Обеспечение продольной устойчивости самолета по углу атаки.

При нарушении продольного равновесия самолета угол атаки изменяется на величину Δα и вызывает изменение подъемной си­лы самолета на величину ΔY_а, которая складывается из прира­щений подъемной силы крыла и горизонтального оперения: ΔY_а = ΔY_а кр + ΔY_а-г.о.

Аэродинамический фокус профиля крыла.

-это точка на крыле, относительно которой коэффициент момента не зависит от изменения угла атаки ( Су ) , эта же точка является точкой приложения приращения аэродинамических сил при изменении угла атаки. Расположение фокуса на крыле зависит от его удлинения, угла стреловидности, относительной толщины профиля и его кривизны. Точка приложения ΔY_а

. Рис.3.5.Обеспечение продольной устойчивости самолёта.

Фокус самолёта . Точка приложения равнодействующих приращения подъёмных сил крыла и стабилизатора называется фо­кусом самолета (рис. 3.5.).

Положение фокуса при безотрывном обтекании не зависит от угла атаки. Относительно фокуса суммарный момент аэроди­намических сил остается постоянным на всех летных углах ата­ки.

Если фокус находится позади центра масс, то при случайном изменении угла атаки появляется стабилизирующий момент, возвращающий самолет на заданный угол ата­ки, т. е. самолет проявляет продольную устойчивость. Если же фо­кус находится впереди центра масс, то при случайном изменении угла атаки появляется дестабилизирующий момент ΔМz, и само­лет на заданный угол атаки не возвращается, т. е. проявляет продольнуюнеустойчивость.

Следовательно, для обеспечения продольной устойчивости центр масс должен находиться впереди фокуса самолета. Для смещения фокуса назад, за центр масс, применяется горизонтальное оперение, которое считается орга­ном продольной устойчивости самолета. Если фо­кус находится в центре масс,то самолёт безразличен по углу атаки.

Рис. 3.6. Балансировочные кривые: а — устойчивого самолета; б —безразличного самолета; в — неустойчивого самолета

Балансировочные кривые. Графики, показывающие, на какую величину нужно отклонить руль высоты для продольной балансировки самолёта , в зависимости от скорости полёта, режима двигателей, центровки и положения закрылков называются балансировочными кривыми (диаграммами).

Величина момента АМ_г, возника­ющего при нарушениях продольного равновесия, зависит от из­менения угла атаки Δα /Эта зависимость выражается балансиро­вочной кривой. На рис.3.6.показаны балансировочные кривые для устойчивого, неустойчивого безразличного самолетов. Угол атаки, при котором ΔМz =0, называется балансировочным углом атаки αб.

На балансировочном угле атаки самолет находится в состоянии продольного равновесия (сбалансирован).

При нарушениях продольного равновесия устойчивый, неус­тойчивый и безразличный самолеты ведут себя по-разному: на углах α > αб устойчивый самолет создает стабилизирующий мо­мент — - ΔМz (момент пикирования); неустойчивый — дестабили­зирующий момент + ΔМz (момент кабрирования); безразличный самолет не создает ΔМz т. е. имеет множество балансировочных углов атаки.

Факторы, влияющие на продольную устойчивость. Центровка самолета является основным фактором, влияющим на продоль­ную устойчивость самолета.

Рис. 3.7 Зависимость продольной устойчивости самолета от расположения крыла а — высокоплан; б — низкоплан

Фокус самолета обычно находится да 25—30% САХ. поэтому устойчивый самолет должен иметь центровку Хц.м.<25% САХ, чтобы центр масс был впереди фокуса самолета.

Центровка самолета 25—35% САХ соответствует без­различному равновесию самолета, так как центр масс почти сов­мещается с фокусом. При Хц.м >35% САХ фокус оказывается впереди центра масс и самолет становится неустойчивым.

Положение центра масс по высоте.. Если центр масс расположен ниже фо­куса (высокоплан) (рис.3.7, а), то ΔY_τ создает стабилизирующий момент —, если выше (низкоплан) (рис.3.7.б) —дестабили­зирующий + ΔМz. Поэтому низкопланы менее устойчивы и требуют более передних центровок.

Углы атаки. На малых углах. атаки обтекание безотрыв­ное и положение фокуса постоянно . На больших углах атаки при срывном обтекании прямого крыла (%°<30°) фокус перемещается назад, что приводит к увеличению продоль­ной устойчивости. Срыв потока на стреловидном крыле (χ<30°) начинается на концах крыла. Фокус перемещается вперед, про­дольная устойчивость уменьшается.

Рис.3.8. Зависимость продольной устойчивости от расположения воздушных винтов.   а — верхняя децентрация; б — нижняя дсцентрация

Скорость полета при малых значениях числа М почти не влияет на продольную устойчивость самолета, так как положе­ние фокуса постоянно. При М>Мкрит. в зависимости от смещения фокуса продольная устойчивость возрастает или уменьшается. На самолете с прямым крылом при М> 1 (сверхзвуковой полет) смещение фокуса назад составляет ~ 25 % САХ и вызывает рез­кое увеличение продольной устойчивости, что затрудняет управ­ление самолетом.

Площади крыла и оперения оказывают влияние на величину стабилизирующего момента — ΔМz, так как от их ве­личины и соотношения зависят значение ΔY_а и положение фокуса самолета.

Длина хвостовой части фюзеляжа. Фокус самоле­та смещается назад, и продольная устойчивость увеличивается при увеличений длины хвостовой части фюзеляжа.

Стреловидность крыла вызывает смещение фокуса на­зад, поэтому увеличивает продольную устойчивость. Но такое крыло склонно к концевым срывам потока, которые приводят к пе­ремещению фокуса вперед и уменьшению устойчивости. Расположение воздушных винтов. Сила тяги воз­душного винта Р изменяется с изменением скорости полета. Если винты расположены выше центра тяжести, то сила Р, увеличи­ваясь при увеличении угла атаки Δα (так как скорость полета уменьшается), создает стабилизирующий момент (рис.3.8.а), а если винты расположены ниже центра тяжести — дестабилизи­рующий момент (рис.3.8, б). Следовательно, и в этом случае бо­лее устойчивыми оказываются самолеты — высокопланы с двига­телями, расположенными в крыле.

Струя РД, проходящая под горизонтальным оперением, ока­зывает отсасывающее действие, уменьшая углы атаки оперения. Это вызывает смещение фокуса вперед и уменьшает продольную устойчивость.

Обледенение. В условиях обледенения на самолетах с от­рицательным нагружением горизонтального оперения (например, на самолете Ан-24) при выпуске закрылков возникает нарушение продольной устойчивости в форме так называемого «клевка». Это связано с тем, что выпуск закрылков создает момент на умень­шение углов атаки, и при обледенении передних кромок на ста­билизаторе возникает срыв потока с его нижней поверхности. Величина отрицательной нагрузки резко уменьшается и создает­ся дополнительный неуравновешенный дестабилизирующий мо­мент на пикирование. Фокус при отклонении закрылков пе­ремещается вперед, продольная устойчивость уменьшается.

Боковая устойчивость

Путевая (флюгерная) устойчивость — это способность само­лета без вмешательства пилота устранять скольжение, т. е. уста­навливаться «против потока», сохраняя заданное направление полета. Органом путевой устойчивости является вертикальное оперение.

При нарушении путевого равновесия самолет вращается во­круг оси О Y, но его центр масс по инерции еще сохраняет направ­ление движения (рис.3.9, а). Таким образом, плоскость симмет­рии самолета оказывается повернутой к направлению потока на угол скольжения β. Скольжение делает обтекание самолета не­симметричным. Создается боковая сила Z, приложенная в боко­вом фокусе самолета. Вертикальное оперение смещает боковой фокус за центр масс самолета. Этим обеспечивается создание стабилизирующего путевого момента ΔМ_У=Zb.

Центровка. Путевой стабилизирующий момент увеличи­вается при уменьшении центровки (увеличивается b) и уменьша­ется при увеличении центровки (уменьшается b).

Площадь вертикального оперения. Увеличе­ние площади вертикального оперения увеличивает боковую силу Z и путевой стабилизи­рующий момент ΔМ_y.

Стреловидность кры­ла. При нарушении путевого равновесия за счет стреловид­ности на вынесенном впе­ред крыле возникает большее лобовое сопротивление, чем на отставшем. Это приводит к появлению дополнительного стабилизирующего момента ΔМ_y.

Поперечная устойчивость — это способность самолета без вме­шательства пилота сохранять заданный угол крена. Органами поперечной устойчивости самолета являются крыло й вертикаль­ное оперение.

Само по себе изменение угла крена не нарушает равновесия поперечных моментов. Но при создании крена нарушается рав­новесие сил Y_а и G (рис.3.10.) и появляется неуравновешенная си­ла T, вызывающая

Рис.3.9.Путевая устойчивость самолёта:

а- обеспечение путевой устойчивости;

б- влияние стреловидности крыла на путевую устойчивость.

скольжение самолета на опущенное полукры­ло. Обтекание самолета становится несимметричным.На опу­щенном полукрыле из-за увеличения угла атаки подъемная сила на Δ Y₁ увеличивается, а на поднятом, из-за затенения фюзеля­жем, уменьшается на ΔY₂. На вертикальном оперении создается боковая сила Z. Эти дополнительные аэродинамические силы от­носительно оси ОХ создают стабилизирующий поперечный мо­мент ΔМ_Х = Δ Y₁ c1 +Δ Y₂с ₂ + Zd.

Рис.3.10. обеспечение поперечной устойчивости.

Угол поперечного «V» крыла увеличивает поперечную устойчивость, а угол обратного поперечного «V» уменьшает.

Стреловидность крыла увеличивает поперечную ус­тойчивость. При скольжении стреловидного крыла нор­мальная составляющая скорости, а поэтому и подъемная сила, на опущенном крыле оказываются больше, чем на поднятом. Таким образом, появляется дополнительный стабилизирующий момент ΔМ_Х.

Демпфирование крыла. В процессе создания крена каждое сечение крыла приобретает скорость вращения ΔV, изме­няющую углы атаки. На опускающемся полукрыле углы атаки и, следовательно, подъемная сила увеличиваются, на поднимающемся — уменьшаются. Из-за этого создается демпфи­рующий момент, препятствующий крену. Он уменьшает амплитуду поперечных колебаний крыла, ускоряя устранение крена. Та­ким образом, склонность крыла к демпфированию увеличивает поперечную устойчивость.

Увеличение площади и размаха кры­ла, уменьшение сужения приводят к улучшению демпфирующих свойств крыла, а следовательно, и к улучшению поперечной ус­тойчивости.

На углах атаки, близких к α_Кр, крыло теряет свойство демпфи­рования из-за срыва потока с опускающегося крыла, что вызыва­ет самовращение (авторотацию) крыла вокруг продольной оси. Следствием авторотации является потеря скорости и сваливание самолета в штопор.

Рис3.11. Факторы, влияющие на поперечную устойчивость крыла: а –угол поперечного «V» крыла; б – стреловидность крыла.

Боковая устойчивость самолета — это совокупность попереч­ной и путевой устойчивости. Нормальная боковая устойчивость обеспечивается определенным соотношением между поперечной и путевой устойчивостью. Если самолет имеет большую поперечную устойчивость и малую путевую, то при случайном наруше­нии бокового равновесия устранение крена происходит быстрее, чем скольжения. За время устранения скольжения самолет ус­певает создать обратный крен, который опять начинает быстро устраняться. Такой самолет имеет стремление к раскачиванию с крыла на крыло, т. е. проявляет колебательную неустойчивость.

При большой путевой устойчивости и малой поперечной быстрее устраняется скольжение. Пока есть крен, центробежная сила искривляет траекторию полёта и самолёт движется по спирали т.е. возникает спиральная неустойчивость.

Для обеспечения хорошей боковой устойчивости самолета, варьируют такими параметрами, как стреловидность крыла, угол поперечного «V», площадь вертикального оперения.

УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА

Продольная управляемость

Рис. 3.12. Продольная управляемость самолета

Управляемостью называется способность самолета реагиро­вать на отклонение рулей, т. е. изменять режим полёта самолета по воле пилота.Статическая управляемость — способность самоле­та под действием рулей уравновешиваться для восстановления исходного режима полета. Динамическая управля­емость— способность самолета под действием рулей нарушать равновесие для изменения режима полета или выполнения ма­невра.

При отклонении рулей создаются управляющие моменты, ко­торые, преодолевая сопротивление инерционных, демпфирующих и стабилизирующих моментов, вращают самолет вокруг осей OZ, OY или ОХ. В соответствии с этим осуществляется продоль­ная, путевая или поперечная управляемость. Количественно уп­равляемость можно характеризовать степенью управляемости, т. е. углом, на который повернется самолет при отклонении руля на 1°, или угловой скоростью вращения. Большая степень управ­ляемости делает самолет в управлении очень «строгим».

Продольная управляемость — это способность самолета изме­нять угол атаки по воле пилота. Органом продольной управляемости самолета является руль высоты (рис. 3.12.).

Обеспечение продольной управляемости самолета. Для увели­чения угла атаки руль высоты отклоняется вверх, а для его уменьшения — вниз. Отклонение руля высоты изменяет спектр обтекания горизонтального оперения и вызывает появление управляющего момента.

ΔМ_zупр = Rг.о.∙Lг.о.

Момент ΔM_zупр, преодолевая инерцию и демпфирование са­молета, вращает его вокруг оси OZ изменяя угол атаки. Изме­нение угла атаки создает приложенное в фокусе приращение подъемной силы самолета ΔY и стабилизирующий момент ΔМ_zcтаб = ΔY∙ а и продолжается до тех пор, пока сумма продоль­ных моментов, действующих на самолет, не станет равной нулю:

Если после прекращения вращения самолета сохранится равен­ство Y=G (что обеспечивается соответствующим изменением скорости полета), то траектория полета останется прямолиней­ной.

Угол атаки, на котором сбалансируется (уравновесится) са­молет, будет зависеть от угла отклонения руля высоты и величи­ны управляющего момента ΔМ_zупр. Балансировочная кривая, вы­ражает эту зависимость, Угол наклона балансировочной кривой характеризует степень продольной уп­равляемости самолета. Чем больше угол наклона балансировочной кривой, тем меньше степень про­дольной управляемости.

Основными факторами, влияющими на продольную управля­емость самолета, являются: центровка самолета, скорость и вы­сота полета, площадь руля, длина хвостовой части фюзеляжа.

При уменьшении центровки возрастает продольная устойчи­вость, а продольная управляемость уменьшается. При слишком передней центровке сильно уменьшается степень управляемости, что вызывает уменьшение эффективности руля высо­ты и приводит к росту усилий на штурвале. «Запас» руля высоты уменьшается и его может «не хватить» для получения угла атаки αпос. При слишком задней центровке устойчивость самолета уменьшается, а степень управляемости возрастает и чрезмерно повышается эффективность руля высоты. . Самолет становится «строгим» в управлении. С ростом скорости полета повышается эффективность руля высоты из-за возрастания скоростного напо­ра, и поэтому увеличивается управляемость.

С увеличением высоты полета уменьшается эффективность руля высоты из-за уменьшения плотности воздуха, потребные углы отклонения руля высоты увеличиваются, т. е. уменьшается управляемость.

Увеличение площади руля высоты повышает его эффектив­ность при отклонении на один и тот же угол, т. е. увеличивает управляемость, но одновременно вызывает рост усилий на штур­вале.

При увеличении длины хвостовой части фюзеляжа фокус са­молета перемещается назад, т.е. увеличивается продольная ус­тойчивость самолета, а управляемость уменьшается.

Боковая управляемость

Путевой управляемостью называется способность самолета изменять уголскольжения по воле пилота. Органом путевой управляемости является руль направления. При отклонении руля направления изменяется спектр обтекания вертикального опере­ния и создается управляющий момент

ΔМ_yупр = Rв.о.Lв.о. который вращает самолет вокруг оси ОY, изменяя угол cкольжения β. Изменение угла скольжения создает приложен­ную в боковом фокусе самоле­та боковую силу Z и стабили­зирующий момент ΔМ_zcтаб =Z стаб b.

и продолжается до тех пор, пока не уравновесятся приложенные к самолету путевые моменты

Величина управляющего момента зависит от угла отклоне­ния руля направления. Следовательно, каждому углу откло­нения соответствует определенный угол скольжения. После пре­кращения вращения вокруг оси ОY самолет оказывается под действием боковой неуравновешенной силы, приложенной в цен­тре масс самолета, которая искривляет траекторию полета ΔZ = Z - Rв.о.

Рис.3.13.Поперечная управляемость: а – распределение давлений при отклонении элеронов; б- создание крена.

Поперечной управляемостью называется способность самоле­та 'изменять угол кренапо воле пилота. Органом поперечной уп­равляемости являются элероны. При отклонении элеронов (рис.3.13.)изменяется спектр обтекания крыла и подъемная сила одного полукрыла (где элерон отклонен вниз) увеличивается, а второго (где элерон отклонен вверх) уменьшается. Это создает управляющий момент ΔM_хупр, который ускоренно вращает само­лет вокруг оси ОХ. Через некоторое время за счет демпфирования крыла вращение самолета станет равномерным и будет продол­жаться до тех пор, пока элероны не будут возвращены в ней­тральное положение Угловая скорость вращения зависит от ве­личины управляющего момента ΔM_хупр и, следовательно, от угла отклонения элеронов. Для создания необходимого угла крена пилот отклоняет эле­роны, вызывая вращение самолета на нужный угол, затем уста­навливает их в нейтральное положение. За счет крена появля­ется неуравновешенная горизонтальная составляющая подъемной силы Y₂, искривляющая траекторию полета в сторону крена.

Боковая управляемость — это способность самолета по воле пилота одновременноизменять углы крена и скольжения Органами боковой управляемости являются элероны и руль направле­ния.

Отклонение элеронов приводит к созданию управляющего мо­мента ΔM_хупр (рис.3.14.а), который изменяет угол крена само­лета, т. е. осуществляет поперечную управляемость самолета. Создание крена вызывает скольжение самолета на опущенное крыло. Из-за этого, при наличии у самолета путевой устойчиво­сти, появится боковая сила Z, которая создает относительно цен­тра масс самолета путевой момент ΔMy. Последний будет изме­нять угол скольжения самолета, разворачивая его в сторону кре­на. Так одновременно с поперечной осуществляется путевая уп­равляемость самолета.

Рис 3.14. Боковая управляемость.

При отклонении руля направления создается управляющий момент ΔMy, изменяющий угол скольжения самолета, т. е. осуществляется путевая управляемость (рис.3.14, б). Изменение угла скольжения вызывает несимметричное обтекание самолета, что при наличии поперечной устойчивости приводит к появлению момента ΔMx, нарушающего поперечное равновесие. Так одно­временно с путевой будет осуществлена поперечная управля­емость. При координированном отклонении элеронов и руля на­правления эволюции самолета совершаются без скольженйя.

Основными факторами, влияющими на боковую управля­емость самолета, являются: угол атаки, разнос грузов, скорость полета.

На больших углах атаки может происходить нарушение боковой управляемости,которое заключается в стремлении самолета к развороту против крена.

Рис. 3.15. Нарушение боковой управляемости на больших углах атаки: а — аэродинамический эффект отклонения элеронов на больших углах атаки; б — раз­ворот против крена

Отклонение элеронов изменяет углы атаки полукрыльев. При отклонении элерона вверх угол атаки изменяется на —Δα, при отклонении вниз — на +Δα (Рис.3.15). В результате этого изменя­ются и коэффициенты лобового сопротивления и появляется мо­мент ΔМ_у. На больших углах атаки, из-за затенения поднятого вверх элерона, этотмомент оказывается направленным против крена. Чтобы улучшить управляемость самолёта на больших углах атаки, применяют дифференциальное управление элерона­ми. При этом отклонение элерона вниз производится на угол меньший, чем вверх.

Разнос масс, увеличивая момент инерции самолета, умень­шает угловые скорости вращения. Это затрудняет управление, так как самолет вяло реагирует на отклонения рулей. Увеличение скорости полета повышает эффективность рулей и элеронов.