-

stąpiły: znaczący przyrost nośności skrzydeł,

polepszenie stateczności kierunkowej

i zmniejszenie drgań samolotu (rys. 6).

Elektryczny system sterowania samolotem

pozwolił wprowadzić wiele ograniczeń użyt-

kowych, funkcjonujących podczas lotu nie-

zależnie od woli pilota. Znacznie zwiększy-

ło to bezpieczeństwo latania. W przypadku

samolotu z klasycznym układem sterowania,

ograniczenia użytkowe ujęte są w instrukcji

użytkowania samolotw; ponieważ ich sto-

sowanie zależy tylko od pilota, mogą więc

być Î świadomie lub nieświadomie Î nie

uwzględniane. Elektryczny system sterowa-

nia został zaprojektowany w taki sposb, aby

eliminował błędy pilota wynikające ze ste-

rowania grożącego przeciągnięciem lub bra-

ku koordynacji grożące utratą stateczności

samolotu (rys. 8). Do kąta natarcia 15 funk-

cjonuje ograniczenie przeciążenia o warto-

ści 9. W przypadku kątw natarcia więk-

szych niż 15 przeciążenie jest ograniczane

przez prędkość obrotową samolotu wzglę-

dem jego osi x-x.

Aby zachować stateczność boczną samo-

lotu przy dużych kątach natarcia, zaprogra-

mowano wspłzależność wychyleń steru kie-

runku i lotek przedstawioną na rys. 9. Wyni-

ka z niego, że w samolocie F-16 dobrą koor-

dynację manewrw obrotowych przy dużych

kątach natarcia można uzyskać, wykorzystu-

jąc tylko organy bocznego sterowania Î ster

kierunku i lotki.

Podczas prb w locie okazało się, że nad-

mierne obroty samolotu wokł osi x-x po-

wodują podnoszenie nosa i samoczynne

zwiększanie kątw natarcia. Aby przeciw-

działać temu zjawisku, zastosowano ograni-

czenie w postaci zaprogramowanej zależno-

ści kątw wychylenia lotek i steru kierunku

od prędkości obrotowej samolotu względem

osi x-x podczas lotu z dużymi kątami natar-

cia (rys. 10).

Rys. 7. Zależność: a) C z (

); b) dC mz (d

) dla rżnych C z ; c) intensywność drgań dla rżnych C z

(samolot F-16 )

CZERWIEC 2002

Przeglad WLOP - MoÅ¼liwoÅ›ci manewrowe samolotu [Lotnictwo].pdf

Plik z chomika:

Inne pliki z tego folderu:

Inne foldery tego chomika: