Продольное равновесие и устойчивость самолета

Продольное равновесие—это такое состояние самолета в полете, при котором сумма сил, действующих на самолет, и сумма их моментов относительно поперечной оси OZ (центра масс) равна нулю.

Рассмотрим условия обеспечения продольного равновесия (балансировки) самолета в различных элементах полета.

Равновесие (балансировка) самолета в установившихся режи­мах полета обеспечивается положением стабилизатора относи­тельно строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ) и отклонени­ем руля высоты на угол ±2°.

Допустим, что самолет совершает равномерный и прямолиней­ный горизонтальный полет при передней центровке. Схема сил и моментов, действующих на самолет в этом случае, показана на рис. 58,а.

Если все силы спроектировать на оси ОХ и ОУ, а также учесть пикирующий момент подъемной силы крыла (момент тяги будем считать равным нулю, так как расположение центра масс по оси ОУ зависит от расположения центра масс груза и количества топ­лива в баках, вследствие чего момент тяги может быть пикирую­щим, кабрирующим и равным нулю), то условия продольного рав­новесия будут выражены в следующем виде:

сумма проекции сил на ось ОХ: åХ=Р—Х=0,

сумма проекции сил на ось ОУ: åY=Y₁—G—Y₂=0,

сумма моментов сил относительно оси OZ: åMz=Y₂x₂-Y₁x₁=0.

Как видно из рис. 58,а и уравнений равновесия сил и моментов продольное равновесие при передней центровке возможно только при наличии отрицательной подъемной силы горизонтального опе­рения Y₂, создающей кабрирующий момент Y₂x₂ который уравно­вешивает пикирующий момент подъемной силы крыла Y₁x₁. Необ­ходимая отрицательная подъемная сила горизонтального оперения без перестановки стабилизатора может быть создана только пу­тем отклонения руля высоты вверх на сравнительно большой угол. Продольные усилия на штурвал в этом случае снимаются триммер-флетнерами руля высоты с ручным управлением.

Нормальная продольная балансировка самолета Ил-76Т в по­лете осуществляется подбором угла установки стабилизатора (ав­томатически, при включенном САУ, или ручным управлением при выключенной САУ) на такой угол, чтобы балансировка рулем вы­соты осуществлялась с углом отклонения не более 2°. Так, при пе­редних центровках стабилизатор устанавливается под отрицательными углами (наибольший отрицательный угол установки стаби­лизатора равен минус 8°).

Величину потребного угла отклонения руля высоты (dв в гра­дусах) вверх и продольного усилия на штурвале (Рв) без исполь­зования триммирования и перестановки стабилизатора для обес­печения продольной балансировки самолета Ил-76Т можно опре­делить по балансировочным кривым (рис. 59). Потребные углыотклонения руля высоты вверх и продольные усилия на штурвале при передних центровках видны из графиков для центровки 22% b_a.

При предельно задних центровках самолета (см. рис. 58,б) подъемная сила крыла Y₁ создает сравнительно большой кабрирующий момент Y₁x₁ >0, который уравновешивается пикирующим моментом подъемной силы горизонтального оперения Y₂x₂<0. По­ложительная подъемная сила может быть создала в результате отклонения руля высоты вниз на большой угол или установкой стабилизатора под менее отрицательным или положительным углом и отклонением руля высоты на 2° (рис. 59, центровка 40% b_a). Условия продольного равновесия самолета в этом случае: åX=P-X=0; åY=Y₁+Y₂-G=0; åMz=Y₁x₁-Y₂x₂=0.

Как видно из балансировочных кривых, наибольший угол отклонения рули высоты вверх будет при предельно передней цент­ровке на малых скоростях. Так, при х_т=22% b_a на V=360 км/ч ИН руль высоты должен быть отклонен на 7° вверх при угле уста­новки стабилизатора j_cт=0. Наибольший угол отклонения руля высоты вниз при предельно задней центровке - на максимально до­пустимой скорости. Так, при М=0,77 (V=482 км/ч ИН на Н=10000 м) руль высоты необходимо отклонять вниз на 4,7° (см. рис. 59. х_т=40% b_a).

Учитывая, что максимальный угол отклонения руля высоты вверх —21°, а вниз 15°, то запас руля высоты вверх и вниз л ус­тановившихся режимах полета не менее 10°. Наличие такого запа­са руля высоты обеспечивает балансировку н управляемость самолета во всем диапазоне скоростей, высот полета и центровок самолета, а использование для продольной балансировки стабили­затора увеличивает запас отклонения руля высоты вверх до19°,а вниз 13°.

Наличие такого запаса руля высоты при балансировке само­лета стабилизатором с рулем высоты в режимах полета гаранти­рует продольную балансировку самолета на взлете и посадке.

Продольная устойчивость — это способность самолета сохранять и восстанавливать заданное продольное равновесие. Самолет считается статически устойчивым в продольном отношении, если в ре­зультате нарушения продольного равновесия (изменения угла ата­ки, скорости) возникают восстанавливающие моменты.

При полете в неспокойном воздухе, помимо воли пилота, воз­можно как изменение угла атаки, так и скорости самолета.

Если случайные возмущения воздуха изменяют угол атаки са­молета, то изменяется величина подъемной силы и перегрузки n_у=Y/G. Самолет статически устойчивый в продольном отношении сам стремится самостоятельно вернуться на заданный угол атаки (заданную перегрузку). Это свойство самолета получило назва­ние продольной статической устойчивости по перегрузке (по углу атаки).

Если случайные возмущения, не вызывая изменения перегруз­ки, вызовут изменения скорости, то самолет должен без вмеша­тельства нилота стремиться восстановить заданную скорость. Свой­ство самолета сохранять и восстанавливать заданную скорость по­лета при постоянной перегрузке, называется продольной статичес­кой устойчивостью по скорости.

Продольная статическая устойчивость по перегрузке. Предва­рительно введем понятие о фокусе крыла самолета. При изменении угла атаки изменяется картина распределения давления по крылу. Это вызывает изменение величины и точки приложения подъем­ной силы, а значит, и величины аэродинамического момента кры­ла как относительно его передней кромки, так и относительно центра масс самолета. Но на хорде крыла можно найти точку, относительно которой аэродинамический момент его не изменя­ется при изменении угла атаки в диапазоне плавного обтекания. Точка, обладающая таким свойством, получила название фокуса крыла.

Для объяснения этого понятия рассмотрим рис. 60,а. При угле атаки a₁ крыло создает подъемную силу Y₀, приложенную в цент­ре давления (точка 1). Увеличим угол атаки до величины a₂=a₁+Da. Подъемная сила увеличится до Y₂=Y₁+DY, а ее центр дав­ления переместится к передней кромке крыла в точку 2. При ука­занном изменении величины подъемной силы и ее точки приложе­ния по хорде крыла находим такую фиксированную точку F, рас­стояние которой от центра давления уменьшается во столько раз, во сколько возрастает подъемная сила, а значит, аэродинамичес­кий момент крыла не изменяется, т. е. M_F(Y₂)=M_F(Y₁+DY)=M_F(Y₁). Точка F и будет фокусом крыла.

Из определения фокуса следует, что действие на крыло подъ­емной силы Y₂ и ее момента относительно фокуса M_F(Y₂) эквива­лентно действию подъемных сил Y₁ и DY и их моментов M_F(Y₁)и M_F(DY), если прирост подъемной силы приложен в фокусе. Действительно, приложение прироста подъемной силы DY в фоку­се не меняет момента крыла, так как M_F(DY)=0, а сумма сил Y₁+DY равна Y₂. Учитывая это, фокус крыла можно назвать точ­кой приложения прироста подъемной силы DY. При увеличении угла атаки крыла прирост DY - положительный (DY>0), так как подъемная сила возрастает, при уменьшении угла атаки DY—от­рицательный (DY<0), так как подъемная сила уменьшается.

Введем понятие о фокусе самолета. При изменении угла атаки самолета изменяется угол атаки крыла, горизонтального оперения и фюзеляжа, а значит, изменяется и величина их аэродинами­ческих сил. Прирост подъемной силы крыла DY₁ (рис. 60,б), гори­зонтального оперения DY₂ и фюзеляжа DY₃, вызванный изменени­ем их угла атаки, приложен соответственно в фокусе крыла, гори­зонтального оперения и фюзеляжа.

Сумма приростов подъемных сил DY₁+DY₂+DY₃=DYс есть прирост подъемной силы всего самолета, который приложен в фо­кусе самолета. Таким образом, фокус самолета—это точка при­ложения прироста подъемной силы самолета DYс, вызванного из­менением угла атаки. Положение фокуса самолета выражается в процентах средней аэродинамической хорды крыла, считая от ее начала x_F = (x_F/b_a) 100%, где x_F—расстояние от начала b_a до фокуса самолета F.

Положение фокуса самолета Ил-76Т зависит от скорости и вы­соты полета.

При расположении центра масс самолета в его фокусе прирост подъемной силы не создаст восстанавливающего момента, так как Mz(DYс)=0. Центровка самолета, со­ответствующая этому положению цент­ра масс, называется нейтральной х_тн=x_F. Самолет при нейтральной центровке находится в состоянии безразличного равновесия, т. е. на грани­це устойчивости и неустойчивости.

При центровках меньше нейтраль­ной самолет статически устойчив по перегрузке. Действительно, при увели­чении угла атаки (Da>0) положитель­ный прирост подъемной силы самоле­та (DYс), приложенный в его фокусе создает пикирующий момент Mz(DYc)<0 относительно центра масс, под действием которого самолет стре­мится уменьшить угол атаки до задан­ного. Точно также при уменьшении угла атаки (Da<0) прирост подъем­ной силы DYc<0—отрицательный и относительно центра масс он создает кабрирующий момент, стремящийся увеличить угол атаки самолета до за­данного.

Таким образом, необходимым условием, обеспечивающим продольную устойчивость по перегрузке (углу ата­ки), является расположение центра масс самолета впереди его фокуса, причем при более передней центровке самолет становится более устойчивым.

Большую роль играет запас устой­чивости, численно разный запасу цент­ровки, который характеризуется разно­стью между предельно допустимой задней центровкой самолета в полете и нейтральной, так как при большем запасе устойчивости восстанавливающие моменты само­лета большие.

Предельно допустимая задняя центровка самолета Ил-76Т в полете 40% b_a, а запас центровки не менее 10%.

Для оценки продольной статической устойчивости самолета по перегрузке (угле атаки) пользуются графиком, который выра­жает зависимость коэффициента продольного момента самолета т_z от угла атаки и или коэффициента Су (рис. 61). Коэффициент самолета т_z обычно определяют опытным путем, испытывая модель самолета в аэродинамической трубе при различном положении ру­ля высоты, механизации крыла и с различными центровками. В процессе аэродинамических испытаний модели самолета на специальных аэродинамических моментных весах замеряется момент тангажа Mz на различных углах атаки. Коэффициент момента тангажа т_z можно определить по формуле

m _z = Mz / (b_a SrV²/2)

Введем понятие степени (меры) продольной статической устой­чивости. Степень, продольной статической устойчивости m_z^a выра­жается отношением прироста коэффициента момента тангажа са­молета Dm_z = m_z2 - m_z1 к приросту угла атаки Da = a₁ - a₂, т. е. m_z^a = (m_z2 - m_z1)/( a₁ - a₂), или к приросту коэффициента Су, т. е.

m_z^Cу = Dm_z/DCу = (m_z2 – m_z1) / (C_у2 – C_у1)

Из этих определений следует, что степень продольной статической устойчивости характеризует величину изменения коэффициен­та момента тангажа самолета т_z приходящуюся на единицу изме­нения коэффициента подъемной силы Су или на один градус изме­нения, угла атаки самолета. Так, например, при убранной механи­зации крыла (кривая 1) на a₁=5° коэффициент т_z1=0, а Су₁=0,3; при a₂=14°, m_z2=—0,25, а Су₂=1,1, тогда степень продольной ус­тойчивости, по a:

, а по Су

Как видно из вычислений степень продольной статической устой­чивости m_z^a и m_z^Cу отрицательная.

Если степень продольной статической устойчивости отрицатель­ная (m_z^a <0 или m_z^Cу <0), то самолет статически устойчив по уг­лу атаки. Действительно, при увеличении угла атаки на Da>0 ус­тойчивый самолет создает пикирующий (восстанавливающий) мо­мент, при котором Dm_z<0, а значит m_z^a и m_z^Cу <0.

Следует обратить внимание на то, что степень продольной ус­тойчивости по Су(m_z^Cу) численно равна запасу центровки, так как

-

запас центровки при расположении центра масс самолета впереди его фокуса. При большем запасе центровки, т. е. три более перед­ней центровке самолета, продольная статическая устойчивость по перегрузке большая.

При нейтральной центровке самолет имеет безразличное равновесие и степень продольной статической устойчивости по перегрузке m_z^a и m_z^Cу равны нулю.

При центровке больше нейтральной m_z^a и m_z^Cу положительные и самолет по перегрузке неустойчив.

Из графиков (см. рис. 61) видно, что при убранной механиза­ции крыла самолет Ил-76Т хорошо устойчив по перегрузке до a=17...18°, где степень m_z^a и m_z^Cу отрицательная и почти посто­янная по величине [кривая 1, т_z= f (a)], почти прямая линия с нор­мальным уклоном.

На углах атаки, близких к критическому 20°, особенно при зад­них центровках абсолютная величина коэффициента уменьшается. Следовательно, статическая устойчивость самолета по перегрузке ухудшается.

На углах атаки около критических самолет становится статически нейтральным (коэффициент m_z^a стремится к нулю).

На углах атаки, больших критического, а при задних центров­ках (больших, чем предельно допустимая) и на критическом само­лет становится статически неустойчивым. При этих углах атаки коэффициент m_z^a становится положительным (кривая 1, т_z=f(a) имеет наклон вправо и вверх). Ухудшение продольной статической устойчивости на углах атаки, близких к критическому, и появление неустойчивости (явление "подхвата»—кабрирование) на уг­лах атаки, больших критического, объясняется значительным пе­ремещением центра давления крыла и фокуса самолета вперед вследствие срыва потока на его концах. Кроме того, горизонтальное оперение работает в скошенном и завихренном потоке воздуха, и это значит, что прирост его подъемной силы и восстанавливающий момент уменьшаются. На больших углах атаки носовая часть сильно выдвинутого вперед фюзеляжа относительно крыла создает дополнительную подъемную силу и кабрирующий момент. Допол­нительный ка6рирующий момент создаст также воздушная струя, входящая в работающие двигатели. Этот момент создастся силой, возникающей в процессе поворота, струи в направлении оси дви­гателей.

Все эти явления при увеличении угла атаки самолета действу­ют в одном направлении и обуславливают появление и рост кабрирующего момента, в результате которого продольная статическая устойчивость сначала ухудшается, а на углах атаки, около крити­ческого, самолет становится статически и динамически неустойчивым, особенно при больших задних центровках. Для улучшения продольной статической и динамической устойчивости на больших углах атаки на самолете Ил-76Т введено ограничение предела зад­ней центровки 40% b_a и выпуск предкрылков при выпущенных за­крылках.

При выпуске только закрылков устойчивость самолета по пере­грузке будет обеспечена почти при такой же степени продольной устойчивости m_z^a как с убранными закрылками, но до меньших уг­лов атаки (см. рис. 61, кривые m_z=f(a), поз. 2 и 3). Так, при dз=30° m_z^a становится близким к нулю при a=15 ...17°, а при dз=43° на a=13... 14°. На больших углах атаки m_z^a становится положительным и самолет по перегрузке становится неустойчивым.

При выпущенных закрылках и предкрылках (рис. 61. кривые т_z=f(a), поз. 4 и 5) продольная устойчивость самолета по перегрузке сохраняется до углов атаки 24...26° (m_z^a <0). Значительную роль в этом случае играют предкрылки, улучшающие условия обтекания передней кромки и всей поверхности крыла.

Продольная статическая устойчивость по скорости. Под этой ха­рактеристикой понимается стремление самолета сохранять и вос­станавливать скорость исходного режима полета при постоянной перегрузке. Из определения следует, что в данном виде устойчи­вости рассматриваются продольные моменты, стремящиеся восста­новить заданный режим полета, когда изменение скорости полета и угла атаки связаны между собой так, что перегрузка n_у= Y/Gпостоянна.

Постоянство перегрузки при изменении скорости возможно при изменении угла атаки самолета. Точнее, при увеличении скорости полета угол атаки самолета должен уменьшаться, а при умень­шении скорости—увеличиваться. При таком характере движения самолета продольная устойчивость по скорости совпадает с про­дольной устойчивостью по перегрузке.

Для обеспечения продольной устойчивости по скорости, как и для обеспечения продольной устойчивости по перегрузке, необхо­димо, чтобы степень продольной устойчивости была отрицательной m_z^Cу = Dm_z/DСу = (х_т - х_F) т. е. центр масс самолета должен находиться впереди его фокуса.

Для подтверждения этого вывода рассмотрим проявление про­дольной устойчивости по скорости при постоянной перегрузке на таком примере.

Допустим, что в горизонтальном полете (n_у= Y/G= 1) ско­рость самолета увеличилась на DV, а угол атаки уменьшился на Da. Напомним, что прирост подъемной силы, вызванный уменьше­нием угла атаки на постоянной скорости, отрицателен и приложен в фокусе самолета (DY_a<0). Прирост подъемной силы, вызванный увеличением скорости при постоянном угле атаки, положителен и приложен в центре давления самолета (DY_V>0). Дополнительно условимся, что центр давления самолета совпадает с его центром масс (рис. 62). Следует также учесть, что |DY_a| =|DY_V|, так как n_у=1, а значит Y=G.

Как видно из рисунка, момент прироста подъемной силы отно­сительно центра масс самолета равен нулю. Прирост подъемной силы DY_a относительно центра масс создает кабрирующий момент, стремящийся увеличить угол атаки до заданного и восстановить режим полета по скорости и a, т.е. при Da<0 возникает Mz(DY_a)>0 и m_z>0. Следовательно, m_z^a=Dm_z/Da<0; m_z^Cу =Dm_z/DСу = (х_т - х_F)<0 , что соответствует вышеуказанному условию продольной устойчивости по перегрузке и скорости.

Действие кабрирующего момента Mz(DY_a)>0, стремящегося увеличить угол атаки и уменьшить скорость до заданной, допол­няется неравенством силы лобового сопротивления самолета и тяги силовой установки. Суть этого заключается в следующем. При увеличении скорости в первом режиме горизонтального полета (см. рис. 15) сила лобового сопротивления увеличивается, так как К=Су/Сх уменьшается (Х=Рг.п=G/К). Тяга силовой установки на заданном режиме работы двигателей уменьшается (см. рис. 15 и 12). Следовательно, сила лобового сопротивления (Х+DХ) ста­новится больше тяги силовой установки Р—DР и самолет умень­шает скорость полета. По мере уменьшения скорости до заданной сила лобового сопротивления уменьшается, а тяга при постоянном положении РУД увеличивается. Когда самолет уменьшит скорость до заданной, то Рг.п=Х, DY_V=0, угол атаки увеличится до задан­ного, DY_a и его момент Mz(DY_a) станет равным нулю.

Действие кабрирующего момента Mz(DY_a)>0 пилот ощуща­ет на штурвале в виде давящих усилий при увеличении скорости в первом режиме горизонтального полета. В этом случае при по­стоянной высоте скорость полета увеличивается в результате уве­личения тяги, а подъемная сила сохраняется равной полетному весу самолета, так как положительный прирост подъемной силы вследствие увеличения скорости DY_V>0 уравновешивается отри­цательным приростом подъемной силы, вызванным уменьшением угла атаки самолета (DY_a<0). Этот случай полета показан на ба­лансировочных графиках (см. рис. 59), которые выражают зависи­мость угла отклонения руля высоты dв и продольных усилий Рв на штурвале от V, и числа М.

Из этого примера можно сделать следующий вывод. Если са­молет устойчив по скорости, то для увеличения ее пилот должен преодолеть «сопротивление» самолета увеличению скорости (про­явление устойчивости по скорости), т. е. для увеличения скорости на DV>0 и балансировки самолета на новой скорости V+DV не­обходимо приложить к штурвалу дополнительные давящие усилия для отклонения руля высоты вниз (Ddв>0).

Следовательно, если самолет устойчив по скорости, имеет мес­то неравенство Ddв/DV>0, причем для изменения скорости полета при большей устойчивости по скорости отклонение руля высоты и величины усилий на штурвале будут также большими.

Самолет Ил-76Т обладает достаточно хорошей продольной ус­тойчивостью по скорости до числа М=0,77. Начиная с М==0,8 по­требные отклонения руля высоты и продольные усилия на штур­вале по скорости полета незначительно уменьшаются.

Демпфирующие моменты. Устойчивость самолета и характер его возмущенного движения в значительной степени зависят от вели­чины демпфирующих моментов, которые возникают в процессе вращения самолета вокруг центра масс. В обеспечении продоль­ной устойчивости и управляемости важное значение имеют про­дольные демпфирующие моменты, которые возникают при вращении самолета вокруг оси OZ. Суммарный демпфирующий момент создается горизонтальным оперением, фюзеляжем и крылом (на­ибольший—горизонтальным оперением).

Рассмотрим процесс возникновения продольных демпфирующих моментов на примере работы горизонтального оперения (рис. 63). Допустим, что в установившемся горизонтальном полете появилось вращение самолета в сторону кабрирования с угловой скоростью w_z. Вследствие этого горизонтальное оперение приобре­тает вращательную скорость, вектор которой направлен вниз и ра­вен U_wz = w_z x_го (х_го - расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения). Вектор вращательной скорости U_wz , суммируясь с вектором истинной скорости вызывает положительный прирост угла атаки Da_wz >0 и подъемной силы DYw_z >0. Эта сила направлена вверх и на плече х_го создает демпфирующий пикирующий момент DYw_z×x_го, пре­пятствующий кабрированию самолета. Из определения следует, что при большей угловой скорость прирост подъемной силы и ее демпфирующего момента будет большим. Величина демпфирующего момента также зависит от величины плеча х_го. При отсутствии уг­лового вращения самолета демпфирующие силы и их моменты рав­ны нулю.

Аналогично можно объяснить и возникновение демпфирующих моментов крыла и фюзеляжа, только величина их при той же уг­ловой скорости значительно меньше.

При полете на высоте с той же приборной скоростью, что и у земли величина, истинной скорости больше, прирост угла атаки и подъемной силы при той же угловой скорости меньше, в связи с чем будут меньшими и демпфирующие моменты.

Следовательно, динамическая устойчивость самолета на высоте меньше, чем у земли.

Направление демпфирующих сил DYw_{z го} ; DYw_{z ф} ; DYw_{z кр} и их мо­ментов Mz_wz при кабрировании (увеличении a) показаны на рис. 63.

Как видно из рисунка, демпфирующие моменты направлены в сторону, противоположную вращению самолета, а это значит, что они препятствуют его вращению вокруг оси OZ. Так как нарушен­ное продольное равновесие самолет обычно восстанавливает, со­вершая колебания вокруг оси OZ, то демпфирующие моменты, на­правленные в противоположную сторону вращения, содействуют затуханию этих колебаний, т. е. динамическая устойчивость само­лета улучшается.

Для уяснения значения демпфирующих и восстанавливающих моментов, а также для большего понимания устойчивости, рассмот­рим несколько упрощенно продольное возмущенное движение ус­тойчивого самолета.

Допустим, что в полете под действием внешних сил (восходя­щего потока) самолет начал кабрировать. В процессе кабрирования угол атаки самолета увеличивается, а скорость сравнительно медленно уменьшается.

Если самолет статически устойчив по перегрузке и скорости (рис. 64), то при всяком увеличении угла атаки на Da>0 он со­здает восстанавливающий пикирующий момент Mz(DYс)<0, так как возникает положительный прирост подъемной силы DYс>0, который приложен в фокусе самолета. Наряду с этим самолет, приобретая угловую скорость вращения w_z в сторону увеличения угла атаки, создаст демпфирующий момент Mz_wz< 0 вследствие вращательного движения горизонтального оперения, крыла и фю­зеляжа. Этот момент также направлен в сторону, противополож­ную вращению самолета.

Под действием восстанавливающего и демпфирующего момен­тов самолет в процессе увеличения угла атаки постепенно умень­шает угловую скорость вращения w_z. В определенный момент вращение самолета прекращается, угловая скорость w_z и демпфирую­щий момент Mz_wz, становится равным нулю, а восстанавливаю­щий пикирующий момент достигает максимального значения. С этого положения самолет под действием восстанавливающего (пи­кирующего) момента Mz = DYc(x_m – x_F) начинает уменьшать угол атаки. При этим падает подъемная сила и растет скорость полета.

Восстанавливающий момент самолета уменьшается и на задан­ном угле атаки становится равным нулю. Кроме того, в процессе уменьшения угла атаки к заданному самолет приобретает угло­вую скорость вращения w_z и создает демпфирующий момент. Этот момент направлен в сторону, противоположную вра­щению.

Вследствие наличия демпфирующего момента и уменьшения восстанавливающего момента самолет по мере возврата к задан ному углу атаки уменьшает угловую скорость вращения w_z. Если к моменту возвращения самолета на заданный угол атаки скорость полета и угловая скорость станут равными нулю, то демпфирую­щий момент тоже станет равным нулю. Самолет зафиксирует за­данные углы атаки и скорость полета. Обычно самолет возвраща­ется к заданному продольному равновесию, совершая затухающие колебания, которые называют короткопериодическими.

Продольная управляемость

Продольная управляемость—это способность самолета изме­рять угол атаки при отклонении руля высоты (рис. 65).

При отклонении руля высоты (РВ) изменяется величина подъ­ёмной силы и момент от горизонтального оперения, под действием которого самолет изменяет угол атаки. Процесс изменения уг­ла атаки при заданном положении руля высоты происходит до тех пор, пока момент крыла не уравновесится моментом горизонталь­ного оперения.

При отклонении руля высоты на устойчивом самолете угол ата­ки, изменившись на определенную величину, зафиксируется благо­даря продольной устойчивости. У неустойчивого самолета угол атаки изменяется до тех пор, пока пилот противоположным отклонением руля высоты не уравновесит продольные моменты. Из это­го вытекает, что нормальную продольную управляемость можно получить только на устойчивом самолете.

Для уяснения работы и особенностей продольного управления самолетом, рассмотрим систему управления рулем высоты, изоб­раженную на рис. 66. Руль высоты состоит из двух отдельных сек­ций, имеющих триммер-флетнер с электромеханизмом управления. Каждая секция РВ с помощью жестких проводок, проложенных по левому и правому борту фюзеляжа, подсоединена соответственно к левому и правому штурвалу управления 1 - 1 рулем высоты. В левой ветви проводки включены параллельно две автономные рулевые машины (АРМ), а в правой—одна АРМ 4. Системы уп­равления правой и левой половиной руля высоты при нормальной работе соединены между собой тремя механизмами расцепления 3. В этом случае система управления РВ является спаренной и отклонения обеих половин РВ может осуществляться как левым, так и правым пилотом.

Наличие трех механизмов расцепления, включенных на различ­ных участках системы, позволяет в случае необходимости (отказ агрегатов системы, повреждение одной из ветвей проводки управ­ления) рассоединить проводки управления левой и правой секций руля высоты. Управление в этом случае осуществляется только одной секцией руля высоты одним пилотом от соответствующего штурвала и перестановкой стабилизатора.

При нормально работающей системе управления секции руля высоты отклоняются автономными рулевыми машинами (АРМ).

Каждая АРМ представляет собой бустерный автономный сле­дящий гидропривод, работающий по необратимой схеме. Для соз­дания давления рабочей жидкости каждая АРМ имеет электро­приводную насосную станцию, прикрепленную к своему гидробаку. Управляющий золотник вместе с силовым цилиндром и системой рычагов образует бустерную часть АРМ. Бустер вместе с насосной станцией и гидробаком образует единый блок АРМ.

Управляющий золотник бустера каждой АРМ при ручном управлении воспринимает продольное движение штурвалов пилотов, а при автоматическом—рулевой машины САУ 5, включенной (по одной) в каждую ветвь проводки управления РВ.

При перемещении управляющего золотника давление жидкости от насосной станции АРМ поступает в силовой цилиндр гидропри­вода, перемещает его поршень со штоком. Это движение через проводку передается на отклонение руля высоты и перемещение системы обратной связи, обеспечивающей перекрытие каналов циркуляции жидкости в гидроприводе. Благодаря этому каждому положению штурвала управления или рулевой машины САУ соот­ветствует определенное положение руля высоты. Бустер АРМ работает по необратимой схеме и нагрузка на штурвалах от аэродинамических шарнирных моментов секций РВ отсутствует. Для имитации этой нагрузки в каждую ветвь провод­ки включено по одному пружинному загрузочному устройству 2. Нагрузка на штурвалах в этом случае снимается механизмами триммерного эффекта МЭТ, включенными в загрузочное устрой­ство. Следует иметь в виду, что при продольной балансировке са­молета стабилизатором нагрузка на штурвалах незначительная, так как РВ отклоняется до 2° и механизмы триммерного эффекта практически не используются. В системе предусмотрена дополни­тельная корректировка усилий на штурвале в зависимости от ско­ростного напора системой автоматического регулирования усилий (АРУ).

Система позволяет осуществлять безбустерное управление ру­лем высоты в случае полного отказа бустерной системы, причем при отсутствии давления в трех бустерах загрузочные устройства автоматически выключаются, так как нагрузка на штурвалах в этом случае создается шарнирными моментами секций руля высо­ты. Усилия на штурвалах в этом случае снимаются триммер-флетнерами.

Для характеристики продольной управляемости и устойчиво­сти по скорости пользуются балансировочными графиками. Балан­сировочные графики, выражающие зависимость угла отклонения руля высоты dв и потребных усилий на штурвале Рв от индикатор­ной скорости полета V, и числа М, т. е.

dв=f(Vi); Pв=f(Vi); dв=f(M); Pв=f(M) при j_ст=0

были рассмотрены в разд. 9.3 (см. рис. 59). В этом разделе было отмечено, что продольная балансировка самолета может быть обеспечена отклонением только руля высоты при установке стаби­лизатора под определенным углом j_ст или перестановкой стаби­лизатора и отклонением руля высоты на угол до ±2°, при этом ос­тается запас угла отклонения руля высоты не менее 13° вниз и не менее 19° вверх.

Обычно при нормально работающей системе управления про­дольная балансировка самолета во всех режимах полета обеспе­чивается перестановкой стабилизатора, а необходимый маневр по перегрузке—отклонением руля высоты.

Наклон графиков dв и Рв=f(Vi), а также dв и Pв=f(М) — нормальный, что свидетельствует о достаточной устойчивости са­молета по скорости.

Система продольной устойчивости и управляемости транспорт­ного самолета должна соответствовать следующим основным тре­бованиям НГЛС-2:

1) максимальные усилия на штурвальной колонке Рв тах при пилотировании самолета в соответствии с РЛЭ должны быть по абсолютной величине не более 35 кгс, при этом величина сил тре­ния в системе не более 4 кгс.

2) расход потребных отклонений колонки штурвала Dх_в для создания единицы перегрузки Dn_у=1 (градиент отклонения штурвальной колонки по перегрузке) должен быть не менее 50 мм и прямым (на себя), т. е.

3) расход потребных усилий на колонке штурвала DРв для соз­дания единицы перегрузки Dn_у=1 (градиент продольных усилий на штурвальной колонке по перегрузке) должен быть по абсолют­ной величине не менее 10 кгс и прямым, т. е.:

4) усилия на штурвальной колонке, потребные для вывода са­молета на максимальную эксплуатационную перегрузку n_у^э_mах и для вывода на предельно допустимый угол атаки a_доп (С_удоп) при балансировке триммером в крейсерском режиме должны быть прямыми и по абсолютной величине не менее 25—30 кгс.

На рис. 67 изображены графики зависимости градиента откло­нения штурвальной колонки по перегрузке x_в^nу=Dх_в/Dn_у, градиента отклонения руля высоты по перегрузке d_в^nу=Dd_в/Dn_у и градиента продольных усилий на штурвальной колонке по перегрузке Р_в^nу= DР_в/Dn_у от числа М при полетной конфигурации (механизации крыла и шасси убраны) самолета Ил-76Т на высоте 10000 м, с по­летным весом 130 т, при центровках 22% b_a и 40% b_a.

На рис. 68 изображены графики зависимости градиентов x_в^nу , d_в^nу , Р_в^nу от индикаторной скорости Vi при выпущенных закрыл­ках на 30° и предкрылках на 14°, а также при dз=43° и dпр=25°, при центровках 22% b_a и 40% b_a на высоте H_мса=0, c полетным весом самолета 130 т.

Из графиков рис. 67 можно сделать вывод, что для создания единичной перегрузки (Dn_у=1) при числе М=0,7 и центровке 40% b_a потребный ход штурвальной колонки Dх_в «на. себя» составляет около 55 мм (Dх_в=-55 мм), угол отклонения руля высоты вверх около 4° (Ddв=-4°), а потребное усилие на штурвале не менее 20 кг (DРв=-20 кг).

Такие величины Dх_в= x_в^nу=1 , Dd_в=d_в^nу=1 , DР_в= Р_в^nу=1 при предель­но задней центровке 40% b_a свидетельствуют о хорошей продоль­ной устойчивости самолета по перегрузке и нормальной продоль­ной управляемости.

При центровке 22% b_a на числе М=0,7: x_в^nу =-120 мм, d_в^nу =-9,5°, аР_в^nу =-35 кг. Значительн