Статическая устойчивость описывает первоначальную реакцию самолёта на отклонение от равновесия относительно одной или более осей (самолёт имеет три оси вращения).

⇐ ПредыдущаяСтр 11 из 28Следующая ⇒

Самолёт статически устойчив, если, при отклонении от состояния равновесия, у него возникает тенденция к возврату в первоначальное состояние.

Самолёт статически нейтрален, если, при отклонении от состояния равновесия, у него не возникает никакой тенденции, и он остаётся в новом состоянии.

Самолёт статически неустойчив, если, при отклонении от состояния равновесия, у него возникает тенденция к дальнейшему увеличению отклонения. Это крайне нежелательное свойство, которое может привести к потере управления самолётом.

Большинство самолётов обладают статической устойчивостью по тангажу и рысканию и близки к статической нейтральности по крену.

Если самолёт обладает статической устойчивостью, то динамическая устойчивость рассматривает временной процесс поведения самолёта после прекращения действия возмущения. В процессе возврата к равновесному состоянию самолёт по инерции проскакивает исходное положение, что создаёт отклонение в другую сторону и процесс повторяется.

Если самолёт динамически устойчив, то эти колебания затухающие. Самолёт должен быть динамически устойчивым.

Если самолёт динамически нейтрален, то колебания не будут затухать. Динамическая нейтральность – нежелательное явление.

Если амплитуда колебаний самолёта будет возрастать по времени, то данный самолёт динамически неустойчив, что крайне нежелательно.

Наличие устойчивости (или неустойчивости) самолёта определяется формой и размерами его поверхностей.

Киль является основной поверхностью, обеспечивающей путевую устойчивость. Стабилизатор обеспечивает продольную устойчивость, а крыло – поперечную.

Расположение центра тяжести также влияет на устойчивость. Если центр тяжести находится вблизи предельно задней границы, то самолёт будет менее устойчив по тангажу и рысканию. При смещении центра тяжести вперёд устойчивость повышается.

Хотя самолёт при задней центровке менее устойчив, его лётные характеристики улучшаются из-за уменьшения силы на стабилизаторе, направленной вниз (потери на балансировку). Такой самолёт имеет немного меньшую скорость сваливания, меньше сопротивление, большую крейсерскую скорость на одном и том же режиме двигателей.

Манёвренность – это качество самолёта, позволяющее ему легко маневрировать и выдерживать нагрузки, связанные с этим маневрированием.

Управляемость – это способность самолёта реагировать на управляющие воздействия пилота, в частности по управлению пространственным положением и траекторией полёта.

Самолёт устойчив по тангажу, если он возвращается к горизонтальному полёту после прекращения действия возмущения, вызванного вертикальным порывом или отклонением руля высоты. Положение центра тяжести и эффективность стабилизатора оказывают основное влияние на устойчивость и управляемость по тангажу.

Увеличение устойчивости, по какой либо из осей:

- уменьшает манёвренность и управляемость, и

- увеличивает усилия на штурвале (ручке управления, педалях).

Фугоидные колебания – это длиннопериодические колебания, связанные с изменением тангажа, скорости и высоты, при примерно постоянном угле атаки. При этом происходит частичный переход кинетической энергии самолёта (скорость) в потенциальную энергию (высота) и наоборот. Самолёт, выполняющий фугоидные колебания, статически устойчив по тангажу. Данные колебания легко контролируются лётчиком.

Самолёт будет уменьшать крен после случайного накренения, если он имеет статическую поперечную устойчивость. Поперечная устойчивость в англоязычных текстах часто называется «dihedral effect» (эффект поперечного V крыла).

Большинство самолётов имеют положительное V крыла. Это значит, что законцовки крыльев находятся выше, чем комель крыла. Если в полёте возникнет левый крен, то под действием боковой составляющей силы тяжести самолёт начнет скользить влево. Местный угол атаки левого крыла увеличится, а правого – уменьшится. Это создаст момент, выводящий самолёт из крена.

Стреловидное крыло обеспечивает большее М_крит, кроме этого оно также придаёт самолёту поперечную устойчивость. В данном случае это побочный продукт. Самолёты со стреловидными крыльями имеют меньшее положительное V крыла, чем самолёты с прямым крылом.

Верхнее расположение крыла также усиливает поперечную устойчивость, поэтому у верхнепланов не требуется положительное V крыла, а часто наоборот делают отрицательное V крыла.

Излишняя поперечная статическая устойчивость приводит к динамической неустойчивости – колебаниям типа «голландский шаг».

Статическая путевая устойчивость (флюгерная) – это тенденция самолёта разворачивать нос в направлении набегающего потока (в плоскости крыльев). Она обеспечивается тем, что боковая площадь самолёта (включая киль) позади центра тяжести больше, чем площадь впереди центра тяжести.

Стреловидное крыло также увеличивает путевую устойчивость.

Чрезмерная статическая путевая устойчивость приводит к динамической неустойчивости – тенденции самолёта к спиральной неустойчивости.

Взаимодействие поперечной и путевой устойчивости. При накренении самолёт начинает скользить на опущенное полукрыло. Путевая устойчивость создаёт момент на уборку скольжения (разворот носа в сторону опущенного полукрыла), а поперечная – на уборку крена.

Если путевая устойчивость сильная, а поперечная – слабая, то самолёт начнёт вращаться относительно нормальной оси при вялой тенденции к уменьшению крена. Полукрыло, идущее по большему радиусу, будет обтекаться с большей скоростью, что создаёт момент на увеличение крена. Этот момент называется спиральный момент крена. Если он превысит момент поперечной устойчивости, то крен будет непрерывно увеличиваться, а поскольку вертикальная составляющая подъёмной силы станет меньше веса, то самолёт будет входить в нисходящую спираль.

Если поперечная устойчивость сильная, а путевая – слабая, то самолёт будет иметь тенденцию к колебаниям типа «голландский шаг».

Система обеспечения устойчивости по скорости на больших числах М (Mach trim) поддерживает заданный градиент усилий по скорости. Система регулирует загрузку штурвала (ручки управления) и работает только на больших числах М.

Часть третья.

Глава 11 Управление самолётом.

Важные обозначения.

Угол тангажа – угол между продольной осью самолёта и горизонтом.

Угол крена – угол между поперечной осью самолёта и горизонтом.

Угол скольжения - угол между продольной осью и проекцией вектора набегающего потока на плоскость крыльев.

Управляющие поверхности – аэродинамические рули (руль высоты, руль направления, элероны), цельноповоротные поверхности (управляемый стабилизатор, интерцепторы).

Рычаги управления – рычаги, на которые воздействует лётчик, управляя самолётом (ручка управления, штурвал, педали).

Введение.

Все самолёты оснащаются системой управления, позволяющей пилоту маневрировать и снимать усилия с рычагов управления по каждой из трех осей. Аэродинамические моменты, требуемые для вращения самолёта, обычно реализуются путём отклонения управляющих поверхностей, меняющих кривизну профиля. Управляющие поверхности располагаются как можно дальше от центра тяжести, чтобы создавать максимальный управляющий момент.

Обычно существует три независимые системы управления и три управляющие поверхности:

- руль направления, управляющий движением вокруг нормальной оси;

- руль высоты, управляющий движением вокруг поперечной оси;

- элероны, управляющие движением вокруг продольной оси (также используется дифференциальное отклонение интерцепторов).

Одна поверхность может участвовать в управлении по двум осям:

- элевоны – комбинация руля высоты и элеронов;

- руль V-образного оперения, совмещающий функции руля высоты и руля направления;

- дифференциальный стабилизатор. Когда обе половины работают синхронно – управление по тангажу, когда раздельно – по крену.

Управляющий момент создаётся путём создания аэродинамической силы на соответствующей поверхности. Величина этой силы определяется скоростным напором (~V_пр²) и углом отклонения поверхности. Управляющую аэродинамическую силу можно создать:

- отклоняя заднюю кромку, что приведёт к изменению кривизны профиля;

- поворачивая всю поверхность целиком;

- уменьшить подъёмную силу и увеличить сопротивление, сорвав поток интерцептором.

При изменении кривизны профиля (крыла, стабилизатора или киля), на нём меняется аэродинамическая сила. На рисунке показано влияние отклонения элерона на коэффициент подъёмной силы секции крыла.

Управляющая аэродинамическая сила может быть создана поворотом всей поверхности целиком. Эта схема часто используется для управления по тангажу с помощью цельноповоротного стабилизатора. Руль высоты в данном случае отсутствует.

Интерцепторы – это устройства для уменьшения подъёмной силы профиля крыла, путём нарушения обтекания над его верхней поверхностью. Они используются для управления по крену, поднимаясь на том полукрыле, где элероны отклоняются вверх, и как воздушные тормоза, поднимаясь на обоих полукрыльях синхронно.

Шарнирные моменты.

Аэродинамическая сила, действующая на управляющую поверхность, стремится повернуть эту поверхность относительно оси вращения в направлении действия силы. Момент этой силы будет равен произведению силы на плечо от центра давления до оси вращения. Этот момент называется шарнирным моментом. Величина силы определяется площадью поверхности, скоростным напором и углом отклонения поверхности.

Чтобы отклонить управляющую поверхность на требуемый угол, пилоту необходимо преодолеть шарнирный момент, прилагая усилие к рычагу управления в кабине. Таким образом, величина усилия на рычаге управления определяется шарнирным моментом от руля (для безбустерного управления).

⇐ Предыдущая 6 7 8 9 101112 13 14 15 Следующая ⇒