ΔδΔYг.О.ΔMz ΔωzΔαΔYсам δ¯ny.

   Следовательно, рули высоты и элевоны (в самолете-"бесхвостке") являются не только органами балансировки, но и органами управления самолетом при движении его в вертикальной плоскости.    Естественно, что чем более устойчив самолет, тем труднее вывести его из состояния балансировки, тем, следовательно, хуже его управляемость. И при проектировании самолета необходимо отыскать рациональный компромисс между его устойчивостью и управляемостью.

Рис. 7.23. Изменение запаса продольной устойчивости самолета по скорости полета

Для самолетов, спроектированных для полета на малых дозвуковых скоростях, запас устойчивости , выбранный в процессе проектирования, изменяется весьма незначительно, только в пределах, обусловленных эксплуатационным разбегом центровок, поскольку положение фокуса самолета остается практически неизменным в достаточно широком спектре дозвуковых скоростей полета. В связи с этим незначительно изменяются углы отклонения рулей высоты (ц.п.г.о. или элевонов), необходимые для балансировки самолета на всех режимах полета, и, как следствие, незначительныпотери аэродинамического качества самолета на балансировку, которые определяются как уменьшение (по сравнению с максимально возможным) качества самолета за счет увеличения лобового сопротивления, вызванного необходимостью балансировки на неоптимальных углах атаки.
Для самолетов, спроектированных для полета на больших дозвуковых скоростях (M = 0,800,85) обеспечить хорошие характеристики устойчивости и управляемости на всех эксплуатационных режимах полета одними аэродинамическими средствами практически невозможно.
При переходе к сверхзвуковым скоростям полета за счет перераспределения давлений по несущим поверхностям фокус самолета (рис. 7.23) значительно смещается назад, что, с одной стороны, резко увеличивает потери на балансировку, а с другой стороны, приводит к существенному возрастанию степени продольной устойчивости и, как следствие, к заметному ухудшению продольной управляемости при сверхзвуковых скоростях.
Тщательная отработка традиционных схем самолетов, поиск новых, нетрадиционных конфигураций, широкое применение автоматики в системах управления позволяют создавать высокоэффективные самолеты для решения различных сложных задач.

7.2.2. Боковая балансировка, устойчивость и управляемость самолета

   Боковая балансировка предполагает наличие массовой, геометрической и аэродинамической симметрии самолета относительно плоскости X0Y. Условия боковой балансировки:

ΣM_x = 0;          ΣM_y = 0.

   В случае нарушения массовой симметрии (например, в результате отказа насосов не вырабатывается топливо из топливных баков правого крыла, рис. 7.24) под действием силы ΔG появляется момент крена M_x, самолет начинает крениться на правое крыло. Одновременно с креном появляется момент рыскания M_y, и самолет начинает скользить в сторону опущенного крыла под действием силы Z (рис. 7.25), равной по модулю Ysinγ.

Рис. 7.24. К объяснению возникновения крена Начало формы Конец формы	Рис. 7.25. К объяснению возникновения скольжения при крене

   В случае нарушения силовой симметрии, например в результате отказа двигателей на правом крыле (рис. 7.26), за счет силы тяги P двигателя на левом крыле и силы дополнительного сопротивления X на правом появляется момент рыскания M_y, самолет начинает скользить с углом β и крениться.

Рис. 7.26. К объяснению возникновения рыскания Начало формы Конец формы	Рис. 7.27. Силы, возникающие при отклонении элеронов и руля направления

   Парировать крен можно при помощи элеронов (франц. aileron, уменьшит. от aile - крыло) 1 и 2 (рис. 7.27) - поворотных поверхностей на задних кромках концевых частей крыла.    Дифференциальное (один элерон - вверх, другой - вниз) отклонение элеронов создает момент M_x, которым можно парировать крен и создавать крен, управляя движением самолета в горизонтальной плоскости:

Δδ_эΔY_эΔM_x Δω_xΔγZ=Y sinΔγ.

Поворачивая руль направления 3, закрепленный на киле 4, летчик создает боковую силу ΔZ_р.н. , которая парирует скольжение самолета, возникающее в процессе балансировки и управления самолетом в горизонтальной плоскости.    Таким образом, элероны и руль направления являются не только органами балансировки, но и органами управления самолетом при движении его в горизонтальной плоскости.

Рис. 7.28. К объяснению путевой устойчивости самолета Начало формы Конец формы

У самолета-"бесхвостки" элевоны совмещают функции рулей высоты и элеронов.
 Путевая устойчивость (по рысканию) обеспечивается вертикальным оперением (летчик при этом не поворачивает руль направления). При случайно возникшем (например, за счет бокового ветра) скольжении (рис. 7.28) на вертикальном оперении, имеющем симметричный профиль, за счет боковой обдувки с углом β возникает сила ΔZ(β), которая относительно ц. м. создает момент M_y, возвращающий самолет в исходное положение подобно флюгеру.
В создании стабилизирующего моментаM_y участвует и боковая поверхность фюзеляжа, находящаяся за ц. м. самолета.
Самолет обладает путевой, или флюгерной, устойчивостью, если при скольжении возникает аэродинамический момент рыскания M_y, стремящийся уменьшить угол скольжения.
Путевая устойчивость самолета оценивается производной

(в точке β = 0) коэффициента аэродинамического момента рыскания m_y по углу скольжения β.

Рис. 7.29. Зависимость коэффициента момента рыскания самолета от угла скольжения

Производная называется коэффициентом путевой устойчивости (флюгерной устойчивости, устойчивости пути). Рис. 7.29 иллюстрирует взаимодействие скольжения и рыскания для самолета устойчивого (  < 0) и неустойчивого (> 0) при определенной скорости полета.

Поперечная устойчивость (по крену) конструктивно обеспечивается определенным соотношением между площадью вертикального оперения и углом поперечного V крыла. Самолет обладает поперечной устойчивостью (устойчивостью в поперечном отношении), если при скольжении возникает аэродинамический момент крена ΔM_x, действующий в сторону, противоположную скольжению (например, при скольжении вправо стремится накренить самолет влево). Поперечная устойчивость самолета оценивается производной

Рис. 7.30. Зависимость коэффициента момента крена самолета от угла скольжения

(в точке β = 0) коэффициента аэродинамического момента крена m_x по углу скольжения. Производная называетсякоэффициентом поперечной устойчивости самолета. Рис. 7.30 иллюстрирует взаимодействие скольжения и крена для самолета устойчивого ( < 0) и неустойчивого (> 0).

Боковая устойчивость самолета обеспечивается определенным соотношением путевой и поперечной устойчивости.
Боковая устойчивость, как и продольная, определяет динамику движения самолета при внешних возмущениях и в управляемом полете