Глава 9. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ

Момент, стремящийся повернуть самолет относительно продоль­ной оси ОХ (накренить самолет), называется моментом крена Мх.

Момент, стремящийся повернуть самолет вокруг нормальной оси ОУ, называется моментом рыскания Му.

Момент, стремящийся повернуть самолет вокруг поперечной оси OZ, называется продольным или моментом тангажа Мz.

Продольный момент Мz, увеличивающий угол тангажа, называ­ется кабрирующим, а противоположного направления—пикиру­ющим.

Положительными моментами будут: Мz—кабрирующий, Мх— кренящий самолет на правое крыло, Му—разворачивающий са­молет влево. Положительное направление осей ОХ, ОУ и OZ и мо­ментов Мх, Му и Мz, показано на рис. 56 стрелками.

Характер движения самолета в пространстве определяется ве­личиной и местом приложения внешних сил. Для осуществления равномерного и прямолинейного движения необходимо, чтобы сум­ма сил, действующих на самолет, и их моментов равнялась нулю. В этом случае самолет находится в состоянии динамического равновесия (режимы горизонтального полета, снижения и набора вы­соты). В установившемся развороте, на этапах взлета и посадки сбалансированы (уравновешены) моменты сил и частично сами силы.

Обычно полет самолета происходит в неспокойном воздухе, где существуют порывы ветра различного направления. При воздей­ствии таких порывов нарушается состояние равновесия самолета. Если самолет без вмешательства пилота стремится восстановить нарушенное равновесие, то пилотировать такой самолет значи­тельно проще. Самолет, обладающий этим свойством, называют устойчивым. Следовательно, устойчивость—это способность само­лета самостоятельно сохранять и восстанавливать заданное равновесие. Устойчивость различают: статическую и динамическую. Способность самолета создавать восстанавливающие моменты на­зывается статической устойчивостью. Самолет статически устой­чив, если после нарушения равновесия возникли такие силы и мо­менты, которые стремятся вернуть его в прежнее состояние равно­весия. Статическая устойчивость является необходимым условием обеспечения динамической устойчивости самолета в полете. Динамически устойчивым самолет будет тогда, когда наряду с восста­навливающими моментами он будет создавать прежде всего демп­фирующие (гасящие) моменты. Эти моменты возникают в резуль­тате вращения самолета вокруг центра масс.

Для уравновешивания самолета в полете в определенном поло­жении, а также для изменения его положения в пространстве, не­обходимо, чтобы он был управляем.

Управляемость —это способность самолета изменять свое поло­жение в пространстве в желаемом направлении при отклонении аэродинамических рулей (руля высоты и .направления или эле­ронов).

Между равновесием, устойчивостью и управляемостью сущест­вует определенная взаимосвязь. Так, об устойчивости и управляе­мости самолета можно говорить только при наличии возможности обеспечить его равновесие (балансировку). Точно также самолет будет нормально управляем только при наличии достаточной ус­тойчивости, а рули управления самолетом одновременно являются и органами его уравновешивания.

Балансировка, устойчивость и управляемость рассматриваются относительно осей самолета ОХ, ОУ и OZ и называются соответ­ственно поперечными, путевыми и продольными. Так как движения самолета относительно продольной и нормальной осей тесно свя­заны между собой, то их изучают совместно и называют боковыми движениями. Учитывая это, балансировка, устойчивость и уп­равляемость делятся на продольные и боковые.
9.2. Центровка самолета и ее расчет


Равновесие (балансировка), устойчивость и управляемость са­молета могут быть обеспечены только при строго определенных положениях его центра масс на средней аэродинамической хорде b_a=6,346 м, выраженных в % от ее начала, т. е. центровкой самолёта х_т=(х_т/b_a) 100%.

Самолет Ил-76Т достаточно хорошо устойчив и управляем, а также обеспечивается (нормальная его балансировка при таком по­ложении центра масс:

а) предельно передняя центровка должна быть не менее 20% b_a

б) предельно задняя— не более 40% b_a

в) центровка пустого самолета 33 ...34% b_a.

Расчет центровки самолета производится по центровочному графику. На рис. 57 показан расчет центровки самолета Ил-76Т при следующей загрузке:

Вес пустого самолета . . . . . ............. . 83910кгс

Снаряжение и служебная нагрузка (210кгс+2560кгс) - . . 2770 кгс

Центровка пустого самолета (шасси выпущено) . . .. . - 33,3% b_a

Количество топлива на взлете . . ............. 40 000 кг

Допустимый взлетный вес (по условиям взлета и посадки) . 147240 кгс

Экипаж (7 человек) . . . . . . ............ 560 кг

Коммерческая нагрузка (отсек № 8—10000 кгс; № 12— 10 000 кгс) ............ 20 000 кгс При такой загрузке вес самолета без топлива . ...... 107240 кгс

Распределение нагрузки и (расчет центровки самолета на цент­ровочном графике показан ломаной линией (рис. 57,а). Расчетная центровка на взлете будет 29.6% b_a (без топлива). При заправке топлива 40000 кг центровка станет 31,2% b_a (рис. 57,1 б). При по­садке с остатком топлива 10000 кг центровка—30,9% b_a (рис. 57, б).

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.

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

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

сумма моментов сил относительно оси OZ: Mz=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 (в 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 углы отклонения 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: X=P-X=0; Y=Y₁+Y₂-G=0; Mz=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 _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 до 19°, 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.

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.

Для объяснения этого понятия рассмотрим рис. 60,а. При угле атаки ₁ крыло создает подъемную силу Y₀, приложенную в цент­ре давления (точка 1). Увеличим угол атаки до величины ₂=₁+. Подъемная сила увеличится до Y₂=Y₁+Y, 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+Y)=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 Y и их моментов M_F(Y₁) и M_F(Y), если прирост подъемной силы приложен в фокусе. Действительно, приложение прироста подъемной силы Y в фоку­се не меняет момента крыла, так как M_F(Y)=0, а сумма сил Y₁+Y равна Y₂. Учитывая это, фокус крыла можно назвать точ­кой приложения прироста подъемной силы Y. При увеличении угла атаки крыла прирост Y - положительный (Y>0), так как подъемная сила возрастает, при уменьшении угла атаки Y—от­рицательный (Y<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 Y₁ (рис. 60,б), гори­зонтального оперения Y₂ и фюзеляжа Y₃, вызванный изменени­ем их угла атаки, приложен соответственно в фокусе крыла, гори­зонтального оперения и фюзеляжа.

Сумма приростов подъемных сил Y₁+Y₂+Y₃=Yс есть прирост подъемной силы всего самолета, который приложен в фо­кусе самолета. Таким образом, фокус самолета—это точка при­ложения прироста подъемной силы самолета Yс, 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(Yс)=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 (>0) положитель­ный прирост подъемной силы самоле­та (Yс), приложенный в его фокусе создает пикирующий момент Mz(Yc)<0 относительно центра масс, под действием которого самолет стре­мится уменьшить угол атаки до задан­ного. Точно также при уменьшении угла атаки (<0) прирост подъем­ной силы Yc<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%.

m _z = Mz / (b_a SV²/2)

Введем понятие степени (меры) продольной статической устой­чивости. Степень, продольной статической устойчивости m_z^ выра­жается отношением прироста коэффициента момента тангажа са­молета m_z = m_z2 - m_z1 к приросту угла атаки  = ₁ - ₂, т. е. m_z^ = (m_z2 - m_z1)/( ₁ - ₂), или к приросту коэффициента Су, т. е.

m_z^Cу = m_z/Cу = (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 ₁=5 коэффициент т_z1=0, а Су₁=0,3; при ₂=14°, m_z2=—0,25, а Су₂=1,1, тогда степень продольной ус­тойчивости, по :

, а по Су

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

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

При центровке больше нейтральной m_z^ 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 =17...18, где степень m_z^ и m_z^Cу отрицательная и почти посто­янная по величине [кривая 1, т_z= f ()], 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^ 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^ становится положительным (кривая 1, т_z=f() 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^ как с убранными закрылками, но до меньших уг­лов атаки (см. рис. 61, кривые m_z=f(), поз. 2 и 3). Так, при з=30 m_z^ становится близким к нулю при =15 ...17, а при з=43° на =13... 14°. На больших углах атаки m_z^ становится положительным и самолет по перегрузке становится неустойчивым.

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