48. Свободное продольное возмущенное движение самолета .Короткопериодическое и длиннопериодическое продольное возмущенное движение

Продольное движение летательного аппарата — движение летательного аппарата, при котором его плоскость симметрии находится в одной и той же вертикальной плоскости. При этом аэродинамическая боковая сила Za, моменты крена и рыскания Мx и Мy , углы скольжения и крена (β) и (γ), скорости крена и рыскания (ω)x и (ω)y равны нулю и соответствующие уравнения движения летательного аппарата обращаются в тождества и исключаются из рассмотрения.  Уравнения П. д. используются для анализа продольных устойчивости и управляемости. Для этого необходимо рассмотреть возмущённое движение летательного аппарата. Если летательный аппарат находятся в состоянии, близком к стационарному горизонтальному полёту с параметрами  (θ)ст = 0; (ω)(кг) = 0; (α)ст = (α)(в); Hст Vст; (δ)в ст  то в возмущенном движении кинематические параметры можно выразить в виде:  V = Vст + (∆)V, (θ) = (∆θ),  H = Hст + (∆)H, (ω)z = (∆ω)z,  (α) = (α)(б) + (∆α),  (δ)в = (δ)в ст + (∆δ)в,  где приращения (∆)V, (∆θ) и т. д. считаются достаточно малыми.  Полученная система уравнений является системой линейных дифференциальных уравнений с постоянными коэффициентами. Исследование решений этой системы при (∆δ)в = 0 позволяет определить продольную устойчивость при фиксированной ручке управления, исследование решений (∆δ)в = (∆δ)в(t) позволяет оценить характеристики продольной управляемости.  При исследовании характеристик автоматической системы управления значение (∆δ)в задаётся в соответствии с выбранным законом управления как функция (ω)z (демпфер тангажа), (∆)V, (∆)H, (∆θ), (∆α). Аналогичным образом исследуется влияние возмущений (например, ветровых) на движение летательного аппарата. Часто для упрощения возмущенное  П. д. разделяется на короткопериодическое (угловое) — рассматриваются только (∆α) и (∆ω)x, a (∆)V и (∆)H считаются равными нулю, и на длиннопериодическое (фугоидное) — рассматриваются отклонения (∆)V и (∆)H и (∆θ), а отклонения (∆α), (∆ω)x определяются как функции от (∆)V и (∆)H из условий d(ω)x/dt = 0, d(∆α)/dt = 0.

49. Условия устойчивости самолета в короткопериодическом движении.

Устойчивость самолета – способность самолета самостоятельно (без вмешательства пилота в управление) сохранять заданный опорный режим полета при воздействии на него каких-либо кратковременных и ограниченных по величине возмущений.

(Опорный режим – это режим полета при нулевых возмущениях).

Понятие устойчивости связано с равновесием (состояние, когда сумма действ. на самолет сил и моментов равна нулю). Равновесие: устойчивое, неустойчивое и безразличное (нейтральное).

а) устойчивое – если после прекращений действ. возмущения самолет самостоят. стремится вернуться к исходному равновесию. б) неустойчивое – если самолет стремится дальше отойти от исх. равновесия. в) безразличное - если самолет не стремится вернуться к исходн. равновесию или отойти от него.

Балансировка – приведение самолета в состояние равновесия соответствующими отклонениями рулей (рычагов управления)

Устойчивость разделяют на статическую (способность создавать в полете стабилизирующ. стат. моменты, действующ. в противоположном отклонению направлении) и динамическую (возникающие при движении самолета; колебания носят затухающий характер из-за возникновения демпфирующих моментов, появляющихся в результате вращения ЛА вокруг центра масс.)

Статическая устойчивость – необходимое условие динамической устойчивости.

Управляемость – это способность ЛА переходить из одного невозмущенного движенияк другому при воздействии на органы управления ЛА.

Продольная устойчивость самолета – способность самолета самостоятельно сохранять исходное продольное равновесие при воздействии на него каких-либо кратковременных по величине возмущений.

Движение самолета с постоянной скоростью и изменяющимся углом атаки называют малым продольным движением. Обычно это движение носит колебательный характер, поэтому его называют короткопериодическим.

Короткопериодическое движение связывают с устойчивостью по перегрузке или по углу атаки (поскольку изменение угла атаки при данной скорости полета ведет к изменению аэродинамической подъемной силы, а соответственно к изменению действующей на самолет нормальной скорости перегрузки , G – сила тяжести самолета).

Продольная устойчивость самолета по перегрузке – способность ЛА самостоятельно сохранять исходную перегрузку (угол атаки) при воздействии на него каких-либо кратковременных и ограниченных по величине возмущений.