(2.5)

22

Усовременных самолетов аэродинамическое качество К > 20.

2.1.3.Равновесие самолета

Самолет в полете может совершать вращательные движения вокруг продольной Х9поперечной Z, вертикальной Y осей, прохо­ дящих через центр масс (ЦМ) под действием моментов от аэроди­ намических сил, создаваемых его частями при обтекании потоком воздуха со скоростью V (рис. 2.7).

Рис. 2.7. Оси вращения самолета

Вращение самолета вызывают момент крена (или поперечный) Af„ момент рыскания (или путевой) Mv, момент тангажа (или про­ дольный) Mz (см. рис. 2.7).

Равновесным называется такое состояние самолета, при кото­ ром все силы и моменты, действующие на него, взаимно урав­ новешены, и самолет совершает равномерное прямолинейное движение. Релщмы горизонтального полета, набора высоты, пла­ нирования самолет выполняет в состоянии равновесия.

При изучении движения самолета мы условно считаем, что все силы, действующие на самолет, приложены в его центре масс.

В действительности же в центре масс приложена только сила веса самолета. Все остальные силы создают относительно центра масс моменты. Равновесие самолета обеспечивается, если моменты вза­ имно уравновешены.

Равновесие может быть нарушено вследствие воздействия пи­ лота на органы управления или каких-то других причин. Опас­ ность представляют собой моменты, возникающие по причинам, не зависящим от воли пилота, которые принято называть «случай­ ными». К ним относятся нарушения режимов работы двигателей или их отказ в полете, обледенение самолета, полет в неспокойном воздухе и т.п.

Причиной нарушения равновесия самолета может стать спут­ ный поток впереди летящего самолета. Спутный поток создается концевыми вихрями крыла, стекающим с крыла и фюзеляжа по­ граничным слоем и реактивной струей двигателя. Воздействие спутного потока может быть настолько сильным, что органы управления не в состоянии будут его парировать.

2.1.4. Устойчивость самолета

Под устойчивостью самолета понимают его способность са­ мостоятельно (без вмешательства пилота) восстанавливать слу­ чайно нарушенное равновесие. Если самолет устойчив, то при слу­ чайном нарушении равновесия появится момент, возвращающий самолет в прежнее состояние. Такой момент называется стабили­ зирующим.

Если самолет неустойчив, то случайное нарушение равновесия вызовет появление момента, еще более его нарушающего. Такой момент называется дестабилизирующим.

При нарушении продольного равновесия самолета (например, вертикальный порыв ветра) угол атаки изменяется на величину Да и вызывает изменение подъемной силы самолета на величину ДТц, которая складывается из приращений подъемной силы крыла ДУакр и горизонтального оперения (ГО) ДГаГо* Точка приложения ДГа называется фокусом F самолета (рис. 2.8).

Рис. 2.8. Обеспечение продольной устойчивости самолета

Если фокус находится позади центра масс, то при случайном изменении угла атаки появляется стабилизирующий момент ДМ = AYaf возвращающий самолет на заданный угол атаки (см. рис. 2.8), т.е. самолет проявляет продольную устойчивость. Если же фокус находится впереди центра масс, то при случайном изменении угла атаки появляется дестабилизирующий момент ДМ и самолет еще больше увеличивает угол атаки, т.е. проявляет про­ дольную неустойчивость. Следовательно, для обеспечения про­ дольной устойчивости центр масс должен находиться впереди фокуса самолета. Для смещения фокуса назад, за центр масс, у самолетов нормальной схемы применяется горизонтальное оперение, которое является органом продольной устойчивости самолета.

Чрезмерная статическая устойчивость, определяемая величи­ ной стабилизирующего момента ДМ, ухудшает управляемость самолета, делает его более инерционным, так как ДМ противодей­ ствует управляющим воздействиям пилота с помощью органов управления. Поэтому у современных маневренных самолетов во­ енного назначения для лучшей управляемости фокус может совпа­ дать с центром масс или даже находиться впереди него. Продоль­ ная устойчивость в этом случае обеспечивается системой автоматического управления, осуществляющей компенсирующее воздействие на органы управления самолетом при случайном на­ рушении равновесия.

2.1.5. Управление самолетом в полете

Управляемостью называется способность самолета реагиро­ вать на отклонение рулей, т.е. изменять режим полета по воле пи­ лота.

Статическая управляемость - способность самолета под дей­ ствием рулей уравновешиваться для восстановления исходного режима полета. Динамическая управляемость - способность само­ лета под действием рулей нарушать равновесие для изменения ре­ жима полета или выполнения маневра.

При отклонении рулей создаются управляющие моменты, ко­ торые, преодолевая сопротивление инерционных и стабилизи­ рующих моментов, вращают самолет вокруг продольной, попереч­ ной и вертикальной осей. В соответствии с этим осуществляется продольная, поперечная и путевая управляемость.

2 .7.5.1. Обеспечение продольной управляемости самолета

Продольная управляемость - это способность самолета изме­ нять угол атаки по воле пилота. Органом продольной управляемо­ сти самолета является руль высоты.

Продольное управление самолетом называют управлением по тангажу. Угол тангажа 0 - это угол между строительной (продольной) осью самолета и плоскостью горизонта. В уста­ новившемся горизонтальном полете угол тангажа равен углу атаки (0 = а).

Для увеличения угла атаки а руль высоты (РВ) отклоняется вверх, а для его уменьшения - вниз. Отклонение руля высоты изменяет характер обтекания горизонтального оперения и вызы­ вает появление силы FPB, которая создает управляющий момент МРВ = ^рв^го? вращающий самолет вокруг поперечной оси (рис. 2.9).

Изменение угла атаки создает приложенное в фокусе прира­ щение подъемной силы самолета АУ и стабилизирующий момент ДМ и продолжается до тех пор, пока сумма продольных момен­ тов, действующих на самолет, не станет равной нулю. Угол атаки,

на котором сбалансируется (уравновесится) самолет, будет зави­ сеть от угла отклонения руля высоты и величины управляющего момента МРВ. Основными факторами, влияющими на продольную управляемость самолета, являются: центровка самолета (расстоя­ ние / от центра масс до фокуса), скорость и высота полета, пло­ щадь руля, длина хвостовой части фюзеляжа.

При уменьшении центровки ( |/) (см. рис. 2.8) возрастает про­ дольная устойчивость, а продольная управляемость уменьшается. При слишком задней центровке (J/) устойчивость самолета уменьшается, а степень управляемости возрастает и чрезмерно по­ вышается эффективность руля высоты. Самолет становится «стро­ гим» в управлении.

С ростом скорости полета повышается эффективность руля высоты из-за возрастания скоростного напора q = pF2/2, поэтому увеличивается управляемость. С увеличением высоты полета уменьшается эффективность руля высоты из-за уменьшения плот­ ности воздуха, потребные углы отклонения руля высоты увели­ чиваются, т.е. уменьшается управляемость.

Увеличение площади руля высоты повышает его эффектив­ ность при отклонении на один и тот же угол, т.е. увеличивает управляемость, но одновременно вызывает рост усилий на штур­ вале.

При увеличении длины хвостовой части фюзеляжа фокус са­ молета перемещается назад ( | / ), т.е. увеличивается продольная устойчивость самолета, а управляемость уменьшается.

Величина управляющего момента зависит от угла отклонения руля направления. Следовательно, каждому углу отклонения руля направления соответствует определенный угол скольжения. После прекращения вращения вокруг вертикальной оси самолет оказыва­ ется под действием боковой неуравновешенной силы ДZ = Z - F PH, приложенной в центре масс самолета, которая искривляет траек­ торию полета.

2.1.5.3. Обеспечение поперечной (по крену)

управляемости самолета

Поперечной управляемостью самолета называется способ­ ность самолета изменять угол крена по воле пилота. Органом по­ перечной управляемости являются элероны, которые отклоняются в противоположные стороны. При отклонении элеронов (рис. 2.11) изменяется характер обтекания крыла, и подъемная сила одной консоли крыла, где элерон отклонен вниз, увеличивается на АУ3, а другой консоли, где элерон отклонен вверх, уменьшается на ДУЭЭто создает однонаправленные управляющие моменты Мэ = AYJL3, вращающие самолет вокруг продольной оси. Вращение самолета будет продолжаться до тех пор, пока элероны не будут возвраще­ ны в нейтральное положение. Угловая скорость вращения зависит от величины управляющего момента М3и, следовательно, от угла отклонения элеронов.

М э