1410

на котором сбалансируется (уравновесится) самолет, будет зависеть от угла отклонения руля высоты и величины управляющего момента МРВ. Основными факторами, влияющими на продольную управляемость самолета, являются: центровка самолета (расстояние f от центра масс до фокуса), скорость и высота полета, площадь руля, длина хвостовой части фюзеляжа.

Рис. 2.9. Управление по тангажу

При уменьшении центровки (↑f ) (см. рис. 2.8) возрастает продольная устойчивость, а продольная управляемость уменьшается. При слишком задней центровке (↓f ) устойчивость самолета уменьшается, а степень управляемости возрастает и чрезмерно повышается эффективность руля высоты. Самолет становится «строгим» в управлении.

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

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

При увеличении длины хвостовой части фюзеляжа фокус самолета перемещается назад (↑f ), т.е. увеличивается продольная устойчивость самолета, а управляемость уменьшается.

41

При отклонении закрылков на задней кромке крыла с целью увеличения подъемной силы во время взлета и посадки появляется пикирующий момент, который компенсируется (балансируется) моментом от отрицательной подъемной силы горизонтального оперения при отклонении руля высоты вверх.

2.1.5.2. Обеспечение путевой (по направлению) управляемости самолета

Путевой управляемостью называется способность самолета изменять угол скольжения по воле пилота. Органом путевой управляемости является руль направления (РН). При отклонении руля направления изменяется характер обтекания вертикального оперения (ВО) и вызывает появление силы FРН, которая создает управляющий момент МРН = FРН LВО, вращающий самолет вокруг вертикальной оси, изменяя угол скольжения β (угол между строительной осью самолета и направлением вектора скорости в горизонтальной плоскости) (рис. 2.10). Изменение угла скольжения создает приложенную в боковом фокусе боковую силу Z и стабилизирующий момент Му = Zb и продолжается до тех пор, пока не уравновесятся приложенные к самолету путевые моменты.

Рис. 2.10. Управление по направлению

42

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 оказывается под действием боковой неуравновешенной силы Z = Z – FРН, приложенной в центре масс самолета, которая искривляет траекторию полета.

2.1.5.3. Обеспечение поперечной (по крену) управляемости самолета

Поперечной управляемостью самолета называется способность самолета изменять угол крена по воле пилота. Органом поперечной управляемости являются элероны, которые отклоняются в противоположные стороны. При отклонении элеронов (рис. 2.11) изменяется характер обтекания крыла, и подъемная сила одной

вращающие самолет вокруг продольной оси. Вращение самолета будет продолжаться до тех пор, пока элероны не будут возвращены в нейтральное положение. Угловая скорость вращения зависит от величины управляющего момента Мэ и, следовательно, от угла отклонения элеронов.

Рис. 2.11. Управление по крену

43

2.1.5.4. Неустойчивый режим полета (штопор)

Штопор самолета – движение самолета по вертикальной нисходящей спирали малого радиуса при больших углах атаки α. Штопор возникает при потере скорости на больших углах атаки. При увеличении α > αкр начинается срыв потока с верхней части профиля крыла и его подъемная сила резко падает. Причем из-за возникновения несимметричного обтекания самолета на больших углах атаки срыв начинается сначала на одной консоли крыла, подъемная сила этой консоли падает, и самолет «заваливается» (кренится) с последующим «сваливанием в штопор».

Рефлекторная попытка пилота вывести самолет из штопора отклонением элеронов против вращения только усугубляет ситуацию, так как на закритических углах атаки элероны из-за возникающих моментов рыскания дают обратную реакцию самолета, вместо привычной для пилота. В результате возможен переход самолета в режим более интенсивного вращения.

Каждый тип самолета может иметь свои индивидуальные особенности вывода из штопора. Для устойчивых самолетов при достаточном запасе высоты полета самый простой способ вывода из штопора – это перевод всех рулей в нейтральное положение. При прекращении штопора следует перейти к обычной манере пилотирования. Для более энергичного вывода самолета из штопора можно повернуть руль направления против вращения.

Наибольшую опасность штопор представляет для скоростных маневренных самолетов с малым запасом устойчивости, у которых снижение происходит со скоростью 80–100 м/с, и за один виток высота может уменьшиться на 0,5–1 км. Даже при своевременно принятых мерах по энергичному выводу из штопора необходимо помнить, что собственно выход самолета из штопора будет сопровождаться потерей высоты еще на 1–2 км. При этом должен еще остаться запас высоты для вывода самолета из крутого пикирования и разгона самолета до скоростей, достаточных для горизонтального полета. Таким образом, попытки вывода самолета из штопора можно предпринимать до высот 4–5 км, на меньших

44

высотах необходимо принимать экстренные меры к спасению экипажа.

Учитывая высокую опасность штопора, попадание пассажирских и других неманевренных самолетов в режимы штопора исключаются специальными ограничителями углов атаки.

2.2.Основы конструкции самолета

2.2.1.Основные составные части самолета

Любой самолет состоит из планера, силовой установки и бортового оборудования.

Состав планера:

•крыло – характеризуется формой и площадью крыла в плане, размахом, хордой, толщиной и формой профиля; конструктивносиловой схемой;

•фюзеляж – характеризуется длиной, площадью миделя, объемом, формой поперечного сечения, конструктивно-силовой схемой;

•оперение (с рулями, цельно-поворотное, функциональное);

•шасси (колесное, лыжное, поплавковое).

Состав силовой установки:

•авиационный двигатель с системами, обеспечивающими его работу – предназначен для приведения в движение ЛА (поршневые, воздушно-реактивные, ракетные);

•движитель – предназначен для создания реактивной тяги путем отбрасывания воздуха со скоростью, которая больше скорости набегающего потока (воздушный винт, несущий винт вертолета).

Состав бортового оборудования:

•энергетическая система – предназначена для получения, распределения и питания энергией потребителей ЛА;

•пилотажно-навигационное и радиоэлектронное оборудование – предназначено для решения задач навигации и управления ЛА (определение пилотажно-навигационных параметров, определение отклонений от заданной траектории полета, формирование команд управления движением центром масс на заданной

45

траектории, формирование команд управления движением ЛА относительно центра масс, индикация пилотажно-навигационных параметров, формирование и выдача сигналов предупреждения о возможности выхода ЛА на критические режимы полета и об отказах аппаратуры);

•система управления ЛА – предназначена для отклонения органов управления ЛА с целью изменения положения ЛА в пространстве или поддержания заданного его положения при действии различных возмущений. Система управления включает в себя командные рычаги (штурвальная колонка или штурвал, педали управления по направлению и т.п.), проводку жесткую (тяги, качалки и т.д.), гибкую (тросы) и электропроводку, гидро- и электроусилители;

•система вооружения (для ЛА военного назначения) – предназначена для размещения на ЛА и боевого применения средств поражения (пулеметы, пушки, ракеты, бомбы, системы подвески, сброса, прицеливания, наведения управления);

•специальные системы (пожаротушения, аварийного покидания самолета, кондиционирования, транспортная и т.п.).

2.2.1.1. Крыло

Крыло является несущей поверхностью, создающей основную подъемную силу, а также обеспечивает поперечную устойчивость ЛА. На крыле размещаются механизация и органы управления (элероны, закрылки, интерцепторы, предкрылки, элевоны). Иногда на крыле крепятся шасси и двигатели, а также вооружение. Внутренний объем обычно используется для размещения топлива (ба- ки-кессоны).

Форма крыла и его размеры определяются назначением ЛА. Различают крылья фиксированной и изменяемой в полете геометрии. Крыло фиксированной геометрии по форме в плане может быть трапециевидным, прямой и обратной стреловидности, треугольным, ромбовидным (рис. 2.12, а–д). Готическое – треугольное крыло с передней кромкой параболической формы (рис. 2.12, е).

46

Крыло эллиптической формы (рис. 2.12, ж) обладает минимальным индуктивным сопротивлением.

Рис. 2.12. Форма крыла

Желание конструкторов добиться наиболее полного удовлетворения противоречивых требований, предъявляемых к многорежимным самолетам привело к появлению крыльев сложной формы. Такие крылья имеют оптимальные характеристики во всем диапазоне скоростей полета от малых дозвуковых до больших сверхзвуковых. К крыльям сложной формы относятся трапециевидное крыло малого удлинения с передними (а возможно, и задними) наплывами (рис. 2.12, з), а также оживальное крыло

(рис. 2.12, и).

Наиболее полно удовлетворяют требованиям к многорежимным самолетам крылья изменяемой в полете стреловидности: симметричное (рис. 2.12, к), асимметричное (рис. 2.12, л) и Х-об- разное (рис. 2.12, м).

Конструкция крыла должна обеспечивать статическую и усталостную прочность, восприятие и передачу всех действующих на крыло сил и моментов к фюзеляжу ЛА. Прочность крыла

47

определяется прочностью силовой конструкции (рис. 2.13). Силовой набор крыла состоит обычно из лонжеронов 1, 7, воспринимающих изгибающие моменты и поперечные силы, нервюр 3, 6, подпирающих обшивку 8 в поперечном направлении и обеспечивающих вместе с ней заданную форму профиля крыла, стрингеров 5, под-

пирающих обшивку в продольном направлении.

Действующие на крыло силы и моменты передаются к фюзеляжу ЛА через узлы крепления крыла 2, 4.

Важной характеристикой крыла является удельная нагрузка на крыло – отношение веса ЛА к характерной площади крыла GЛА /S. Удельная нагрузка показывает величину веса ЛА, приходящуюся на единицу площади крыла, и характеризует несущие свойства ЛА. От нее зависят высота полета, взлетная и посадочная скорости, длина взлетной и посадочной дистанций, а также маневренные характеристики. Удельная нагрузка изменяется в течение полета, так как изменяется вес самолета (выработка топлива, применение вооружения и т.п.) и площадь крыла вследствие применения механизации (выдвижные закрылки и предкрылки) и изменение стреловидности.

В горизонтальном полете, при взлете и посадке подъемная сила Y равна весу ЛА:

следовательно, удельная нагрузка в горизонтальном полете

48

При условии обеспечения Y = GЛА с увеличе-

нием скорости V можно уменьшать площадь по-

верхности обтекания S для снижения трения (↓X), но

при этом увеличиваются удельная нагрузка, взлетная и посадочная скорости, следовательно, требуется более длинная взлетно-

посадочная полоса (ВПП) и усложняется пилотирование ЛА на взлетно-посадочных режимах полета. Для уменьшения взлетной и посадочной скорости при увеличении G|S применяют механизацию крыла (предкрылки, закрылки) и изменяемую стреловидность крыла (рис. 2.14), позволяющие увеличить сY и S при взлете и посадке.

2.2.1.2. Фюзеляж

Фюзеляж является основной частью ЛА. Фюзеляж предназначен для размещения экипажа, пассажиров, агрегатов и систем, грузовых отсеков, топливных баков, вооружения, а также служит для крепления крыла, оперения, шасси, силовой установки. На скоростных самолетах с планером интегральной схемы фюзеляж участвует в создании подъемной силы Y (рис. 2.15).

Фюзеляж (фр. fuselage – веретено) самолета обычно представляет собой вытянутое по потоку веретенообразное тело. В конструктивно-си- ловом плане фюзеляж аналогичен крылу,

49

ловые элементы (лонжероны, балки) 3 фюзеляжа воспринимают изгибающий момент. Крутящий момент воспринимается замкнутым контуром обшивки фюзеляжа.

При установке на фюзеляж крыла и оперения возникает значительное перераспределение аэродинамических нагрузок за счет

к росту аэродинамического сопротивления ЛА, поэтому особое внимание необходимо уделять выбору оптимальных форм зализов 1 (см. рис. 2.16) в области сопряжения крыла и фюзеляжа.

2.2.1.3. Оперение

Аэродинамические поверхности обеспечивают продольную и путевую устойчивость, балансировку и управляемость ЛА. Оперение самолета обычно состоит из горизонтального (стабилизатор) и вертикального (киль) оперения, располагаемых, как правило, на хвостовой части фюзеляжа (самолеты нормальной схе-

мы) (рис. 2.17).

У самолетов схемы «утка» горизонтальное оперение (дестабилизатор) устанавливают перед крылом. Оперение самолетов схемы «бесхвостка» состоит только из вертикального оперения. Известны схемы V-образного оперения (рис. 2.18), аэродинамические

50