Тема. Равновесие, устойчивость и управляемость самолета

1. Центр тяжести и центровка самолета.

2. Оси самолета, углы разворота вокруг них. Моменты, действующие вокруг осей самолета. Движение самолета в пространстве.

3. Равновесие, условия равновесия, чем восстанавливается при нарушении.

4. Устойчивость самолета. Виды. Что влияет на устойчивость.

5. Управляемость самолета. Органы управления самолетом.

Центром тяжести (ЦТ) самолета называется точка приложения равнодействующей силы тяжести (веса) всех его частей и грузов. ЦТ может смещаться по осям самолета (от веса частей и веса груза). Смещение ЦТ по продольной оси самолета влияет на летные качества самолета: равновесие, устойчивость и управляемость и определяет центровку самолета. Смещение ЦТ по вертикальной оси влияет незначительно.

Центровкой называется: расстояние от носка крыла до ЦТ самолета, измеренное вдоль хорды крыла и выраженное в % от длины хорды. При конструировании предусматривают колебания центровки в определенных допустимых пределах. Но: при загрузке и в полете – центровка не должна выходить из намеченных пределов.

Любое движение самолета можно рассматривать как результат перемещения ЦТ и вращения самолета относительно ЦТ, в котором находится начало координат трех взаимно-^-ых осей:

- продольной оси – ОХ,

- вертикальной оси – ОУ,

- поперечной оси – ОZ.

Угол разворота самолета вокруг продольной оси ОХ от горизонтального положения называется углом крена (γ гамма). Крен: левый, правый; отсчитывается от 0 до 90°.

Угол разворота самолета вокруг поперечной оси (ОZ) от горизонтального поля называется углом тангажа (n вэ). Может быть: положительным (кабрирование) при наборе высоты, отрицательным (пикирование) - при снижении.

Угол разворота самолета вокруг вертикальной оси (ОУ) от северного направления земного меридиана по часовой стрелке, называется углом курса (y пси) или углом рыскания. Он изменяется от 0 до 360°.

Таким образом, сложное движение самолета в пространстве состоит из:

а) 3-х пространственных или поступательных движений центра тяжести самолета относительно земных координат:

- пройденный самолетом путь – по оси Х (L);

- высота полета – оси ОУ (Н);

- боковое отклонение самолета от маршрута – ОZ (Z);

б) 3-х вращательных движений относительно самолетных систем координат, т.е. самолет обладает 6 степенями свободы: тремя поступательными и тремя вращательными.

Поступательное движение зависит от: подъемной силы, веса самолета, тяги двигателя, лобового сопротивления, бокового ветра.

Вращательное движение самолета зависит от действующих на него моментов (см. рис. «Равновесие, устойчивость и управляемость», стр.97):

- поперечного (крутящегося) момента (М_х), действующего вокруг продольной оси и стремящегося изменить угол крена γ (поперечный, кренящий момент);

- продольного момента М_z, действующего вокруг поперечной оси и стремящегося изменить угол тангажа (n вэ) (момент тангажа);

- путевого момента М_у, действующего вокруг вертикальной оси и стремящегося изменить угол курса (y пси) (момент путевой или рыскания).

Вращательное и поступательное движения самолета – взаимосвязаны. Например, изменения угла тангажа (v) приводит к изменению высоты (Н), изменению бокового отклонения и т.д.

Чтобы самолет летел равномерно и прямолинейно, необходимо равновесие действующих на него сил и моментов:

- алгебраическая сумма проекций на каждую из осей сил, действующих на самолет, должна быть равна «0»

åR_C=; åR_У=; åR_Z=

- алгебраическая сумма моментов, действующих вокруг каждой оси самолета равна 0

åM_Х=; åM_У=; åM_Z=

По направлению координатных осей Х, У, Z – различают поперечное, продольное и путевое вращательное равновесие самолета.

Продольное равновесие – это равновесие самолета относительно поперечной оси OZ.

Относительно оси ОZ в полете на самолет действуют: - пикирующий момент Мпик, который создается «У» стабил. Уг.о. хвост. оперен.; - кабрирующий момент Мкабр. создается подъемной силой крыла Укр.

Условие продольного равновесия:

М_пик. = М_кабр.

У_кр. × ℓ_кр. = У_г.о. × ℓ_г.о.

Оно может быть нарушено:

- при изменении центровки (например, выработке топлива);

- при воздействии вертикальных порывов ветра;

- при изменении режима работы: выпуска шасси.

Восстанавливается продольное равновесие отклонением руля высоты.

Поперечное равновесие – это равновесие самолета относительно продольной оси ОХ.

Кренящие моменты, нарушающие поперечное равновесие, создаются подъемными силами правого (Уп =Мх прав.) и левого (Улев., = Мх лев.) полукрыльев.

М_{х лев.} = М_{х прав.}

Условие поперечного равновесия, т.е. кренящие моменты левого и правого полукрыльев уравновешивают друг друга.

Поперечное равновесие может нарушиться:

- при отклонении элеронов (рулей крена);

- под действием порыва ветра на одно полукрыло, а также реактивным моментом двигателя.

Нарушенное поперечное равновесие восстанавливается отклонением элеронов в разные стороны.

Если элерон отклонился вниз, то подъемная сила полукрыла увеличится, второй элерон при этом отклонится вверх, что уменьшит подъемную силу этого полукрыла.

Путевое равновесие - это равновесие самолета относительно вертикальной оси ОУ.

Поворачивающие моменты создаются силами лобового сопротивления левого (Qл) и правого (Qпр) полукрыльев и силой тяги левого (Рл) и правого (Рпр) двигателей.

Уравнение путевого равновесия:

М_{у пр} = Р_л ×ℓ₁ + Q_пр + ℓ₄ = М_{у лев} = Р_п × ℓ₂ + Q_лев × ℓ₃

Нарушение путевого равновесия может произойти:

- при отклонении руля направления;

- при изменении режима работы или отказа одного из двигателей;

- при горизонтальных порывах ветра, повреждении обшивки.

Устраняется нарушение путевого равновесия путем отклонения руля направления.

Устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства пилота поддерживать неизменным режим полета, а в случае временного нарушения равновесия, самостоятельно быстро восстанавливать его.

Самолет может быть устойчивым, неустойчивым, безразличным.

Продольной устойчивостью называется способность самолета самостоятельно, без вмешательства летчика, восстанавливать нарушенное продольное равновесие, т.е. сохранять заданный угол атаки. При перемещении ЦТ назад - продольная устойчивость самолета уменьшается. Передняя центровка улучшает продольную устойчивость.

Поперечной устойчивостью самолета называется его способность самостоятельно устранять возникший по какой-либо причине крен по прекращению действия внешних возмущений.

На поперечную устойчивость влияет: поперечная стреловидность и стреловидность в плане:

- при положительной поперечной стреловидности устойчивость повышается, т.к. угол атаки наклоняемого полукрыла увеличивается, его подъемная сила увеличивается; и наоборот, при положительной стреловидности в плане, увеличивается поперечная устойчивость, т.к. при скольжении крыла со скоростью V_бок. его правая и левая части обтекаются с различными поперечными скоростями, в результате возникают разные подъемные силы.

Путевой (флюгерной) устойчивостью самолета называется способность самолета восстанавливать нарушенное равновесие пути (относительно оси ОУ) без вмешательства летчика.

Но поперечная и путевая устойчивость отдельно не существуют. Их объединяет боковая устойчивость, т.к. в полете нарушение равновесия относительно оси ОХ будет сопровождаться нарушением равновесия относительно ОУ.

Боковая устойчивость достигается определенным соотношением между размерами фюзеляжа и киля, углом поперечного V-крыла и углом стреловидности. Самолет можно вывести в разворот не только рулем направления, но и отклонением элеронов, создавая крен нужного направления. Отклонением же руля направления можно добиться крена самолета в ту или иную сторону.

Под управляемостью понимается способность самолета реагировать на действия пилота с помощью органов управления, т.е. под действием рулей и элеронов задавать определенные углы атаки, скольжения (поворота) и крена.

Чем самолет устойчивее, тем хуже управляем. Управляемость характеризуется поворотом самолета вокруг его центра тяжести, а маневренность оценивается – перемещением самого центра тяжести в пространстве.

При даче (перемещении) ручки «от себя» – руль высоты опускается вниз. Подъемная сила хвостового оперения увеличивается, и нос опускается вниз.

«На себя» – обратное действие.

При даче «правой ноги» – соответствует поворот руля направления (поворота) также вправо, самолет поворачивается вправо.

При даче «левой ноги» – самолет поворачивается влево.

Поворот штурвала влево вызывает отклонение левого элерона вверх, подъемная сила левого крыла уменьшается, а правый элерон при этом отклонится вниз, его подъемная сила увеличится и самолет накренится влево.

При повороте штурвала вправо – правый элерон – вверх, левый – вниз, самолет накренится вправо.