Стендовые исследования управляемого выхода неманевренного самолета на большие углы атаки

Для решения задачи построения и идентификации математических моделей аэродинамических характеристик с учетом динамики формирования сил и моментов на больших углах атаки применительно к натурным условиям представляются целесообразными летные исследования аэродинамических характеристик самолетов указанного класса во всем диапазоне углов атаки, вплоть до их наибольших значений. Целью настоящего исследования является стендовая отработка методики управляемого выхода неманевренного самолета на большие углы атаки с возможностью расширения их диапазона. Для решения этой задачи была сформирована математическая модель самолета, на котором продольный канал системы управления позволяет избежать влияния автоматизации на характеристики устойчивости и управляемости с целью последующего определения аэродинамических характеристик. Для устранения указанного влияния автоматизации скорость перекладки стабилизатора принимается прямо пропорциональной отклонению рычага управления по тангажу от нейтрального положения, а в случае управления только с помощью руля высоты такая перекладка отключается летчиком вручную. В процессе исследований на пилотажном стенде ПСПК-102 отработано уменьшение темпа торможения перед сваливанием до нулевого на заданном значении приборной скорости, а в условиях принятого отсутствия ограничений на скорость перекладки стабилизатора определены ее потребные величины. Установлено, что совместное управление рулем высоты и стабилизатором позволяет расширить диапазон достижимых углов атаки путем динамического выхода на них за счет полного использования диапазона углов отклонения руля высоты на кабрирование. Показана возможность устранения тенденции к сваливанию с интенсивным боковым движением за счет автомата путевой устойчивости с сигналом по углу скольжения и перекрестной связи от элеронов к рулю направления.

1. Котик М.Г. Критические режимы сверхзвукового самолета (сваливание и штопор). М.: Машиностроение, 1967. 228 с.

2. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета: Динамика продольного и бокового движения. М.: Машиностроение, 1979. 352 с.

3. Сверканов П.Л. Способ управления самолетом при выводе на большие углы атаки. Патент № RU 2761687 С1, МПК G05D 1/04, B64C 13/10: опубл.13.12.2021, 6 с.

4. Алешин Б.С. Системы дистанционного управления магистральных самолетов / Б.С. Алешин, С.Г. Баженов, Ю.И. Диденко, Ю.Ф. Шелюхин. М.: Наука, 2013. 292 с.

5. Блинов А.И. Особенности динамики самолета Су-27 при выполнении фигуры высшего пилотажа «кобра Пугачева» / А.И. Блинов, В.Б. Гутник, О.Г. Калибабчук, М.П. Симонов // Техника воздушного флота. 1990. № 2. С. 61–63.

6. Сверканов П.Л. Использование горизонтальной директорной планки при выполнении режимов торможения перед сваливанием // Техника воздушного флота. 2005. № 5. С. 25–28.

7. Глазков А.С., Жук А.Н., Храбров А.Н. Математическое моделирование нестационарных аэродинамических характеристик в условиях развития отрыва потока при автоколебаниях модели на динамической установке свободных колебаний по тангажу // Ученые записки ЦАГИ. 2008. Т. 39, № 4. С. 9–15.

8. Васильченко К.К. Летные исследования маневренного самолета на больших и сверхбольших углах атаки / К.К. Васильченко, В.И. Вид, И.П. Волк, В.П. Заборов, Л.Д. Лобас, Ю.В. Мандельбаум, В.Н. Четвергов // Техника воздушного флота. 1992. № 4 6. С. 10–19.

9. Дубов Ю.Б., Суханов В.Л., Тарасов А.З. Освоение больших углов атаки // Полет. Общероссийский научно-технический журнал. 1998. С. 58–68.