Характеристики конструкции ЛА

Каждый ЛА реагирует на управляющее усилие (или сопротивляется ему) по-своему. Например, тренировочный самолёт мгновенно откликается на сигналы органов управления, а транспортным самолётом управлять гораздо сложнее. Эти особенности являются частью конструкторского замысла и позволяют выполнять стоящие перед ЛА задачи, обеспечивая достаточную устойчивость и возможность маневрирования. Ниже будут просуммированы наиболее важные аспекты устойчивости, маневренности и управляемости ЛА, описаны методы их анализа и влияние на них различ­ных полётных условий.

Статическая устойчивость. Статической устойчивостью называется стремление тела вернуться в положение равновесия. В авиации она определяется как исходный отклик ЛА на отклонение от первоначального УА, скольжение или крен.

- Положительная статическая устойчивость — исходное стремление ЛА вернуться к первоначальному состоянию равновесия после его нарушения (рис. 4-18).

- Нейтральная статическая устойчивость — ис­ходное стремление ЛА оставаться в новом состоянии после того как его равновесие будет нарушено (рис. 4-18).

- Отрицательная статическая устойчивость — ис­ходное стремление ЛА удаляться от состояния равновесия после того, как оно будет нарушено (рис. 4-18).

Динамическая устойчивость. Статическая устойчивость была определена как исходное стремление ЛА вернуться в состояние равновесия после того, как он было нарушено. Иногда первоначальное стремление отличается от окончательного (или даже противоположно ему). Поэтому необходимо отделить первое от второго.

Динамическая устойчивость определяется как протяжённый во времени отклик ЛА на отклонение от первоначального УА, скольжение или крен. Этот вид устойчивости также имеет три разновидности (рис. 4-19):
- Положительная динамическая устойчивость — с течением времени, амплитуда движения откло­нённого объекта уменьшается, и он возвращается в состояние равновесия.
- Нейтральная динамическая устойчивость — будучи выведенным из состояния равновесия, откло­нённый объект не меняет со временем амплитуду своего движения. Этот случай можно проиллю­стрировать поведением изношенного автомо­бильного амортизатора.
- Отрицательная динамическая устойчивость — с течением времени выведенный из состояния рав­новесия объект всё сильнее удаляется от него.

Устойчивость ЛА существенно влияет на следующие его характеристики:
-Маневренность — способность ЛА свободно маневрировать и выдерживать напряжения, вызванные манёврами. Она определяется весом ЛА, его инерционностью и размером, расположением системы управления полётом, его структурной прочностью и характеристиками силовой установки — то есть, конструктивными параметрами ЛА.
-Управляемость — способность ЛА отвечать на управляющие действия пилота, особенно в отношении траектории полёта ЛА и его поведения в воздухе. Она показывает, насколько быстро и точно ЛА откликается на управляющие сигналы при маневрировании, безотносительно к степени устойчивости ЛА.

Продольная устойчивость (устойчивость по тангажу). При проектировании ЛА значительное внимание уделяется обеспечению необходимой устойчивости вдоль всех трёх осей. Однако считается, что в наибольшей степени влиянию изменений подвержена продольная устойчивость.

Продольная устойчивость — качество, делающее ЛА устойчивым в направлении его продольной или во­круг поперечной осей (имеется в виду движение по тангажу, когда во время полёта нос ЛА перемещается вверх и вниз). Продольно неустойчивый ЛА при смеще­нии носа вверх или вниз склонен постепенно уходить в очень крутые подъём или пике соответственно, либо даже в сваливание. Поэтому продольно неустойчивые ЛА могут быть сложны, а иногда — опасны для пилотирования.

Статическая продольная устойчивость или неустойчивость ЛА зависит от трёх факторов:

1. расположения крыла по отношению к ЦТ;
2. расположения горизонтального хвостового оперения по отношению к ЦТ;
3. площади или размера хвостового оперения.

При анализе устойчивости следует помнить, что свободно вращающееся тело всегда поворачивается вокруг своего ЦТ.

Для достижения статической продольной устойчивости необходимо обеспечить следующее соотношение моментов крыла и хвостового оперения: если нос предварительно уравновешенного ЛА внезапно поднимется (или опустится), моменты крыла и хвостового оперения должны измениться таким образом, чтобы сумма их сил создала неуравновешенный, но восстанавливающий момент, который, в свою очередь, опустит (или, соответственно, поднимет) нос ЛА в первоначальное положение.

Центр давления (ЦД) большинства асимметричных аэродинамических поверхностей обычно меняет своё продольное положение при изменении УА. С увеличением УА ЦД, как правило, перемещается вперед, а с уменьшением — назад. Таким образом, когда УА крыла увеличивается, ЦД сдвигается назад, и подъёмная сила начинает ещё активнее толкать переднюю кромку крыла вверх. Это явление определяет изначальную не-устойчивость крыла. Примечание: ЦД также называют центром подъёмной силы (ЦПС).

На рис. 4-20 изображён самолёт во время установившегося горизонтального полёта. Зелёная линия соответствует продольной оси ЛА и соединяет ЦТ с точкой Т на хвостовом стабилизаторе.

Большинство ЛА проектируется таким образом, чтобы ЦД крыла находился позади ЦТ.

При этом ЛА становится «перетяжелённым на нос», и возникает необходимость в действующей на горизонтальный стабилизатор и направленной вниз небольшой силе, которая будет уравновешивать ЛА и препятствовать его входу в пикирование.

Для того, чтобы скомпенсировать такую «перетяжелённость носа», хвостовой стабилизатор должен находиться под небольшим отрицательным УА. Тогда возникает сила, которая тянет хвост ЛА вниз, уравновешивая «тяжёлый» нос. Таким образом, линия ЦТ-ЦД-Т выступает в качестве своего рода «рычага», создающего направленную вверх силу (в точке ЦД) и две направленные вниз силы, уравновешивающие друг друга: первая — значительная по величине сила, приложенная к ЦТ, и другая (существенно меньшая), приложенная к точке Т (направленное вниз давление, действующее на стабилизатор). Проиллюстрируем этот физический принцип так: если закрепить железный прут в точке ЦД, а в точке ЦТ подвесить на него тяжёлый груз, для сохранения этого «рычага» в состоянии равновесия потребовалось бы приложить в точке Т направленное вниз давление.

Хотя во время горизонтального полёта хвостовой стабилизатор находится в горизонтальном положении, на него воздействует снос потока с крыльев. Этот снос ударяет в верхнюю часть стабилизатора и создаёт направленное вниз давление, которого при определённой воздушной скорости как раз достаточно, чтобы уравновесить «рычаг». Чем быстрее летит ЛА, тем интенсивнее это снос потока и тем больше давление на хвостовой стабилизатор (за исключением Т-образного хвостового оперения) (рис. 4-21).

В случае ЛА с фиксированными горизонтальными стабилизаторами, производитель устанавливает стабилизатор под углом, обеспечивающим наилучшую устойчивость (или равновесие) во время полёта с рекомендованными крейсерской скоростью и режимом работы двигателя.

Если скорость ЛА падает, скорость воздушного потока вокруг крыла также уменьшается.

В результате ослабления воздушного потока вокруг крыла интенсивность сноса потока также снижается, уменьшая направленную вниз силу, действующую на горизонтальный стабилизатор. В свою очередь, характерная «перетяжелённость носа» усугубляется, заставляя нос ЛА всё сильнее опускаться вниз (рис. 4-22).

Из-за этого самолёт входит в пикирование, УА крыла и лобовое сопротивление уменьшаются, позволяя воздушной скорости расти. Если ЛА продолжит пикирование и скорость вырастет, направленная вниз сила, действующая на хвостовой стабилизатор, снова увеличится. Следовательно, хвостовое оперение вновь испытает направленное вниз давление, нос поднимется, и ЛА начнёт набирать высоту.

По мере набора высоты воздушная скорость опять упадёт, из-за чего направленная вниз сила, действу­ющая на хвостовое оперение, уменьшится, и нос ЛА снова опустится. Поскольку ЛА динамически устойчив, в этот раз амплитуда движения будет ниже, чем до этого. Но во время этого (более пологого) пикирования, ЛА наберёт достаточную скорость, чтобы начать новый набор высоты, хотя и не такой крутой, как в предыдущем случае.

После нескольких подобных затухающих колебаний, во время которых нос будет то подниматься, то опускаться, ЛА, наконец, стабилизируется на скорости, при которой направленная вниз сила, действую­щая на хвостовое оперение, в точности уравновешивает стремление ЛА войти в пикирование. Когда это

состояние будет достигнуто, ЛА снова войдёт в режим установившегося полёта и будет находиться в нём до тех пор, пока его положение в воздухе и воздушная скорость не изменятся. Аналогичный эффект наблюдается при сбросе скорости. Интенсивность сноса потока с крыльев снижается, и сила, приложенная к точке Т нарис. 4-20, оказывается недостаточной для того, чтобы удержать горизонталь­ный стабилизатор от подъёма. Это выглядит таким образом, как если бы сила, приложенная к рычагу в точке Т, позволила силе тяготения опустить нос ЛА. Это свойство является полезным: ЛА естественным образом стремится увеличить свою воздушную скорость и вернуться в состояние равновесия. Увеличение мощности двигателя или тяги способно также оказать на ЛА дестабилизирующее воздействие, заставляя его нос подниматься. Авиаконструкторы могут нейтрализовать этот эффект, определив местоположение «высокой линии тяги» — линии тяги, про­ходящей выше ЦТ (рис. 4-23 и 4-24).

В этом случае, при увеличении тяги возникает момент, который противодействует направленной вниз силе, приложенной к хвостовому оперению. С другой стороны, очень «низкая линия тяги» может привести к дополнительному кабрирующему воздействию на горизонтальное хвостовое оперение.

Вывод: если ЦТ расположен перед ЦД, а на хвостовое оперение действует направленная вниз сила, ЛА обычно стремится вернуться к безопасному положению в воздухе. Продольную устойчивость можно проверить следующим образом. Уравновесим ЛА для горизонтального полёта в автоматическом режиме. Затем (с помощью органов управления) немного опустим нос ЛА. Если в течение краткого периода времени нос вернётся в исходное положение и остановится, ЛА является статически стабильным. Обычно вначале нос поднимается выше исходного положения (положения горизонталь­ного полёта), и за этим следует серия медленных тоннажных колебаний. Если колебания в конце концов прекратятся, ЛА обладает положительной устойчивостью; если они продолжатся бесконечно, ЛА обладает нейтральной устойчивостью; если они усиливаются, ЛА неустойчив.

Поперечная устойчивость (устойчивость по крену). Устойчивость вокруг продольной оси, проходящей от носа ЛА к хвосту, называется поперечной устойчивостью. Она помогает стабилизировать поперечное положение ЛА («эффект крена»), когда одно крыло оказывается ниже, чем другое, расположенное на противоположной стороне ЛА. Поперечно устойчивым делают ЛА четыре основных конструктивных фактора: поперечное V крыла, прямая стреловидность крыла, килевой эффект и распределение веса.

Поперечное V крыла. Наиболее распространённый путь обеспечения поперечной устойчивости — это расположить крылья под углом в 1-3% выше перпендикуляра к продольной оси. Крылья на обеих сторонах фюзеляжа прикрепляются к нему так, что формируют V-образный силуэт или угол, называемый «поперечным V крыла». Величина угла поперечного V определяется углом между крылом и линией, параллельной поперечной оси.

Поперечное V влияет на равновесие подъёмных сил, создаваемых УА крыльев по обеим сторонам продольной оси ЛА. Если резкий порыв ветра заставляет одно крыло подняться, а другое опуститься, самолёт входит в крен. Когда ЛА входит в крен без поворота, возникает тенденция к скольжению на крыло (поперечному перемещению вниз в направлении опущенного крыла) рис. 4-25.

Поскольку крылья обладают поперечным V, воздушный поток ударяет в опущенное крыло под гораздо большим УА, чем в поднятое крыло. Благодаря увеличению УА, опущенное крыло создает большую подъёмную силу, чем поднятое крыло. Разница в величине подъёмных сил заставляет опущенное крыло подниматься. По мере приближения крыла к горизонтальному положению, УА обоих крыльев снова уравнивается, и в результате склонность к крену ослабевает. Итак, смысл поперечного V в том, что при скольжении на крыло оно создаёт противодействующий крен, возвращающий ЛА в поперечно уравновешенное положение.

Восстанавливающая сила может заставить опущенное крыло подняться слишком высоко, при этом про­тивоположное крыло опустится ниже горизонтали. Если это произойдёт, процесс повторится, затухая с каждым колебанием, пока не будет достигнуто состояние равновесного полёта без крена. С другой стороны, чрезмерный угол поперечного V может оказать отрицательное воздействие на способность ЛА к поперечному маневрированию. ЛА может оказаться настолько поперечно устойчивым, что это будет препятствовать намеренному входу в крен. По этой причине, ЛА, конструкция которых предполагает высокую поперечную маневроспособность, обычно имеют меньший угол поперечного V.