ustoichivostuprav

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

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

Если степень путевой статической устойчивости отрицательная m_у^b=Dm_у/Db <0, то самолет статически устойчив в путевом отношении. Действительно, при появлении скольжения, например, на правое полукрыло (Db>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, Dm_у<0 и коэффициент m_у^b=Dm_у/Db <0, т.е. отрицательный.

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

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.

Рассмотрим природу возникновения демпфирующего момента крена крыла Mx_wx. Пусть в установившемся горизонтальном полете по какой-то причине появилось вращение самолета относительно оси с угловой скоростью w_x. Вследствие этого каждое сечение крыла приобретает окружную скорость Uw_x = w_x×z (z — расстояние от центра масс до выбранного сечения крыла). Скорость полета V,складываясь с окружной скоростью Uw_x, в каждом сечении крыла вызывает изменение его угла атаки, причем угол атаки опускающегося полукрыла увеличивается, а поднимающего уменьшается (рис. 13а). Если начальный угол атаки был значительно меньше aкр, то при таком его изменении подъемная сила опускающегося полукрыла увеличивается, а поднимающегося уменьшается. В результате разности подъемных сил возникает поперечный демпфирующий момент крыла, препятствующий вращению самолета. Аналогично возникают поперечные демпфирующие моменты горизонтального и вертикального оперения.

Демпфирующие моменты рыскания (путевые) My_wy вертикального оперения и фюзеляжа (см. рис. 13б) 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<aкр 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.

Поперечная 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 DYэ₂+DYсп. Левый элерон опускается, подъемная сила левого полукрыла увеличивается на величину DYэ₁ (рис. 14б). 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. 14а).

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.