Продольная статическая устойчивость по скорости

П
родольная статическая устойчивость по скорости.

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 = m_z/Су = (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 V, а угол атаки уменьшился на . Напомним, что прирост подъемной силы, вызванный уменьше­нием угла атаки на постоянной скорости, отрицателен и приложен в фокусе самолета (Y_<0). Прирост подъемной силы, вызванный увеличением скорости при постоянном угле атаки, положителен и приложен в центре давления самолета (Y_V>0). Дополнительно условимся, что центр давления самолета совпадает с его центром масс (рис. 62). Следует также учесть, что |Y_| =|Y_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 Y_ относительно центра масс создает кабрирующий момент, стремящийся увеличить угол атаки до заданного и восстановить режим полета по скорости и , т.е. при <0 возникает Mz(Y_)>0 и m_z>0. Следовательно, m_z^=m_z/<0; m_z^Cу =m_z/Су = (х_т - х_F)<0 , что соответствует вышеуказанному условию продольной устойчивости по перегрузке и скорости.

Действие кабрирующего момента Mz(Y_)>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+Х) ста­новится больше тяги силовой установки Р—Р 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, Y_V=0, угол атаки увеличится до задан­ного, Y_ и его момент Mz(Y_) станет равным нулю.

Действие кабрирующего момента Mz(Y_)>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 Y_V>0 уравновешивается отри­цательным приростом подъемной силы, вызванным уменьшением угла атаки самолета (Y_<0). Этот случай полета показан на ба­лансировочных графиках (см. рис. 59), которые выражают зависи­мость угла отклонения руля высоты в 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 V>0 и балансировки самолета на новой скорости V+V не­обходимо приложить к штурвалу дополнительные давящие усилия для отклонения руля высоты вниз (в>0).

Следовательно, если самолет устойчив по скорости, имеет мес­то неравенство в/V>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.

Д
емпфирующие 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 _z. Вследствие этого горизонтальное оперение приобре­тает вращательную скорость, вектор которой направлен вниз и ра­вен U_z = _z x_го (х_го - расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения). Вектор вращательной скорости U_z , суммируясь с вектором истинной скорости вызывает положительный прирост угла атаки _z >0 и подъемной силы Y_z >0. Эта сила направлена вверх и на плече х_го создает демпфирующий пикирующий момент Y_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 Y_{z го} ; Y_{z ф} ; Y_{z кр} и их мо­ментов Mz_z при кабрировании (увеличении ) 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.

Д
опустим, 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 >0 он со­здает восстанавливающий пикирующий момент Mz(Yс)<0, так как возникает положительный прирост подъемной силы Yс>0, который приложен в фокусе самолета. Наряду с этим самолет, приобретая угловую скорость вращения _z в сторону увеличения угла атаки, создаст демпфирующий момент Mz_z< 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 _z. В определенный момент вращение самолета прекращается, угловая скорость _z и демпфирую­щий момент Mz_z, становится равным нулю, а восстанавливаю­щий пикирующий момент достигает максимального значения. С этого положения самолет под действием восстанавливающего (пи­кирующего) момента Mz = Yc(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 _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 _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.

П
родольная управляемость

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 в и потребных усилий на штурвале Рв от индикатор­ной скорости полета V, и числа М, т. е.

в=f(Vi); Pв=f(Vi); в=f(M); Pв=f(M) при _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 _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 в и Рв=f(Vi), а также в 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 х_в для создания единицы перегрузки n_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 Рв для соз­дания единицы перегрузки n_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 _доп (С_удоп) при балансировке триммером в крейсерском режиме должны быть прямыми и по абсолютной величине не менее 25—30 кгс.

Н
а рис. 67 изображены графики зависимости градиента откло­нения штурвальной колонки по перегрузке x_в^nу=х_в/n_у, градиента отклонения руля высоты по перегрузке _в^nу=_в/n_у и градиента продольных усилий на штурвальной колонке по перегрузке Р_в^nу= Р_в/n_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 , _в^nу , Р_в^nу от индикаторной скорости Vi при выпущенных закрыл­ках на 30° и предкрылках на 14°, а также при з=43 и пр=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 (n_у=1) при числе М=0,7 и центровке 40% b_a потребный ход штурвальной колонки х_в «на. себя» составляет около 55 мм (х_в=-55 мм), угол отклонения руля высоты вверх около 4° (в=-4°), а потребное усилие на штурвале не менее 20 кг (Рв=-20 кг).

Такие величины х_в= x_в^nу=1 , _в=_в^nу=1 , Р_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, _в^nу =-9,5°, а Р_в^nу =-35 кг. Значительное увеличение по абсо­лютной величине всех градиентов при этой центровке (близкой к минимальной 20% b_a) свидетельствует о значительно лучшей про­дольной устойчивости самолета чем при x_т=40% b_a, но вполне достаточной управляемости, так как при нормальном управлении самолетом потребный n_у не превышает величины ±0,3. При таком изменении перегрузки градиенты x_в^nу , _в^nу и Р_в^nу будут уменьше­ны более чем в 3 раза.

Из графиков рис. 68 можно аналогично определить величину градиентов x_в^nу , _в^nу и Р_в^nу при выпущенной механизации крыла во взлетное положение (з=30, пр=14°) и взлетно-посадочное (з=43°, пр=25°) на различных индикаторных скоростях (ViVпр), соответствующих этапам взлета и захода на по­садку.

Из графиков (см. рис. 68) видно, что при взлетно-посадочном положении механизации крыла, абсолютная величина, всех гради­ентов больше, чем при убранной механизации (см. рис. 67), осо­бенно при передней центровке самолета—22% b_a. Это объясняет­ся прежде всего уменьшением эффективности руля высоты вслед­ствие небольших скоростей полета Vi.

Учитывая, что для удержания самолета на траекторий взлета, и захода на посадку, включая и снижение по глиссаде, потребное из­менение перегрузки n_у составляет величину не более ±0,3, то расход руля высоты, хода штурвальной колонки и продольных усилий будет значительно меньшим (уменьшится более чем в 3 раза).

Для характеристики продольной динамической устойчивости и управляемости самолета в процессе лабораторных и летных ис­пытаний определяется время срабатывания (выхода) t_в и относи­тельный заброс нормальной (вертикальной) перегрузки .

Время срабатывания t_в—это время, в течение которого при ступенчатом (резком) отклонении руля высоты в первый раз дости­гается значение установившегося прироста нормальной перегрузки (n_{у уст}).

Относительный заброс нормальной (вертикальной) перегрузки выражается отношением заброса нормальной перегрузки после резкой дачи (отклонения) руля высоты (n_{у заб}) к устано­вившемуся приращению нормальной перегрузки после дачи руля высоты (n_{у уст}), т. е.

= n_{у заб} / n_{у уст}

При нормальной динамической устойчивости и управляемости время срабатывания t_в должно быть небольшим (1 ...4 с), а отно­сительный запрос перегрузки не более 0,3 ...0,35 в крейсер­ском полете и (0,1 ... 0,15) при в
злете и посадке.

На рис. 69, а схематично показан переходный процесс измене­ния нормальной перегрузки n_у по времени на величину n_{у уст} (кривая 1) при ступенчатом отклонении руля высоты (кривая 2) на устойчивом самолете, где Т—период колебания самолета в переходном процессе, A_t—амплитуда колебаний самолета в момент времени t, А_t+T — амплитуда колебаний в момент времени t+Т.

Н
а рис. 69, б изображены графики, выражающие зависимость времени срабатывания t_в от индикаторной скорости Vi, самолета Ил-76Т при различной центровке и высоте крейсерского полета, а также при взлетном и посадочном положении механизации крыла и центровке х_т=22% b_a и 40% b_a.

На рис. 70 представлены графики, выражающие зависимость относительного заброса нормальной перегрузки от индика­торной скорости самолета Ил-76Т при различной центровке и вы­соте крейсерского полета, а при взлетном и посадочном положе­ниях механизации крыла при центровке 22% b_a и 40% b_a.

Как видно из графиков (см. рис. 70) относительный заброс нор­мальных перегрузок не превышает 0,3 в крейсерском поле­те, а при посадке и взлете—0,12. Время срабатывания t_в (см. рис. 69,б) в режиме захода на посадку при средних центровках не превышает 3,5 с, а в крейсерском полете и при взлете от 1 до 3 с.

Из анализа балансировочных графиков по скорости и по пере­грузке (см. рис. 59, 67 и 68) можно сделать вывод, что самолет Ил-76Т обладает хороший управляемостью на малых индикатор­ных скоростях полета при выпущенной механизации крыла и в экс­плуатационном диапазоне чисел М при убранной механизации. Градиенты отклонения штурвальной колонки x_в^nу, отклонения ру­ля высоты _в^nу и усилий на штурвальной колонке Р_в^nу на едини­цу перегрузки (см. рис. 67 и 68) подобраны так, чтобы:

при больших скоростях полета самолет не был из­лишне чувствителен (не тре­бовал для изменения пере­грузки малых перемещении штурвальной колонки и не­больших усилий на ней);

при малых скоростях по­лета самолет не был тяже­лым в управлении не требо­вал от пилота больших уси­лий для выполнения ма­невра.

Самолет обладает про­дольной динамической устойчивостью и управляе­мостью в диапазоне экс­плуатационных режимов по­лета и центровок. Коротко-периодические продольные колебания самолета затуха­ют без вмешательства пило­та. Характеристики динами­ческой управляемости обес­печивают выполнение ма­невров на самолете при не­больших относительных за­бросах перегрузок (см. рис. 70) и умеренном времени срабатывания t_в (см. рис. 69).

Из графиков видно, что при снижении по глиссаде на расчет­ной скорости равной 1,3 Vс Су крыла равен 1,7... 1,8 при ==3. ..4, угол атаки горизонтального оперения с учетом скоса потока =-7,5° при _ст=- 7° равен минус 13 а Су_го при в=0 равен ми­нус 1. Для удержания самолета на глиссаде потребный диапазон изменения перегрузки от единичной составляет ± 0,25.

В случае увеличения перегрузки на 0,25 угол атаки самолета увеличивается до 9°, скос потока в области горизонтального опере­ния—до минус 9°, угол атаки горизонтального оперения при _ст=-7° уменьшается по абсолютной величине до минус 10,5°, а Су_го=-0,8. Крыло и горизонтальное оперение обтекаются нор­мально, продольная устойчивость и управляемость остаются нор­мальными.

При уменьшении перегрузки на 0,25:  крыла=0,8. ..1,0°, =-6°; го=-10° при ст=-7, Су_го=-1,15. В этом случае на нижней поверхности профиля крыла начинается срыв потока, со­провождающийся слабой тряской, которая усиливается при даль­нейшем уменьшении угла атаки крыла до нуля и меньше [см. рис. 71 заштрихованную зону на кривых Су_го=()]. Появление срыва потока на   0° и усиление тряски создает опасную ситуа­цию, не гарантирующую нормальную продольную устойчивость и управляемость. Поэтому при выполнения предпосадочного манев­ра, обеспечивающего удержание самолета на глиссаде, вывод крыла на отрицательные углы атаки ( крыла <0) НЕ ДОПУС­КАЕТСЯ.

В случае появления тряски самолета вследствие срыва потока с нижней поверхности профиля крыла при  < 0° следует угол атаки самолета несколько увеличить, уменьшить скорость сниже­ния до расчетной, равной 1,3 Vс.

Расчетными условиями для определения потребной эффектив­ности продольного управления являются условия балансировки самолета, при заходе на посадку и при выполнении посадки. Исхо­дя из этого максимальный угол отклонения стабилизатора на кабрирование установлен минус 7°, при котором в процессе снижения и посадки самолета с предельно передней центровкой остается необходимый запас руля высоты на кабрирование. Отклонение га­сителей подъемной силы в тормозном режиме вызывает кабрирование самолета, которое легко устраняется отклонением штурвала от себя.

Рассмотрим условия, обеспечивающие боковое равновесие. Пусть самолет совершает равномерный прямолинейный горизон­тальный полет на определенном угле атаки и скорости. Силы, дей­ствующие на самолет в этом случае, показаны на рис. 72.

Y=Yл + Yп – G = 0; Mx =Yлz_л - Yпz_п

Для обеспечения путевого равновесия необходимо, чтобы сум­ма проекций сил на ось ОХ и сумма их моментов относительно ОУ равнялась нулю (см. рис. 72,а) :

Х = P₁ + P₂ + P₃ + P₄ – X = 0

My = P₄z₄ + P₃z₃ – P₂z₂ – P₁z₁ = 0

Если обеспечены условия поперечного и путевого равновесия, то самолет находится в состоянии бокового равновесия.

Для обеспечения боковой устойчивости необходимо обеспечить поперечную и путевую устойчивость и достигнуть определенного соотношения между ними. Поперечную и путевую статическую ус­тойчивость определяют соответственно моменты крена Мх и мо­менты рыскания Му, возникающие при наличии угла крена  или угла скольжения . Если при появлении угла крена и скольжения возникают моменты Мх и Му, которые стремятся восстановить за­данное боковое (поперечное и путевое) равновесие, то самолет будет статически устойчивым в боковом отношении.

Рассмотрим возникновение восстанавливающих моментов кре­на самолета Мх при появлении угла крена .

Допустим, что в полете появился правый крен самолета (рис. 73, б). Под действием равнодействующей Z (сумма подъемной си­лы Y и веса самолета G) возникает ускорение самолета в сторону опущенного крыла. Вследствие этого появляется боковая скорость Vz, которая, складываясь со скоростью полета Vx (см. рис. 73,а), вызывает скольжение самолета в сторону крена (на правое полу­крыло).

Таким образом, стреловидное крыло значительно увеличивает поперечную устойчивость самолета по сравнению с прямым крылом.

Для улучшения поперечной устойчивости самолетов с прямым крылом необходимо придавать крылу положительное поперечное , прямая стреловидность дает такую большую поперечную устой­чивость, что для ее уменьшения приходится придавать ему отри­цательное поперечное , равное минус 3°.

При наличии, отрицательного  в процессе скольжения самоле­та углы атаки левого и правого полукрыльев различные. Так, при скольжении на правое полукрыло угол атаки левого больший. Та­кая разность углов атаки уменьшает разность подъемных сил ле­вого и правого полукрыльев, а значит, уменьшает и восстанавливающий момент Мх. Это благоприятно сказывается на боковой устойчивости самолета (поперечной и путевой вместе взятых).

Для оценки поперечной статической устойчивости самолета по углу скольжения пользуются графиками, которые выражают зави­симость коэффициента крена самолета m_х от угла скольжения , т. е. m_x=f().

Коэффициент момента крена самолета вычисляется по формуле

m_x = Mx/(lSV²/2)

где Мх—момент крена самолета, который определяется опытным путем при различных углах скольжения самолета ; l—размах крыла.

Наклон кривой т_х=f() характеризует степень поперечной статической устойчивости самолета т_x^, которая выражается отно­шением прироста коэффициента момента крена самолета m_x, к приросту скольжения , т. е. m_x^=m_х/=(т_х2—т_х1)(₂—₁) Из определения следует, что степень поперечной устойчивости т_x^ характеризует величину изменения коэффициента момента крена m_x , приходящуюся на один градус изменения угла скольжения са­молета .

Если самолет статически устойчив, то степень поперечной ста­тической устойчивости отрицательна m_x^<0). Действительно, при скольжении на правое полукрыло устойчивый самолет созда­ет момент, выводящий его из крена (Мх>0). Это значит, что при ₂>₁, m_x= (m_x2— m_x1) <0 и при =(₂—₁)>0, тогда m_x^ =m_x/=(m_x2— m_x1)/(₂—₁)<0.
Рассмотрим возникновение восстанавливающих моментов рыс­кания самолета Му при появлении угла скольжения  на правое полукрыло.

Как было сказано, при появлении крена на правое полукрыло возникает скольжение самолета на это полукрыло (см. рис. 73,б).

При скольжении эффективная стреловидность правого полу­крыла уменьшается, а составляющая скорости потока V₁ и сила лобового сопротивления его увеличивается на величину X₂>0. И наоборот, эффективная стреловидность левого полукрыла увели­чивается, а составляющая скорости потока V₁ и сила лобового сопротивления его уменьшается на X₁<0.

Вследствие разности лобовых сопротивлений правого и левого полукрыльев возникает момент рыскания Му, стремящийся умень­шить угол скольжения. Кроме того, при скольжении самолета на правое полукрыло вертикальное оперение и фюзеляж создают боковую силу Z_, момент которой относительно оси OY также стре­мится уменьшить угол скольжения.

Таким образом, при появлении скольжения самолета восста­навливающий момент рыскания Му возникает вследствие разности лобовых сопротивлении левого и правого полукрыльев, а также вследствие момента боковой силы фюзеляжа и вертикального опе­рения Z_.

Для оценки путевой статической устойчивости самолета по углу скольжения  пользуются графиками, которые выражают за­висимость коэффициента момента рыскания самолета т_у от угла скольжения , т. е.

m_у = f()

Коэффициент момента рыскания самолета вычисляется по фор­муле m_у=Му/(lSV²/2), где Му—момент рыскания самолета. Он определяется опытным путем при различных углах скольжения .

Изменение коэффициента т_у по углу скольжения  для статически устойчивого самолета в путевом отношении показано на рис. 74,б (кривая 1).

Имея графики зависимости т_у=f() можно дать характерис­тику путевой статической устойчивости самолета.

Наклон кривой m_у=f() характеризует степень путевой стати­ческой устойчивости самолета m_у^, которая выражается отношени­ем прироста коэффициента путевого момента самолета m_у к при­росту угла скольжения , т.е.

Как видно из определения, коэффициент m_у^ выражает величину изменения коэффициента т_у, приходящуюся на один градус изме­нения угла, скольжения .

Если степень путевой статической устойчивости отрицательная m_у^=m_у/ <0, то самолет статически устойчив в путевом отношении. Действительно, при появлении скольжения, например, на правое полукрыло (>0) у устойчивого самолета возникает мо­мент рыскания Му, стремящийся уменьшить угол скольжения. Этот момент отрицательный, так как он стремится повернуть самолет относительно оси ОY вправо. Следовательно, m_у<0 и коэффици­ент m_у^=m_у/ <0, т. е. отрицательный.

Таким образом, необходимым условием путевой устойчивости самолета является наличие отрицательной степени путевой устой­чивости m_у^<0.

Величина восстанавливающих моментов рыскания Му, так же как восстанавливающих моментов крена Мх, пропорциональна углу скольжения , площади крыла S и скоростному напору (при­борной скорости). Это значит, что при полете на одной и той же приборной скорости восстанавливающие моменты крена Мх и рыс­кания Му с изменением высоты не изменяются.

Боковая устойчивость самолета и характер его возмущенного движения в значительной степени зависят от величины поперечных и путевых демпфирующих моментов, которые возникают в процес­се вращения самолета относительно осей ОХ и ОY. Поперечные и путевые демпфирующие моменты создают крыло, фюзеляж, гори­зонтальное и вертикальное оперение, причем наибольший попереч­ный демпфирующий момент создает крыло, а путевой — верти­кальное оперение.

Демпфирующие моменты рыскания (путевые) My_y вертикаль­ного оперения и фюзеляжа (см. рис. 75,б) возникают аналогично продольным демпфирующим моментам горизонтального оперения и фюзеляжа. Путевые демпфирующие моменты препятствуют вра­щению самолета относительно оси ОY. Демпфирующий момент рыскания крыла возникает вследствие разности скоростей обтека­ния левой и правой его половины. Так, полукрыло, выступающее вперед, увеличивает истинную скорость обтекания на величину окружной скорости U_y в каждом сечении, а отстающее уменьшает ее на такую же величину. Различные скорости обтекания вызыва­ют изменения величины лобовых сопротивлений половин крыла, вследствие чего возникает демпфирующий момент рыскания крыла My_y .

Демпфирующие моменты крена и рыскания при <кр всегда направлены в сторону, противоположную вращению самолета от­носительно осей ОХ и ОY. Такое направление демпфирующих мо­ментов вызывает гашение боковых колебаний в процессе возму­щенного движения самолета, а значит, ускоряет процесс восстанов­ления бокового равновесия.

Боковая управляемость—это способность самолета поворачи­ваться вокруг продольной и вертикальной осей при отклонении эле­ронов и руля направления. Боковую управляемость также можно представить в виде поперечной и путевой.

П
оперечная управляемость — это способность самолета изме­нять углы крена при отклонении элеронов. Путевой управляемо­стью называется способность самолета изменять углы скольжения при отклонении руля направления. Для придания самолету враще­ния относительно какой-либо оси необходимо нарушить баланси­ровку моментов сил относительно этой оси. Вследствие этого по­является избыточный момент, под действием которого самолет при­обретает угловое ускорение относительно оси.

Рассмотрим возникновение моментов крена при отклонении эле­ронов.

Пусть самолет находится в состоянии поперечного равновесия. При отклонении штурвала, например, вправо правый элерон и га­ситель подъемной силы поднимаются, подъемная сила этого полу­крыла уменьшается на величину Yэ₂+Yсп. Левый элерон опус­кается, подъемная сила левого полукрыла увеличивается на вели­чину Yэ₁ (рис. 76, б). Вследствие такого изменения величины подъ­емных сил возникает поперечный (кренящий) момент, под дейст­вием которого самолет кренится на правое полукрыло.

Величина кренящих моментов Mx у самолета Ил-76Т определя­ется углом отклонения элеронов и поднимающегося гасителя подъ­емной силы (э, сп), скоростью полета (числом М), углом атаки и плотностью воздуха: при больших углах отклонения элеронов и гасителей подъемной силы на большой скорости полета, при малых углах атаки и большей плотности воздуха величина кренящих мо­ментов большая.

С поднятием на высоту вследствие уменьшения плотности воз­духа величина кренящих моментов, вызванных отклонением элеро­нов и гасителей подъемной силы уменьшается.

На больших углах атаки, особенно у самолетов со стреловид­ным крылом, эффект элеронов уменьшается вследствие срыва по­тока, который начинается в концевой части крыла.

Следовательно, при выполнении полетов на больших высотах с малыми приборными скоростями (на больших углах ) эффект элеронов несколько понижен. Об этом необходимо помнить осо­бенно при полете в неспокойном воздухе, где приходится устра­нять крены, возникающие вследствие порывов ветра. Рассмотрим путевую управляемость самолета.

При отклонении руля направления возникает боковая сила вер­тикального оперения Zн, которая относительно нормальной оси ОY создает момент рыскания Му=ZнХво, под действием которого са­молет вращается в сторону отклоненного руля, создавая угол скольжения  на противоположное полукрыло (см. рис. 76,а).

Величина момента рыскания боковой силы вертикального опе­рения зависит от угла отклонения направления н, скорости полета и плотности воздуха. При большем угле отклонения руля направ­ления, большей скорости полета и плотности воздуха разворачи­вающий момент вертикального оперения увеличивается и самолет с большей угловой скоростью вращается вокруг нормальной оси, создавая или устраняя угол скольжения. Равновесие самолета при новом угле скольжения обеспечивается благодаря путевой устой­чивости самолета.

С поднятием на высоту плотность воздуха уменьшается и эффект руля направления уменьшается. При полете на больших уг­лах атаки путевая управляемость несколько уменьшается.

Таким образом, при нарушении поперечного равновесия самолета нарушается и путевое, а при нарушении путевого равновесия нарушается и поперечное. Поэтому, поперечные и путевые возму­щенные движения самолета необходимо рассматривать совместно, как боковые движения.

Характер бокового возмущенного движения будет определяться поперечной и путевой устойчивостью самолета. Самолет будет ус­тойчив в боковом отношении только тогда, когда он устойчив в поперечном и путевом отношении и, кроме того, если между этими видами устойчивости существует определенное соответствие. При наличии такого соответствия между поперечной и путевой устой­чивостью самолет при выходе из крена одновременно устраняет и скольжение. Если между поперечной и путевой устойчивостью такого соответствия не существует, то самолет будет неустойчив в боковом отношении. Так, при излишней путевой устойчивости са­молет имеет спиральную неустойчивость, т. е. при появлении крена он входит в спираль. При излишней поперечной устойчивости по­является боковая раскачка самолета.

Рассмотрим боковое возмущенное движение самолета со стре­ловидным крылом на малых углах атаки при наличии боковой ус­тойчивости. Допустим, что в полете появился правый крен (см. рис. 73). Равнодействующая подъемной силы и веса самолета Z вызывает скольжение самолета в сторону крена. При этом подъ­емная сила правого полукрыла увеличивается, а левого—умень­шается. Вследствие разности подъемных сил возникает восстанав­ливающий момент крена Мх, под действием которого самолет вы­ходит из крена.

Одновременно с этим в результате скольжения сила лобового сопротивления правого полукрыла увеличивается, а левого—­уменьшается. Кроме того, вертикальное оперение и фюзеляж соз­дают боковую силу Z_. В результате разности лобовых сопротив­лений левого и правого полукрыльев, а также боковой силы Z_ воз­никает восстанавливающий момент рыскания Му, под действием которого самолет уменьшает угол скольжения.

Следовательно, под действием восстанавливающего момента крена Мx самолет уменьшает угол крена, а под действием восста­навливающего момента рыскания Му уменьшает угол скольжения. При этом, по мере уменьшения угла крена и скольжения попереч­ный и путевой восстанавливающие моменты уменьшаются.

Вследствие наличия угловой скорости вращения вокруг про­дольной оси ОХ и нормальной—ОY возникают демпфирующие поперечные и путевые моменты, которые тормозят вращение само­лета, как в процессе нарушения, так и в процессе восстановления бокового равновесия.

Уменьшение восстанавливающих моментов по мере уменьше­ния углов крена и скольжения самолета и наличие демпфирующих моментов обеспечивает уменьшение угловых скоростей вращения относительно осей ОХ и ОY и восстановления заданного бокового равновесия.

Если между поперечной и путевой устойчивостью существует определенное соответствие (правильное сочетание), то к моменту выхода из крена самолет не будет иметь скольжения, а значит, боковое равновесие самолета (поперечное и путевое) восстановит­ся. Такое соответствие между поперечной и путевой устойчивостью у самолета Ил-76Т существует на основном диапазоне летных уг­лов атаки, но на больших углах атаки это соответствие нару­шается.

Изменение путевой и поперечной устойчивости приводит к тому, что при восстановлении бокового равновесия самолет быстро вы­ходит из крена, но медленно уменьшает угол скольжения. Так, на­пример, к моменту выхода из левого крена самолет еще имеет скольжение на левое полукрыло, а это значит, что подъемная сила левого полукрыла остается дольше подъемной силы правого, и са­молет начинает крениться на правое полукрыло. С увеличением угла крена появляется скольжение на правое полукрыло. Вследст­вие восстанавливающих и демпфирующих моментов крена увели­чение угла крена прекращается, а вследствие восстанавливающих и демпфирующих моментов рыскания прекращается увеличение угла скольжения. Самолет под действием восстанавливающих бо­ковых моментов начинает выходить из правого крена, уменьшая угол скольжения. Но опять к моменту выхода из крена самолет еще имеет скольжение на правое полукрыло, а значит, подъемная сила правого полукрыла будет больше .подъемной силы левого, и самолет вновь начинает крениться на левое полукрыло и т. д.

Такой характер бокового движения (боковой неустойчивости) самолета на больших углах атаки получил название боковой рас­качки самолета. Для предупреждения боковой раскачки необходи­мо обеспечить соответствие между поперечной и путевой устойчи­востью путем повышения путевой устойчивости или некоторого снижения поперечной.

Ранее отмечалось, что на самолете Ил-76Т крыло имеет обрат­ное поперечное =-3°, которое несколько уменьшает поперечную устойчивость. Благодаря этому самолет медленней выходит из кре­на, одновременно уменьшая угол скольжения. Но и при наличии обратного  на больших углах атаки полное соответствие между поперечной и путевой устойчивостью не достигается, а это значит, что самолет на этих углах может иметь боковую раскачку.

Для предупреждения боковой раскачки в полете не следует допускать выхода самолета на большие углы атаки, а также сколь­жение в процессе разворотов. Если в полете появилась боковая раскачка, то необходимо уменьшить угол атаки самолета.

Кроме того, для более быстрого устранения боковой раскачки в процессе выхода самолета из крена и скольжения необходимо отклонением элеронов замедлять быстрый выход самолета из кре­на, а рулем направления ускорять выход со скольжением. Для этого в процессе выхода самолета из крена следует несколько от­клонять штурвал управления элеронами и перемещать педаль управления рулем направления в сторону крена. При таком откло­нении элеронов несколько уменьшается поперечный восстанавли­вающий момент, а отклонением руля направления несколько уве­личиваются путевые восстанавливающие моменты. Поэтому к мо­менту выхода из крена самолет не будет иметь скольжения, а зна­чит, боковое равновесие восстановится.

Боковая раскачка самолета Ил-76Т может иметь место при не­работающих каналах демпфирования по крену и курсу системы САУ.

При работающих демпферах крена  и рыскания , включен­ных в системы управления элеронами и рулем направления, возни­кают дополнительные демпфирующие моменты крена в результате отклонения элеронов по сигналу датчика угловой скорости _х и мо­менты рыскания вследствие отклонения руля направления по сиг­налу датчика угловой скорости _у. Благодаря этому создаются моменты элеронов и руля направления, направленные против вра­щения самолета относительно осей ОХ и ОY, а колебания само­лета практически не возникают или имеют малую амплитуду с большой степенью затухания m_зат.

К
инематические системы управления с включенными каналами демпфирования по крену и курсу показаны на рис. 77.
Динамика бокового движения самолета характеризуется сте­пенью затухания боковых колебаний m_зат, величина которой показывает уменьшение амплитуды колебаний А_t за один период, т. е. m_зат = A_t/A_t+T (см. рис. 69,а) и отношением максимальных значе­ний угловых скоростей крена _х и рыскания _у, т. е. =_x/_y.

На рис. 78 изображены графики зависимости m_зат и  самоле­та Ил-76Т (G=130 т, H=3000—4000 м, x_т=30% b_a) от индика­торной скорости Vi при включенных и выключенных демпферах крена  и рыскания . Из графиков видно, что при включенных. демпферах крена  и рыскания  на скоростях до 300 км/ч ИН m_зат достигает 3 при == 1,5... 1,7, т. е. за один период амплитуда колебаний уменьшается в 3 раза при условии, что максимальное значение угловой скорости выхода из крена _x в 1,5...1,7 больше чем _y выхода со скольжения. На скоростях более 300 км/ч ИН переходной процесс восстановления бокового равновесия апериодический, т. е. самолет восстанавливает боковое равновесие (уст­раняет угол крена  и угол скольжения ), не совершая колебаний.

П
ри выключенных демпферах  и  на малых скоростях m_зат только незначительно больше единицы (на V==250 км/ч ИН m_зат 1,13), но с увеличением скорости m_зат несколько возрастает (V==500 км/ч ИН m_зат= 1,37). Это означает, что при выключен­ных демпферах  и  колебания затухают медленно, особенно на малых скоростях. Учитывая это, при полете с неработающими демпферами все эволюции самолета следует выполнять плавно и строго координированно, не превышая приборной скорости 500 км/ч.

Боковая управляемость самолета характеризуется величиной коэффициента момента крена m_х при отклонении элеронов и коэф­фициенту момента рыскания т_у при отклонении руля направления.

Графики зависимости коэффициента момента крена m_x от угла атаки  при различном отклонении штурвала элеронов и коэффи­циента момента рыскания т_у от угла скольжения при различном положении руля направления н изображены на рис. 79. Известно, что управление самолетом по крену обеспечивается совместным от­клонением элеронов и гасителей подъемной силы. Как видно из графиков, при полностью выпущенной механизации крыла (см. рис. 79,б) коэффициент момента крена m_x при отклонении штур­вала на определенный ход х_э (0,5 х_эmax, x_эmax) остается практи­чески постоянным вплоть до критических углов атаки. При убран­ной механизации (см. рис. 79,а) m_x несколько меньше, но остается достаточным для обеспечения нормальной управляемости самоле­та по крену. Расчетным условием для определения необходимой эффективности руля направления являются условия обеспечения балансировки самолета в случае продолженного взлета с одним неработающим критическим двигателем, а также посадки с боко­вым ветром. Как видно из графиков (см. рис. 79) эффективность руля направления практически сохраняется постоянной во всем диапазоне его отклонения, как при взлетно-посадочной, так и в крейсерской конфигурации самолета.

С целью уменьшения нагрузок на вертикальное оперение при выполнении крейсерского полета на больших скоростях допусти­мый угол отклонения руля направления равен 9°. Для обеспечения этого в системе управления РН установлено дополнительное загрузочное устройство (см. рис. 77,а поз. 4).

При больших числах М у самолетов со стреловидным крылом наблюдается обратная реакция самолета по крену на отклонение руля направления.

Р
ассмотрим поведение самолета со стреловидным крылом при отклонении руля направления на малых и больших числах М (близких к Мкр).

При отклонении руля направления, например вправо, верти­кальное оперение создает боковую силу Zн, направленную влево. Под действием момента этой силы относительно нормальной оси самолет разворачивается в сторону отклоненного руля (вправо), создавая угол скольжения  на левое полукрыло (рис. 80). Тогда угол эффективной стреловидности левого полукрыла уменьшается, а правого—увеличивается.

В результате этого эффективная составляющая скорость V₁ ле­вого полукрыла и его подъемная сила увеличиваются, а правого — уменьшаются. Вследствие разно­сти подъемных сил возникает кренящий момент самолета на правое полукрыло (рис. 80, поз. 1).

Таким образом, при отклонении руля направления на малых числах М самолет вследствие скольжения кренится на то полукры­ло, куда отклоняется руль.

Такую реакцию на отклонение руля направления самолет будет иметь, если он устойчив в поперечном отношении, т. е. при скольжении на левое полукрыло самолет кре­нится на правое и наоборот. Это движение называют прямой реак­цией самолета по крену на отклонение руля направления.

При числах М=0,79. ..0,8 происходит уменьшение прямой реак­ции на отклонение руля направления. При полете на числах М  0,82 (рис. 80,б) наблюдается обратная реакция самолета по кре­ну на отклонение руля направления.

Е
сли в полете на числах М, близких к критическому, отклонить руль направления вправо, то в этом случае точно также, как и при малых числах М появится скольжение на левое полукрыло. Эффективная стреловидность и Мкр левого полукрыла уменьшатся, правого—увеличатся. Так как полет происходит на числах М, близких к Мкр, то левое полукрыло при определенном угле сколь­жения может сказаться на числе М, большем Мкр. На этом полу­крыле возникнут сверхзвуковые зоны и скачки давления, в результате которых его подъемная сила резко уменьшится. Увеличение эффективной стреловидности правого полукрыла вызовет увеличе­ние его Мкр. Поэтому правое полукрыло будет работать на докритических числах М и скачков давления не будет. Уменьшение подъ­емной силы и левого полукрыла вызовет накренение самолета влево.

Таким образом, при отклонении руля направления вправо са­молет кренится на левое полукрыло и, наоборот. Это и есть обрат­ная реакция самолета по крену на отклонение руля направления.