Боковая устойчивость с-та
Боковой устойчивость с-та называется его способность самостоятельно без вмешательства пилота восстанавливать в полете нарушенное боковое равновесие после прекращения действия возмущающих сил. Как видим боковая устойчивость является совокупностью поперечной и путевой устойчивостей, однако для боковой устойчивости еще не достаточно наличие поперечной и путевой устойчивости, еще необходимо чтобы они находились в таком соотношении чтобы стабилизирующий момент одновременно устранял и крен и поворот с-та, в противном случае боковой устойчивости не будет. Предположим что на самолете преобладает поперечная устойчивость, тогда при нарушении бокового равновесия с-т резко устраняя крен по энерции перевалится на другую консоль, и начнет разворот в другую сторону. В результате колебания будут происходит по крену и по курсу. Такой вид не устойчивости называют колебательной боковой не устойчивостью или голландским шагом. Теперь предположим что на с-те преобладает путевая устойчивость. Тогда с-т при нарушении бокового равновесия начинает скользит на опущенную консоль и мощный стабилизирующий момент путевой устойчивости будет разворачивать с-т в сторону скольжения, а слабый момент стабилизирующей поперечной устойчивости не успеет устранять крен с-та. В результате с-т затягивается в пологую спираль и этот вид неустойчивости называется – спиральной боковой неустойчивостью. Колебательная боковая неустойчивость весьма опасно, тк вмешательство пилота может привезти к дальнейшей раскачке с-та. Поэтому боковая колебательная неустойчивость на с-т не допустима. Спиральная и боковая неустойчивость может быть устранена рулем направления поэтому допускается не большие ее проявления. Обеспечение боковой устойчивости осуществляется за счет подбора элементов конструкции с-та : площади крыла, удлинение крыла, угла поперечно V крыла, длины хвостовой части фюзеляжа.
Общие понятия об управляемости с-та
Управляемостью называется способность с-та вращаться относительно цт, и изменять режим полета при отклонении рулей. Как видно из определений устойчивости и управляемости – устойчивость с-та есть свойство противодействовать управляемости. Поэтому как правило чем больше устойчивость с-та тем хуже управляемость. Однако устойчивость значительно упрощает управление с-том так как она исключает двойные движения рулями и позволяет устойчиво фиксировать положение равновесия, следовательно устойчивость и управляемость с-та должны находится в некотором оптимальном соотношении. В соответствии с видами равновесия различают – продольную, поперечную, путевую и боковую управляемость.
Продольная управляемость самолета.
Продольной управляемостью
называется способность с-та вращаться
относительно поперечной оси Z
и изменять режим полета при отклонении
руля высоты . Продольная управляемость
характеризуется степенью продольной
управляемостью или степень расход руля
высоты. Это велечина которая показывает
насколько изменяется угол атаки крыла
при отклонении руля высоты на 1 градус
Все самолеты по степени управляемости делятся на 3 группы:
недостаточно
нормально или хорошо управляемый
излишне управляемый
Рассмотрим принцип продольной управляемости.
При взятии штурвала на себя руль высоты отклоняется вверх при этом на го увеличивается отрицательный угол атаки и появляется приращение отрицательной подъемной силы, которые относительно цт создает кабрирующий момент и самолет начинает увеличивать угол атаки крыла. Это приводит к появлению приращения подъемной силы крыла ΔY которая в свою очередь создает пикирующий момент крыла. Увеличение угла атаки будет продолжаться до тех пор пока кабрирующий и пикирующий момент не уравновесят друг друга, при даче штурвала от себя все наоборот. Как видно продольное управление самолета производится за счет изменения Yго. Из рассмотренного видно, что го на с-те предназначено для обеспечения самолеты равновесия, устойчивости, управляемости и для расшерения диапозона продольных центровок самолета.
На продольную управляемость самолета влияют следующие факторы:
Угол атаки крыла : при уменьшении угла атаки > скорость увеличивается, а это приводит к увеличению сил действующих на го и следовательно к улучшению управляемости самолета. При увеличении угла атаки наоборот.
РРД: при увеличению РРД > устойчивость самолета уменьшается > управляемость улучшается, этому также способствует увеличению скорости обтекания го за счет увеличения скорости обдувки.
Центровка самолета: при уменьшении цт > устойчивость увеличивается > управляемость ухудшается. При передних центровках управляемость с-та особенно при малых скоростях (на посадке) может быть на столько плохой что не хватит руля высоты для создания самолеты посадочного положения. Поэтому из условий посадки и предельно допустимых усилий прикладываемых пилотом к штурвалу на ЯК-18Т предельная передняя центровка ограничена 13% CAX.
Механизация: при отклонении посадочного щитка устойчивость самолета увеличивается а управляемость уменьшается. Из рассмотренного следует наиболее плохая управляемость будет на режиме посадки где маленькая скорость сочетается с низким режимом работы двигателя и с отклонённым посадочным щитком.
Конструктивный фактор: максимальный угол отклонения руля высоты на ЯК-18Т ±25, площадь руля высоты 1,235 м2, при уменьшении этих параметров продольная управляемость будет уменьшаться .