60. Влияние конструктивных параметров и режима полета на боковую устойчивость и управляемость самолета

При нарушении поперечного равновесия за счет возникновения центростремительной силы происходит нарушение путевого равновесия, а при нарушении путевого равновесия за счет несимметричного обтекания полукрыльев происходит нарушение поперечного равновесия. Такое взаимное влияние поперечного и путевого равновесия на состояние самолета называется боковым равновесием.

Поперечная и путевая устойчивость изолированно не могут существовать, так как проявление одного вида устойчивости сказывается на другом. Поэтому совокупность поперечной и путевой устойчивости называется боковой устойчивостью. Допустим, что под действием внешнего возмущения самолет начал вращаться вокруг оси Y вправо. По мере отклонения от первоначального положения возрастает угол скольжения Р. Благодаря скольжению на левом крыле возникает дополнительная аэродинамическая сила, создающая момент, кренящий самолет в сторону, обратную скольжению. При крене самолета нарушается равновесие силы веса G и подъемной силы Y. Возникает центростремительная сила Z, под действием которой самолет начинает скользить на опущенное полу крыло и искривлять траекторию в сторону крена. При скольжении на опущенное полукрыло возникает восстанавливающий момент, который устраняет крен, а момент от сил ZФ и ZВ.О устраняет скольжение. При хорошей поперечной устойчивости крен, возникший при скольжении, быстро самопроизвольно устраняется. Для обеспечения нормальной боковой устойчивости недостаточно еще того, чтобы самолет обладал поперечной и путевой устойчивостью, а нужно, чтобы параметры той и другой находились в определенном соотношении. Преобладание одного вида устойчивости над другим ухудшает общую боковую устойчивость

и может быть причиной спиральной или колебательной неустойчивости. Спиральная неустойчивость возникает в том случае, когда самолет имеет чрезмерную путевую устойчивость и слабую поперечную. Соотношение отклонения элеронов и отклонения руля направления для нормального поведения самолета в боковом отношении должно быть

=0,3-0,5.

61. Взаимодействие Продольного и бокового движения.

Изменение аэродинамических форм или компоновки современных самолетов привело к заметному усилению взаимодействуя продольного и бокового движения, В результате чего появляется небольшая реакция самолёта на отклонении рулей и другие явления. Причиной взаимодействия продольного и бокового движения является наличие аэродинамических кинематических и инерциальных перекрёстных связей.

Аэродинамическое взаимодействие это зависимость аэродинамических сил и моментов проданного (бокового) движения и параметров бокового продольного движения.

У современных самолётов наиболее сильно проявляется зависимость характеристик бокового устойчивости от альфа например зависимость поперечной статической устойчивости самолёта от угла атаки.

П ри наличии скольжения самолёт, проявляя поперечную устойчивость накреняется в сторону отстающего полукрыла. Увеличение угла атаки приводит к возрастанию разности подъемных сил полукрыльев и увеличению момента крена. Степень поперечной устойчивости при этом увеличивается. Более того, тоже скольжения, но выполнимая на отрицательных углах атаки, приводит к поперечной неустойчивости самолёта.

Особенно сильно аэродинамическая взаимосвязь продольного и бокового движения может наблюдаться на больших углах атаки определяемая при возникновении срыва потока.

Кинематическая взаимодействие это последовательный переход углов атаки и скольжения при вращении самолёта вокруг связанной оси ОХ

Если самолёт не препятствует изменению альфа и бета , то вращение происходит вокруг продольной оси ОХ

ШТОПОР

Ш топор самолета – это такое характерное его движение на закритических углах атаки, когда он быстро теряет высоту, одновременно вращаясь вокруг осей ОХ и ОУ. Траектория движения центра масс при штопоре представляет собой сильно вытянутую спираль. Сваливание самолета еще не означает однозначного попадания ЛА в штопор. Если пилот, энергично отклоняя руль высоты, опустит нос самолета и тем самым уменьшит угол атаки при одновременном увеличении скорости, то ЛА выйдет на режим снижения и пилоту будет нетрудно вернуться к горизонтальному полету. Самолет входит в штопор только в том случае, если не удалось избежать выхода на режим самовращенияю.Различают штопор устойчивый и неустойчивый. Устойчивым называется штопор, в процессе которого самолет не изменяет направления вращения, хотя величины угловых скоростей могут быть переменными.

Неустойчивый – это штопор с переменными по величине и направлению угловыми скоростями.

Исследования показали, что в основе штопора лежит самопроизвольное вращение крыльев самолета при наличии большого начального угла атаки и что для прекращения штопора необходимо торможение вращения и резкое уменьшение угла атаки. Выход ЛА из штопора состоит из трех этапов:

- прекращение самовращения самолета – перевод на докритические углы атаки;

- пикирование на докритических углах атаки с целью увеличения скорости полета;

- вывод самолета из пикирования и перевод его в режим прямолинейного горизонтального полета.