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:

SX = 0	SМх = 0
SУ = 0	SМу = 0	(9.1)
SZ = 0	SМz = 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. 118). 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. 118 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. 119 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 d_В (Рис. 119), 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 DУ_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. 120 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. 120. 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 САМОЛЕТА

Расстояние от центра тяжести до начала САХ, выраженное в процентах ее длины, называется центровкой самолета (Рис. 121).

Рис. 121 Положение центра тяжести самолета

Рис. 122 Расчет центровки при изменении веса самолета

(9.2)

где Х_Т - расстояние центра тяжести от носка САХ;

b_САХ - длина САХ.

При изменении вариантов загрузки самолета или при изменении полетного веса самолета в результате выгорания топлива, сброса грузов меняется положение центра тяжести, следовательно, меняется и центровка самолета. Перемещение грузов внутри самолета в полете также сказывается на положении центра тяжести. При размещении грузов в носовой части самолета 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 точно знать разрешенный диапазон центровок самолета с тем, чтобы не выйти за его пределы.

В случае изменения размещения грузов, экипажа и т. д. необходимо производить расчет изменения центровки, который можно выполнить следующим образом.

Если на самолете весом G с центровкой Хт добавлен груз весом G₁ и помещен позади центра тяжести на расстоянии l, то точка приложения равнодействующей G₁ и G и есть новое положение центра тяжести (Рис. 122).

Сумма моментов относительно точки О должна быть равна нулю, поэтому

отсюда

(9.3)

где Dх - смещение центра тяжести.

Линейное смещение центра тяжести Dх можно выразить в процентах САХ:

(9.4)

Если с самолета снимается груз позади ц. т. или добавляется груз впереди ц. т., то формула примет вид

(9.5)

Добавив полученную величину изменения центровкиDх;к прежней центровке, получим новое значение центровки

(9.6)

Нужно следить, чтобы новая центровка не выходила из диапазона эксплуатационных центровок, предусмотренных инструкцией по эксплуатации.