Боковая устойчивость и управляемость самолета

Ранее было установлено, что при нарушении поперечного равновесия за счет возникновения центростремительной силы происходит нарушение путевого равновесия, а при нарушении путевого равновесия за счет несимметричного обтекания полукрыльев происходит нарушение поперечного равновесия. Такое взаимное влияние поперечного и путевого равновесия на состояние самолета называется боковым равновесием.

Поперечная и путевая устойчивость изолированно не могут существовать, так как проявление одного вида устойчивости сказывается на другом. Поэтому совокупность поперечной и путевой устойчивости называется боковой устойчивостью.

Допустим, что под действием внешнего возмущения самолет начал вращаться вокруг оси Y вправо. По мере отклонения от первоначального положения возрастает угол скольжения Р. Благодаря скольжению на левом крыле возникает дополнительная аэродинамическая сила, создающая момент, кренящий самолет в сторону, обратную скольжению.

При крене самолета нарушается равновесие силы веса G и подъемной силы Y. Возникает центростремительная сила Z, под действием которой самолет начинает скользить на опущенное полу крыло и искривлять траекторию в сторону крена. При скольжении на опущенное полукрыло возникает восстанавливающий момент, который устраняет крен, а момент от сил ZФ и zВ.О устраняет скольжение (Рис. 40).

При хорошей поперечной устойчивости крен, возникший при скольжении, быстро самопроизвольно устраняется.

боковая устойчивость и управляемость самолета - student2.ru

Рис. 40 Кренение самолета при скольжении

Для обеспечения нормальной боковой устойчивости недостаточно еще того, чтобы самолет обладал поперечной и путевой устойчивостью, а нужно, чтобы параметры той и другой находились в определенном соотношении. Преобладание одного вида устойчивости над другим ухудшает общую боковую устойчивость и может быть причиной спиральной или колебательной неустойчивости.

Спиральная неустойчивость возникает в том случае, когда самолет имеет чрезмерную путевую устойчивость и слабую поперечную (Рис. 41).

боковая устойчивость и управляемость самолета - student2.ru

Рис. 41 . Спиральная неустойчивость самолета

Возникший крен и скольжение в сторону крена самолет устраняет по-разному: скольжение устраняется быстро, а крен частично остается. В результате самолет будет продолжать движение по кривой, вначале очень пологой, так как крен еще мал. У крыльев возникает разность скоростей на полукрыльях и разные подъемные силы на них.

боковая устойчивость и управляемость самолета - student2.ru

В итоге крен постепенно растет, потому что у внешнего крыла подъемная сила больше, а у внутреннего меньше. С увеличением крена (при условии, если летчик не вмешивается в управление) самолет будет идти со снижением, крен еще больше увеличится и в результате самолет может перейти в крутую спираль.

Колебательная неустойчивость возникает при очень хорошей поперечной устойчивости (большое поперечное V крыла, большая стреловидность) и слабой путевой устойчивости. В этом случае при непроизвольном скольжении в одну сторону (левую, например) самолет под действием восстанавливающего момента энергично накреняется вправо, что вызовет затем правое скольжение. Устраняя возникший левый крен, самолет из-за повышенной поперечной устойчивости перейдет равновесное положение и войдет в противоположный (правый) крен. В итоге получим ряд повторных колебаний с крыла на крыло.

Для уменьшения поперечной устойчивости самолетам со стреловидным крылом увеличивают площадь вертикального оперения и придают отрицательный угол поперечного V.

Между поперечной и путевой управляемостью существует такая же связь, как и между поперечным и путевым равновесием: крен вызывает скольжение и разворот самолета, а скольжение - крен. Разворот самолета только с помощью руля направления или только элеронов происходит со скольжением. Скольжение ускоряет срыв потока с крыла, чем снижает безопасность полета и создает дополнительное сопротивление, которое требует увеличения потребной тяги. Необходимо запомнить, что самолет скользит в сторону отклоненной ручки управления и в противоположную сторону относительно отклоненной педали (левая педаль - правое скольжение). Для того чтобы разворот выполнялся без скольжения, необходимо руль направления и элероны отклонить в сторону разворота таким образом, чтобы скольжение от крена устранялось скольжением от руля направления. Разворот без скольжения называется координированным.

Статистикой установлено, что для нормального поведения самолета в полете нужно определенное соотношение между кренящими и разворачивающими моментами.

Летными испытаниями установлено, что соотношение отклонения элеронов и отклонения руля направления для нормального поведения самолета в боковом отношении должно быть

боковая устойчивость и управляемость самолета - student2.ru .

Таким образом, отклонение элеронов должно быть в 2 - 3 раза меньше отклонения руля направления.

ШТОПОР САМОЛЕТА

Штопором самолета называется неуправляемое движение самолета по спиральной траектории малого радиуса на закритических углах атаки.

В штопор может войти любой самолет, как по желанию летчика, так и самопроизвольно при ошибках летчика в технике пилотирования. Так как штопор представляет собой неуправляемое движение, то выход и управляемый полет требует твердых навыков, хороших знаний и понимания его физической сущности. Штопор выполняется на самолетах Як-52 и Як-55 как с учебной целью, для тренировки летного состава, а также как фигура спортивного пилотажа.

боковая устойчивость и управляемость самолета - student2.ru

Рис. 1 Штопор самолета: а - прямой; б - обратный; а - плоский

Существуют два вида штопора: нормальный (прямой) и обратный (перевернутый) (Рис. 1).

По режиму установившегося вращения штопор подразделяется на крутой (наклон фюзеляжа к горизонту составляет 50...70°) и плоский (наклон фюзеляжа составляет около 20...300).

На всех вышеуказанных режимах штопора угол атаки больше критического, и чем положе штопор, тем больше угол атаки. На крутом штопоре угол атаки составляет 25...30°, на плоском - 60...650.

Потеря высоты на крутом штопоре в среднем составляет 100...150 м за один виток. На плоском штопоре потеря высоты значительно меньше и составляет 50...80 м.

Скорость вращения на штопоре составляет (на самолетах Як-52 и Як-55): при выполнении крутого штопора - 4,0...4,5 с, а на плоском - 2,5...3,0 с.

Как уже говорилось, что штопор - это неуправляемое движение самолета и весьма опасное на малой высоте. Поэтому летчик должен четко представлять причины штопора, какие факторы и как влияют на него и осмысленно относиться к работе рулями как на вводе, так и особенно на выводе самолета из штопора.

боковая устойчивость и управляемость самолета - student2.ru

Рис. 2 Штопор: а - схема сил и моментов, действующих на самолет в процессе штопора; б - схема сил, действующих на самолет при штопоре

Наши рекомендации