Продольная управляемость

Способность самолёта изменять своё положение в полёте относительно поперечной оси оz₁ при отклонении пилотом руля высоты называется продольной управляемостью.

Если, например, отклонить руль высоты вниз на некоторый угол _В (рис 14.2), то за счет увеличения кривизны возникает дополнительное разрежение над стабилизатором и повышение давления под ним. Появится приращение подъемной силы на горизонтальном оперении У_Г.О..

При отклонении руля высоты вверх разрежение появляется уже на нижней поверхности – приращение подъемной силы У_Г.О изменит направление вниз.

Дополнительная подъемная сила У_Г.О. создает момент относительно центра тяжести самолета М_го ⁼_{_}Y_гo. L_го (см. Рисунок12.5). Это приведет к нарушению продольного равновесия и вызовет поворот самолета вокруг оси оz₁ и последующее изменение угла атаки.

Поперечная управляемость

Способность самолета поворачиваться вокруг своей продольной оси оx₁ при отклонении элеронов называется поперечной управляемостью.

Принцип действия элеронов аналогичен принципу действия рулей высоты (Рисунок14.3).

Рисунок 14.3 Принцип действия элеронов

Для того чтобы накренить самолет влево, летчик отклоняет ручку влево. При этом левый элерон поднимается вверх, а правый опускается вниз. Изменяется кривизна профиля крыла на участке расположения элерона. Поэтому изменяется и угол атаки этой части крыла.

У полукрыла с опущенным элероном угол атаки увеличится, следовательно, увеличится и коэффициент подъемной силы Су. На крыле с поднятым элероном коэффициент подъемной силы и угол атаки, наоборот, уменьшаются.

Разные подъемные силы полукрыльев создают кренящий момент М_Хкрен относительно продольной оси. Самолет будет вращаться в сторону полукрыла с поднятым элероном, в сторону отклоненной ручки управления.

При отклонении элеронов изменяются также силы лобового сопротивления. На полукрыле с опущенным элероном лобовое сопротивление будет больше, чем на полукрыле с поднятым элероном. Разность лобовых сопротивлений приводит к развороту самолета вокруг вертикальной оси оy₁(Рисунок 14.4)._.

Рисунок 14.4 Возникновение крена и разворота самолета при отклонении элеронов

На малых углах атаки полета (с большими скоростями) отклонение элеронов практически не вызывает разворота самолета.

На больших углах атаки (с малыми скоростями) сопротивление крыла с опущенным элероном значительно возрастает по сравнению с противоположным крылом. Возникает разворачивающий момент М_Уразв в сторону полукрыла с опущенным элероном.

За счет разворота самолет начинает скользить на полукрыло с поднятым элероном. Возникает дополнительная подъемная сила на опущенном полукрыле, которая создает момент, противоположный основному кренящему моменту. Такой обратный момент снижает эффективность элеронов.

По мере приближения к критическому углу атаки поперечная управляемость еще больше ухудшается. Может возникнуть явление обратной реакции по крену, то есть при отклонении ручки управления в одну сторону самолет кренится и разворачивается в противоположную сторону.

Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяется ряд способов для увеличения эффективности элеронов.

- Дифференциальное отклонение элеронов. Состоит в том, что при повороте штурвала опускающийся элерон отклоняется на меньший угол, чем поднимающийся.

Благодаря такому отклонению коэффициент подъемной силы крыла с опущенным элероном возрастает на меньшую величину. Поэтому индуктивное сопротивление полукрыла с опущенным элероном возрастет меньше, следовательно, меньше будет разворачивающий момент.

Поднимающийся элерон отклоняется на больший угол. Поэтому на крыле с поднятым элероном увеличивается профильное сопротивление, так как часть элерона выходит за пределы пограничного слоя.

Таким образом, элероны с дифференциальным отклонением увеличивают кренящий момент и уменьшают разворачивающий момент.

У современных самолетов элероны с дифференциальным отклонением могут отклоняться вверх до 30°, вниз – на 14 – 16°.

-Аэродинамические гребни. Устанавливаются на самолетах со стреловидными крыльями. Они предотвращают преждевременное развитие срыва потока на концевых частях крыла и увеличивают эффективность действия элеронов.

-На современных самолетах, осуществляющих полеты с около – и сверхзвуковыми скоростями, для улучшения управляемости применяют управляемые стабилизаторы, у которых рули высоты отсутствуют. Стабилизатор через систему гидроусилителей связан со штурвалом в кабине. При взятии штурвала на себя стабилизатор уменьшает угол атаки, при даче ручки от себя – увеличивает.

-Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяют интерцепторы, которые представляют собой пластины, кинематически связанные с элеронами и расположенные вдоль размаха крыла (Рисунок14.5). Интерцепторы могут быть расположены как на верхней поверхности крыла,

Рисунок 14.5 Интерцепторы на крыле самолета

так и на нижней (Рисунок 14.5). Выдвижение интерцептора вызывает срыв потока, вследствие чего происходит резкое снижение подъемной силы крыла.

Интерцепторы применяются как дополнение к элеронам. Увеличение угла отклонения элеронов происходит при выдвинутом интерцепторе. В результате синхронизации отклонения интерцептора и элерона их действия как органов управления суммируются.