УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА

УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА

Любой самолет, поднявшийся в воздух, кроме высоких летно-тактических данных должен быть хорошо уравновешен, быть устойчивым и одновременно хорошо управляемым. Выполнение этих требований - сложная конструктивная задача.

Полет самолета определяется его взаимодействием с другими телами и главным образом с воздухом, обтекающим крыло, фюзеляж, горизонтальное оперение и т. д. При взаимодействии с воздухом возникают внешние аэродинамические силы, которые нагружают самолет и создают моменты сил. Для осуществления различных режимов полета требуется полное или частичное равновесие внешних сил и моментов, действующих на самолет.

Условия равновесия записываются следующим образом:

∆ X = 0	∆ Мх = 0
∆ У = 0	∆ Му = 0	(9.1)
∆ Z = 0	∆ Мz = 0.

Из уравнений следует, что в установившемся пролете проекции внешних сил на оси X, У, Z, а также моменты относительно этих осей должны быть равны нулю.

Устойчивость характеризует способность самолета без вмешательства летчика сохранять заданный режим полета.

Управляемость - это способность самолета должным образом реагировать на отклонение летчиком рулей управления (рулей высоты, поворота и элеронов). Между равновесием, устойчивостью и управляемостью существует определенная взаимосвязь. В общем случае движение самолета оказывается весьма сложным, поэтому для удобства анализа его разлагают на простейшие виды: продольное и боковое.

Соответственно с продольным и боковым движением самолета рассматривают:

- продольное и боковое равновесие;

- продольную и боковую устойчивость;

- продольную и боковую управляемость.

Любое вращение самолета вокруг его центра тяжести можно разложить на вращение вокруг трех взаимно перпендикулярных осей X, У, Z , проходящих через центр тяжести. При изучении устойчивости и управляемости обычно используют связанную систему координат (Рис. 1). В связанной системе координат ось Х₁ связана с самолетом, параллельна оси самолета или хорде крыла и находится в плоскости симметрии. Ось У₁ находится также в плоскости симметрии, перпендикулярна оси Х₁ и направлена вверх. Ось Z перпендикулярна осям Х и У и направлена вдоль правой плоскости.

Соответственно трем осям на самолет действуют следующие моменты.

1. Продольный момент или момент тангажа Mz стремящийся повернуть самолет вокруг оси Z₁.

Продольный момент может быть кабрирующим, стремящимся увеличить угол тангажа, или пикирующим, стремящимся уменьшить угол тангажа.

2. Поперечный момент или момент крена Мх, стремящийся повернуть самолет вокруг оси Х₁

3. Путевой момент или момент рысканья My, стремящийся повернуть самолет вокруг оси У₁ т. е. изменить курс самолета.

Рис. 1 Оси вращения самолета

ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ РУЛЕЙ

Для балансировки самолета относительно его центра тяжести в установившемся полете, а также для управления самолетом применяются различные аэродинамические рули. На самолетах с обычной схемой управления поворот и балансировка его относительно поперечной оси Z осуществляются рулями высоты (или управляемым стабилизатором). Относительно продольной оси Х самолет балансируется и поворачивается с помощью элеронов, расположенных в задних частях консолей крыла и отклоняющихся на правом и левом крыле в противоположные стороны. В помощь элеронам на скоростных самолетах применяются интерцепторы, которые как бы увеличивают эффективность элеронов.

Относительно оси У самолет балансируется и поворачивается с помощью руля поворота (или поворотным килем).

За положительное направление принимается такое отклонение рулей, которое создает отрицательный момент относительно соответствующих осей самолета (руль высоты - вниз, руль поворота - влево, левый элерон - вверх).

Аэродинамический руль представляет собой отклоняющуюся заднюю часть крыла, горизонтального оперения (стабилизатора), вертикального оперения (киля). За счет отклонения руля образуется дополнительная аэродинамическая сила (положительная или отрицательная) на участке несущей поверхности крыла, стабилизатора или киля, которая расположена на соответствующем расстоянии до центра тяжести самолета и создает момент, необходимый для балансировки и управления самолетом относительно его центра тяжести.

Рис. 2 Действие руля высоты

Действие рулей на дозвуковых скоростях полета объясняется тем, что возмущения, вызванные отклонением рулей, распространяются во всех направлениях: по потоку и навстречу потоку. Вследствие этого происходит перераспределение давления по всей длине хорды профиля, в том числе и на неподвижных несущих поверхностях, снабженных рулем. Если, например, отклонить руль высоты вниз на некоторый угол λ _В (Рис. 2), то это вызовет дополнительное разрежение сверху стабилизатора и повышение давления внизу, что и приведет к созданию дополнительной подъемной силы на горизонтальном оперении в целом (подвижной и неподвижной его частей). Дополнительная подъемная сила∆ У_Г.О. на горизонтальном оперении создает дополнительный момент относительно центра тяжести, который претворит в практическое действие замысел летчика.

ЦЕНТР ТЯЖЕСТИ САМОЛЕТА

Вес самолета складывается из веса пустого самолета (планер, двигатели, несъемное оборудование), веса топлива, боеприпасов (на военных самолетах), грузов, экипажа и т. д. Если найти равнодействующую сил веса всех частей самолета, то она пройдет через некоторую точку внутри самолета, называемую центром тяжести.

Рис. 3 Определение центра тяжести самолета методом взвешивания

Положение центра тяжести (ц. т.) на самолете обычно определяется методом двойного взвешивания. Самолет устанавливается на весы в двух положениях, как показано на Рис. 3. При каждом взвешивании замеряют показания передних и задних весов. Зная расстояние между весами и показания передних и задних весов в обоих случаях, по правилам механики определяют для каждого из этих положений самолета величину равнодействующей силы и линию ее действия. Точка пересечения линии действия равнодействующих 1-1 и 2-2 будет центром тяжести самолета.

В процессе полета по мере выработки топлива сброса грузов (парашютистов) положение центра тяжести может меняться, что нежелательно с точки зрения балансировки самолета в полете. Поэтому конструкторы стремятся так разместить грузы в самолете, чтобы изменение их веса не отражалось на положении ц. т

Центровка становится более передней, и наоборот, размещение грузов в хвостовой части смещает центровку назад, т. е. она становится более задней. Центровка является весьма важной характеристикой самолета, связанной с его балансировкой, устойчивостью и управляемостью. Поэтому летчик обязан

ФОКУС КРЫЛА САМОЛЕТА

Фокусом крыла называется точка, относительно которой момент аэродинамических сил не зависит от угла атаки (Рис. 4).Аэродинамический фокус принято обозначать буквой F, а его координату относительно носика профиля крыла буквой Х_F.

Рис. 4 К определению аэродинамического фокуса крыла

Фокус крыла - постоянная точка для самолетов и у крыльев этих самолетов находится приблизительно на 1/4 длины хорды от передней кромки (22...25% САХ, там же, где и центр давления).

Рис. 8 К определению фокуса самолета

Понятие фокус самолета аналогично понятию фокуса крыла. Положение фокуса самолета определяется положением фокусов его частей (крыла, оперения, фюзеляжа) и величиной приращения подъемных сил этих частей (Рис. 8). Обычно фокус самолета расположен позади фокуса крыла на 30...40% САХ (для самолетов с прямым крылом).

БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА

УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА