Боковое равновесие, устойчивость и управляемость

Боковое равновесие, устойчивость и управляемость

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. 42.

Рис.42

Боковая устойчивость – это способность самолета сохранять и восстанавливать заданное боковое равновесие в полете.

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 g или угла скольжения b. 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 γ.

Допустим, что в полете появился правый крен самолета (рис. 43б). 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. 43а), вызывает скольжение самолета в сторону крена (на правое полукрыло).

Рис. 43

Рис.44

Как было сказано, при появлении крена на правое полукрыло возникает скольжение самолета на это полукрыло (см. рис. 44б).

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_b, 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_b.

Величина восстанавливающих моментов рыскания Му, так же как восстанавливающих моментов крена Мх, пропорциональна углу скольжения b, 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.

Рис. 45

Демпфирующие моменты рыскания (путевые) My_wy вертикального оперения и фюзеляжа (см. рис. 45б) 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 Uw_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_wy .

Демпфирующие моменты крена и рыскания при a

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.

Рис.46

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. 46б). Вследствие такого изменения величины подъемных сил возникает поперечный (кренящий) момент, под действием которого самолет кренится на правое полукрыло.

Величина кренящих моментов Mx у самолета определяется углом отклонения элеронов и поднимающегося гасителя подъемной силы (dэ, dсп), 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 a) 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 b на противоположное полукрыло (см. рис. 46а).

Величина момента рыскания боковой силы вертикального оперения зависит от угла отклонения направления dн, 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.