26. Продольная устойчивость и управляемость

Путевая устойчивость самолета - это способность самолета самостоятельно (без вмешательства пилота в управление) сохранять исходный режим путевого равновесия при воздействии на него каких-либо кратковременных и ограниченных по величине возмущений.

Выясним, при каких условиях самолет обладает путевой статической устойчивостью - способностью создавать стабилизирующий момент (силу) при изменении угла скольжения.

Предположим, что самолет летит прямолинейно с постоянной скоростью без крена и скольжения. Если самолет под действием внешнего возмущения развернется на угол  (рис. 6.15), то за счет несимметричного обтекания самолета возникают поперечные силы : на вертикальном оперении сила Zв.о и на фюзеляже Zф. Так как для принятой схемы самолета эти силы приложены позади его ЦМ, то они создают стабилизирующий момент рыскания Мх стаб, который стремится устранить угол скольжения . Такой самолет обладает путевой статической устойчивостью.

Рассмотрим влияние основных факторов на путевую статическую устойчивость самолета.

Влияние площади вертикального оперения. С увеличением площади вертикального оперения увеличивается его аэродинамическая сила Zв.о. В результате величина стабилизирующего момента рыскания возрастает и путевая статическая устойчивость самолета улучшается.

Влияние длины хвостовой и носовой частей фюзеляжа. При увеличении длины хвостовой части фюзеляжа увеличиваются плечи сил Zв.о и Zф по ЦМ самолета. Поэтому величина стабилизирующего момента рыскания увеличивается и путевая устойчивость улучшается. Очевидно, при увеличении длины носовой части фюзеляжа путевая статическая устойчивость самолета ухудшается, так как плечо силы Zф до ЦМ самолета уменьшается и величина стабилизирующего момента рыскания также уменьшается.

Влияние винта. Известно, что при косой обдувке винта его тяга отклоняется от оси винта. При скольжении самолета тяга винта Р повернута в сторону, обратную скольжению самолета, поэтому она дает составляющую Рz, направленную параллельно оси OZ независимо от направления вращения винта (рис. 6.16). Сила Рz относительно ЦМ самолета создает только дестабилизирующий момент рыскания, ухудшающий путевую статическую устойчивость самолета. Ухудшение путевой статической устойчивости происходит и по причине уменьшения угла скольжения фюзеляжа и вертикального оперения за счет изменения направления скорости обдувки от винта. В результате силы Zф и Zв.о становятся меньше, чем при симметричной обдувке винта.

Влияние центровки. При уменьшении центровки (ЦМ самолета перемещается вперед) путевая статическая устойчивость самолета улучшается, так как при этом за счет увеличения плеч поперечных сил Zв.о и Zф до ЦМ самолета стабилизирующий момент рыскания увеличивается. Очевидно, при увеличении центровки путевая статическая устойчивость ухудшается.

Влияние угла атаки крыла. При увеличении угла атаки крыла усиливается торможение потока фюзеляжем и крылом в области вертикального оперения. Это ведет к уменьшению силы Zв.о, уменьшению стабилизирующего момента рыскания и ухудшению путевой статической устойчивости самолета.

Влияние выпуска закрылков. При скольжении с выпущенными закрылками в отличие от скольжения с неотклоненными закрылками лобовое сопротивление выдвинутого полукрыла оказывается значительно больше, чем отстающего полукрыла, затененного фюзеляжем. Разность лобовых сопротивлений полукрыльев создает стабилизирующий момент рыскания, улучшающий путевую статическую устойчивость самолета. Однако затенение закрылками хвостовой части фюзеляжа и вертикального оперения несколько замедляет рост величины указанного стабилизирующего момента.

Для обеспечения путевой динамической устойчивости самолета последний должен обладать способностью создавать (помимо стабилизирующего момента) демпфирующий момент рыскания для гашения колебаний около исходного положения равновесия. Указанный момент возникает при вращении самолета вокруг нормальной оси OY и создается в основном вертикальным оперением и (в меньшей степени) фюзеляжем и крылом. В частности, вертикальное оперение при вращении вокруг оси OY приобретает окружную скорость u (рис. 6.17), которой соответствуют приращения его угла скольжения   и поперечной силы  Zдемпф. Приращение поперечной силы  Zдемпф относительно ЦМ самолета вызовет демпфирующий момент рыскания, который не может восстановить исходное путевое равновесие.

Однако он, действуя против угловой скорости у, способствует затуханию колебаний.

Анализ путевой статической устойчивости самолета по графикам. Путевой статический момент рыскания самолета Му определяется выраженим

My = myqSbA, (6.8)

где my - коэффициент момента рыскания.

Для определения путевой статической устойчивости самолета может быть использован график зависимости момента рыскания Му или его коэффициента my от угла скольжения . На рис. 6.18 показан общий вид зависимости my по  без учета работы силовой установки самолета.

Если самолет за счет скольжения вправо получит приращение угла скольжения на величину + , то возникнет стабилизирующий момент рыскания, направленный вправо на устранение скольжения самолета ( my < 0). Аналогично можно показать, что при скольжении влево также создается стабилизирующий момент рыскания, направленный на устранение скольжения самолета ( my > 0).

Из изложенного следует, что кривая 1 на рис. 6.18, имеющая отрицательный угол наклона к оси абсцисс, соответствует статически устойчивому самолету в путевом отношении. Нетрудно убедиться, что кривая 2 на этом же рисунке характеризует статически неустойчивый самолет.

Условие путевой статической устойчивости самолета может быть записано в виде

 my/   0. (6.9)

Если это отношение больше нуля, то самолет не обладает путевой статической устойчивостью, если оно равно нулю - самолет статически нейтрален.

Выражение (6.9) позволяет оценить и степень путевой статической устойчивости самолета : у устойчивого самолета чем больше абсолютное значение левой части этого выражения, тем больше путевая статическая устойчивость самолета.

Продольной управляемостью самолета называется его способность изменять параметры продольного движения (продольного равновесия) при отклонении руля высоты и РУД (управляющих органов).