Мультимедийный учебный курс лекций по дисциплине «Конструкция и проектирование самолетов» Часть Vll Устойчивость и управляемость самолетом.

7.1 Основные понятия и определения

При рассмотрении траекторных задач динамики полета обычно полагают, что все силы, действующие на самолет, приложены в его центре масс.

Рис. 7.1. Схема сил, действующих на самолет как на материальную точку.

Это упрощает рассуждения и расчет основных параметров полета, но не позволяет определить все условия, которые необходимо обеспечить для выполнения заданного режима полета. Например, для горизонтального полета с заданной скоростью необходим определенный угол атаки. Какое для этого требуется отклонение руля высоты и хватит ли максимального отклонения руля для балансировки самолета на заданном угле атаки? Для ответа на этот вопрос необходимо рассмотреть моменты сил, действующих на самолет, и возникающее в результате их воздействия вращательное движение самолета. Для определения моментов необходимо знать, как известно из механики, величину каждой силы и точку ее приложения, а также оси координат, относительно которых определяются моменты сил.

Обычно моменты определяются относительно осей, проходящих через центр масс самолета. Это позволяет исключить из рассмотрения момент, создаваемый силой тяжести mg, приложенной в центре масс. Поэтому, в дальнейшем на схемах для определения моментов сила тяжести изображаться не будет, а центр масс будет показан как шарнир, относительно которого происходит вращение самолета.

Моменты, действующие на самолет, обычно рассматриваются в связанной системе координат oxyz, начало координат которой располагается в центре масс самолета, а оси координат направлены следующим образом:

• продольная ось ox вдоль строительной оси фюзеляжа или хорды крыла к передней части самолета;

• нормальная ось oy перпендикулярна продольной оси, лежит в плоскости симметрии самолета и направлена к верхней его части;

• поперечная ось oz перпендикулярна плоскости симметрии самолета и направлена вдоль правого крыла.

Рис..7.2. Аэродинамические моменты, действующие на самолет относительно осей связанной системы координат.

Составляющие моментов, действующих на самолет, в связанной системе координат имеют следующие названия:

• относительно оси ox действует момент крена , который считается положительным, если он стремится создать правый крен;

• относительно оси oy действует момент рысканья , который считается положительным, если он стремится развернуть самолет влево;

• относительно оси oz действует момент тангажа , который считается положительным, если он стремится увеличить угол атаки самолета. Положительный момент тангажа называют кабрирующим, а отрицательный – пикирующим.

Эти названия были принесены в авиацию сто лет назад в основном из французского языка. Так «тангаж» у французских моряков означает килевую качку корабля, «кабре» означает у кавалеристов «встать на дыбы». По этим терминам можно представить из кого формировались ряды первых авиаторов и с чем они сравнивали свои, видимо не очень послушные воле пилотов, аэропланы.

Величины аэродинамических моментов рассчитываются по формулам, аналогичным формулам для аэродинамических сил:

	(1.7.1)
	(1.7.2)
	(1.7.3)

где: , , – коэффициенты моментов крена, рысканья и тангажа соответственно; S – площадь крыла; – размах крыла; – средняя аэродинамическая хорда крыла.

Как и коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления , величины , , зависят от геометрических характеристик самолета, его конфигурации и отклонения рулей, а также углов атаки и скольжения и критериев аэродинамического подобия. Кроме того, как видно из формул, величины аэродинамических моментов зависят от плотности воздуха, скорости полета, площади и характерного геометрического размера крыла. Необходимо отметить, что если для моментов крена и рысканья в качестве характерного геометрического размера выбирается размах крыла, то для момента тангажа используется средняя аэродинамическая хорда, определение которой будет дано в п.1.7.2.

Коэффициенты моментов в отличии от самих моментов являются величинами безразмерными и не зависят от плотности воздуха, скорости полета, площади и геометрических размеров крыла. Поэтому удобнее в расчетах использовать коэффициенты моментов, а величины моментов по ним всегда можно определить по формулам (1.7.1-1.7.3).

Причиной возникновения моментов крена и рысканья является несимметричное обтекание самолета, возникающее при полете со скольжением, либо при отклонении элеронов или руля направления. В этом случае возникает так называемое боковое движение самолета. В случае симметричного обтекания на самолет действует только момент тангажа. Движение самолета в этом случае происходит в плоскости симметрии самолета и называется продольным. Основными параметрами продольного движения является скорость и угол атаки. Для управления самолетом по тангажу используется руль высоты (РВ).

В диапазоне летных углов атаки, когда сохраняется безотрывное обтекание крыла продольное и боковое движение самолета можно рассматривать независимо друг от друга. При больших углах атаки такой подход недопустим из-за их взаимного влияния. Например, при увеличении угла атаки до критического происходит обычно сваливание самолета на крыло, т.е. изменение параметра продольного движения – угла атаки приводит к возникновению бокового движения крена.

По этой причине, рассматривая отдельно продольное и боковое движение, необходимо помнить, что все эти рассуждения справедливы только в диапазоне летных углов атаки.

Движение самолета с учетом его вращения изучается в разделе динамики полета «Устойчивость и управляемость самолета». В этом разделе используются следующие основные понятия:

1. Балансировка самолета – состояние равновесия всех действующих на самолет моментов в установившимся режиме полета, обеспечиваемое для каждой конфигурации самолета соответствующим отклонением рулей, которые называются балансировочными. Обычно по результатам летных испытаний и расчетов строятся балансировочные диаграммы, которые показывают зависимость балансировочного отклонения рулей от скорости или других параметров полета. По балансировочным диаграммам оценивается возможность балансировки самолета на заданных режимах полета.  

2. Управляемость – свойство самолета отвечать соответствующими линейными и угловыми перемещениями в пространстве на отклонение рычагов управления (штурвала и педалей). Под управляемостью понимается способность самолета изменять по воле пилота, т.е. в ответ на отклонение рулей, положение в пространстве и переходить с одного режима полета на другой, или, как часто говорят, «способность самолета ходить за ручкой управления». Для обеспечения управляемости необходим дополнительный к балансировочным углам запас отклонения рулей. Управляемость оценивается критериями управляемости, которые обычно определяют потребное отклонение рулей или рычагов управления для заданного изменения параметров полета.  

3. Устойчивость – свойство самолета восстанавливать без вмешательства пилота кинематические параметры невозмущенного движения и возвращаться к исходному режиму полета после прекращения действия возмущений.

В полете самолет находится под постоянным воздействием различных возмущений, связанных с перемещением воздушных масс в атмосфере. Эти возмущения стремятся вывести самолет из равновесия и изменить режим полета. В таких условиях благодаря устойчивости упрощается пилотирование самолета, т.к. самолет сохраняет заданный режим полета и парирует возникающие возмущения самостоятельно. Выдающийся русский аэродинамик Н.Е. Жуковский в одной из своих научных работ назвал это качество «прочностью движения». Пилоты, чтобы отметить высокую устойчивость самолета, говорят, что «самолет плотно сидит в воздухе».

Для количественной оценки устойчивости используются различные критерии устойчивости, которые определяют реакцию самолета или характер переходного процесса при воздействии на самолет внешнего возмущения.

Для упрощения рассуждений устойчивость самолета условно делят на динамическую и статическую. Рассмотрим различие между статической и динамической устойчивостью на примере реакции самолета на воздействие вертикального восходящего порыва ветра, за счет которого происходит увеличение угла атаки. Т.к. рассматривается устойчивость самолета, то пилот не вмешивается в управление, и самолет должен «самостоятельно» вернуться к первоначальному углу атаки после прекращения действия порыва ветра. Очевидно, что для этого необходимо при увеличении угла атаки возникновение пикирующего момента, стремящегося уменьшить угол атаки. Такой момент называется стабилизирующим. Он всегда направлен на возврат самолета к первоначальному режиму полета. А способность самолета создавать стабилизирующие моменты и называется статической устойчивостью.

Однако возникновение стабилизирующего момента не всегда приведет к возврату самолета на первоначальный угол атаки. Например, при излишне большом значении стабилизирующего момента возможно возникновение незатухающих колебаний относительно исходного угла атаки. В этом случае говорят, что самолет, обладая статической устойчивостью, динамически неустойчив. Таким образом, статическая устойчивость является необходимым, но недостаточным условием динамической устойчивости, которую можно рассматривать как полную устойчивость в соответствии с приведенным выше определением.

Для статически неустойчивого самолета при увеличении угла атаки возникает дестабилизирующий кабрирующий момент, под действием которого происходит дальнейшее увеличение угла атаки, и возврат к первоначальному углу атаки без вмешательства пилота будет невозможен. Поэтому в этом случае можно сразу сделать вывод, что самолет не обладает статической, а, следовательно, и динамической устойчивостью.

Рисунок - 7.3. К объяснению понятий статическая и динамическая устойчивость самолета.

В данном разделе будут рассмотрены продольная балансировка, а также продольная статическая устойчивость и продольная статическая управляемость самолета.