9.6. Особенности боковой устойчивости и управляемости самолета

Боковая устойчивость и управляемость самолета в прямолинейном полете обеспечивает сохранение и восстановление равновесия этого режима полета. В разд. 9.5 было установлено, что при возникновении крена возникает скольжение самолета на опущенное полукрыло, а при появлении скольжения возникает крен на противоположное полукрыло.

Таким образом, при нарушении поперечного равновесия самолета нарушается и путевое, а при нарушении путевого равновесия нарушается и поперечное. Поэтому, поперечные и путевые возмущенные движения самолета необходимо рассматривать совместно, как боковые движения.

Характер бокового возмущенного движения будет определяться поперечной и путевой устойчивостью самолета. Самолет будет устойчив в боковом отношении только тогда, когда он устойчив в поперечном и путевом отношении и, кроме того, если между этими видами устойчивости существует определенное соответствие. При наличии такого соответствия между поперечной и путевой устойчивостью самолет при выходе из крена одновременно устраняет и скольжение. Если между поперечной и путевой устойчивостью такого соответствия не существует, то самолет будет неустойчив в боковом отношении. Так, при излишней путевой устойчивости самолет имеет спиральную неустойчивость, т.е. при появлении крена он входит в спираль. При излишней поперечной устойчивости появляется боковая раскачка самолета.

Рассмотрим боковое возмущенное движение самолета со стреловидным крылом на малых углах атаки при наличии боковой устойчивости. Допустим, что в полете появился правый крен. Равнодействующая подъемной силы и веса самолета Z вызывает скольжение самолета в сторону крена. При этом подъемная сила правого полукрыла увеличивается, а левого уменьшается. Вследствие разности подъемных сил возникает восстанавливающий момент крена Мх, под действием которого самолет выходит из крена.

Одновременно с этим в результате скольжения сила лобового сопротивления правого полукрыла увеличивается, а левого уменьшается. Кроме того, вертикальное оперение и фюзеляж создают боковую силу Z_. В результате разности лобовых сопротивлений левого и правого полукрыльев, а также боковой силы Z_ возникает восстанавливающий момент рыскания Му, под действием которого самолет уменьшает угол скольжения.

Следовательно, под действием восстанавливающего момента крена Мx самолет уменьшает угол крена, а под действием восстанавливающего момента рыскания Му уменьшает угол скольжения. При этом, по мере уменьшения угла крена и скольжения поперечный и путевой восстанавливающие моменты уменьшаются.

Вследствие наличия угловой скорости вращения вокруг продольной оси ОХ и нормальной ОY возникают демпфирующие поперечные и путевые моменты, которые тормозят вращение самолета, как в процессе нарушения, так и в процессе восстановления бокового равновесия.

Уменьшение восстанавливающих моментов по мере уменьшения углов крена и скольжения самолета и наличие демпфирующих моментов обеспечивает уменьшение угловых скоростей вращения относительно осей ОХ и ОY и восстановления заданного бокового равновесия.

Если между поперечной и путевой устойчивостью существует определенное соответствие (правильное сочетание), то к моменту выхода из крена самолет не будет иметь скольжения, а значит, боковое равновесие самолета (поперечное и путевое) восстановится. Такое соответствие между поперечной и путевой устойчивостью у самолета существует на основном диапазоне летных углов атаки, но на больших углах атаки это соответствие нарушается.

Изменение путевой и поперечной устойчивости приводит к тому, что при восстановлении бокового равновесия самолет быстро выходит из крена, но медленно уменьшает угол скольжения. Так, например, к моменту выхода из левого крена самолет еще имеет скольжение на левое полукрыло, а это значит, что подъемная сила левого полукрыла остается дольше подъемной силы правого, и самолет начинает крениться на правое полукрыло. С увеличением угла крена появляется скольжение на правое полукрыло. Вследствие восстанавливающих и демпфирующих моментов крена увеличение угла крена прекращается, а вследствие восстанавливающих и демпфирующих моментов рыскания прекращается увеличение угла скольжения. Самолет под действием восстанавливающих боковых моментов начинает выходить из правого крена, уменьшая угол скольжения. Но опять к моменту выхода из крена самолет еще имеет скольжение на правое полукрыло, а значит, подъемная сила правого полукрыла будет больше .подъемной силы левого, и самолет вновь начинает крениться на левое полукрыло и т.д.

Такой характер бокового движения (боковой неустойчивости) самолета на больших углах атаки получил название боковой раскачки самолета. Для предупреждения боковой раскачки необходимо обеспечить соответствие между поперечной и путевой устойчивостью путем повышения путевой устойчивости или некоторого снижения поперечной.

Для предупреждения боковой раскачки в полете не следует допускать выхода самолета на большие углы атаки, а также скольжение в процессе разворотов. Если в полете появилась боковая раскачка, то необходимо уменьшить угол атаки самолета.

Кроме того, для более быстрого устранения боковой раскачки в процессе выхода самолета из крена и скольжения необходимо отклонением элеронов замедлять быстрый выход самолета из крена, а рулем направления ускорять выход со скольжением. Для этого в процессе выхода самолета из крена следует несколько отклонять штурвал управления элеронами и перемещать педаль управления рулем направления в сторону крена. При таком отклонении элеронов несколько уменьшается поперечный восстанавливающий момент, а отклонением руля направления несколько увеличиваются путевые восстанавливающие моменты. Поэтому к моменту выхода из крена самолет не будет иметь скольжения, а значит, боковое равновесие восстановится.

Боковая раскачка самолета может иметь место при неработающих каналах демпфирования по крену и курсу системы САУ.

При работающих демпферах крена  и рыскания , включенных в системы управления элеронами и рулем направления, возникают дополнительные демпфирующие моменты крена в результате отклонения элеронов по сигналу датчика угловой скорости _х и моменты рыскания вследствие отклонения руля направления по сигналу датчика угловой скорости _у. Благодаря этому создаются моменты элеронов и руля направления, направленные против вращения самолета относительно осей ОХ и ОY, а колебания самолета практически не возникают или имеют малую амплитуду с большой степенью затухания m_зат.

 

Динамика бокового движения самолета характеризуется степенью затухания боковых колебаний m_зат, величина которой показывает уменьшение амплитуды колебаний А_t за один период, т.е. m_зат = A_t/A_t+T и отношением максимальных значений угловых скоростей крена _х и рыскания _у, т.е. =_x/_y.

На рис. 15 изображены графики зависимости m_зат и  от индикаторной скорости Vi при включенных и выключенных демпферах крена  и рыскания . Из графиков видно, что при включенных демпферах крена  и рыскания  на скоростях до 300 км/ч ИН m_зат достигает 3 при = 1,5...1,7, т.е. за один период амплитуда колебаний уменьшается в 3 раза при условии, что максимальное значение угловой скорости выхода из крена _x в 1,5...1,7 больше чем _y выхода со скольжения. На скоростях более 300 км/ч ИН переходной процесс восстановления бокового равновесия апериодический, т.е. самолет восстанавливает боковое равновесие (устраняет угол крена  и угол скольжения ), не совершая колебаний.

                                                            Рис.15

При выключенных демпферах  и  на малых скоростях m_зат только незначительно больше единицы (на V=250 км/ч ИН m_зат 1,13), но с увеличением скорости m_зат несколько возрастает (V=500 км/ч ИН m_зат= 1,37). Это означает, что при выключенных демпферах  и  колебания затухают медленно, особенно на малых скоростях. Учитывая это, при полете с неработающими демпферами все эволюции самолета следует выполнять плавно и строго координировано.

Боковая управляемость самолета характеризуется величиной коэффициента момента крена m_х при отклонении элеронов и коэффициенту момента рыскания т_у при отклонении руля направления.

Графики зависимости коэффициента момента крена m_x от угла атаки  при различном отклонении штурвала элеронов и коэффициента момента рыскания т_у от угла скольжения при различном положении руля направления н изображены на рис. 16.

                                                                                                                                                                   

                                                                                                                 Рис.16

Известно, что управление самолетом по крену обеспечивается совместным отклонением элеронов и гасителей подъемной силы. Как видно из графиков, при полностью выпущенной механизации крыла (см. рис. 16б) коэффициент момента крена m_x при отклонении штурвала на определенный ход х_э (0,5 х_эmax, x_эmax) остается практически постоянным вплоть до критических углов атаки. При убранной механизации (см. рис. 16а) m_x несколько меньше, но остается достаточным для обеспечения нормальной управляемости самолета по крену.

Расчетным условием для определения необходимой эффективности руля направления являются условия обеспечения балансировки самолета в случае продолженного взлета с одним неработающим критическим двигателем, а также посадки с боковым ветром.

 

Рассмотрим поведение самолета со стреловидным крылом при отклонении руля направления на малых и больших числах М (близких к Мкр).

При отклонении руля направления, например вправо, вертикальное оперение создает боковую силу Zн, направленную влево. Под действием момента этой силы относительно нормальной оси самолет разворачивается в сторону отклоненного руля (вправо), создавая угол скольжения  на левое полукрыло (рис. 17). Тогда угол эффективной стреловидности левого полукрыла уменьшается, а правого увеличивается.

                                                                                                                                            

                                                                                                                                      Рис.17

В результате этого эффективная составляющая скорость V₁ левого полукрыла и его подъемная сила увеличиваются, а правого уменьшаются. Вследствие разности подъемных сил возникает кренящий момент самолета на правое полукрыло (рис. 17, поз. 1).

Таким образом, при отклонении руля направления на малых числах М самолет вследствие скольжения кренится на то полукрыло, куда отклоняется руль.

Такую реакцию на отклонение руля направления самолет будет иметь, если он устойчив в поперечном отношении, т.е. при скольжении на левое полукрыло самолет кренится на правое и наоборот. Это движение называют прямой реакцией самолета по крену на отклонение руля направления.

При определенном превышении числа М происходит уменьшение прямой реакции на отклонение руля направления. При полете на числах М  Мкр (рис. 17б) наблюдается обратная реакция самолета по крену на отклонение руля направления.

Если в полете на числах М, близких к критическому, отклонить руль направления вправо, то в этом случае точно также, как и при малых числах М появится скольжение на левое полукрыло. Эффективная стреловидность и Мкр левого полукрыла уменьшатся, правого увеличатся. Так как полет происходит на числах М, близких к Мкр, то левое полукрыло при определенном угле скольжения может сказаться на числе М, большем Мкр. На этом полукрыле возникнут сверхзвуковые зоны и скачки давления, в результате которых его подъемная сила резко уменьшится. Увеличение эффективной стреловидности правого полукрыла вызовет увеличение его Мкр. Поэтому правое полукрыло будет работать на докритических числах М и скачков давления не будет. Уменьшение подъемной силы и левого полукрыла вызовет накренение самолета влево.

Таким образом, при отклонении руля направления вправо самолет кренится на левое полукрыло и, наоборот. Это и есть обратная реакция самолета по крену на отклонение руля направления.