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	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	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

   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 момента M_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 называется коэффициентом 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

 

Предыдущая глава |Предыдущий параграф

Следующий параграф | Следующая глава

ОГЛАВЛЕНИЕ

ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ