1. Характеристики статической устойчивости.

Самолеты, у которых при скольжении возникает аэродинамический момент рыскания My, стремящийся уменьшить угол скольжения, называютстатически устойчивыми, обладающими путевой, или флюгерной, устойчивостью. Момент относительно вертикаль­ной оси (момент рыскания) появляется вследствие несимметрич­ного обтекания потоком фюзеляжа и вертикального оперения самолета при скольжении.

Для количественной оценки путевой устойчивости самолета обычно пользуются безразмерным коэффициентом момента рыскания m_у= My/Sql(здесьl— размах крыла).

Наклон кривой m_y = f()характеризует степень путевой устойчивости самолета, т. е. величину приращения коэффициента момента рыскания при изменении на 1 угла сколь­жения. Степень путевой устойчивости самолета определяется как величина тангенса угла наклона касательной к кривойm_y = f()в точке= 0:

Величина называетсякоэффициентом статической устойчи­вости пути, или коэффициентом флюгерной устойчивости.У самолета, обладающего путевой устойчивостью, этот коэффициент отрицателен. Путевая устойчивость самолета относительно мало меняется при дозвуковых скоростях полета и существенно изме­няется в области сверхзвуковых скоростей.

Самолет, у которого при скольжении возникает аэродинамиче­ский момент крена, действующий в сторону, противоположную скольжению (например, при скольжении вправо стремится на­кренить самолет влево), называют статически устойчивым в попе­речном отношении, обладающим поперечной устойчивостью.

Аэродинамический момент крена появляется при скольжении вследствие косого обтекания крыла и вертикального оперения самолета.

Для количественной оценки поперечной статической устойчивости самолета пользуются безразмерным коэффициентом момента крена m_х= Mх/Sql. Наклон кривойm_х = f(), а именно, величина тангенса угла наклона касательной к кривойm_х = f()в точке= 0, характеризует степень поперечной статической устойчивости самолета.:

Величина называется коэффициентом поперечной статиче­ской устойчивости самолета. У самолета, обладающего устойчивостью, этот коэффициент отрицателен.

Поперечная статическая устойчивость современного самолета заметно меняется как по углам атаки, так и по числу М. Наиболее существенные изменения поперечной статической устойчивости возможны на больших углах атаки, а также при около- и сверх­звуковых скоростях полета. Поперечная устойчивость самолета возрастает с увеличением конструктивного угла поперечного Vкрыла и высоты вертикаль­ного оперения (при обычном расположении киля сверху фюзе­ляжа). Эффект угла поперечногоVэквивалентен различным по знаку изменениям местных углов атаки правой и левой частей крыла при скольжении.

Аналогично продольной устойчивости существуют зависимости

Соответственно, характеристики боковой устойчивости однозначно определяются наклоном балансировочных кривых хода штурвала по крену и педалей в зависимости от угла скольжения. Аналогичные формулы легко получить для оценки устойчи­вости самолета с освобожденным управлением. В них используется наклон балан­сировочных кривых усилийна штурвале по крену и на педалях в зависимости от угла скольжения приM=const.

Поскольку боковое движение самолета, как правило, происхо­дит относительно двух осей (Ох и Оу), его характер существенно зависит не только от абсолютной величины восстанавливающих моментов крена и рыскания (т. е. знака и величины коэффициен­тов устойчивости, но и от определенного соответствия между ними. Чем слабее проявляется у самолета самопроизволь­ное скольжение (т. е. чем больше путевая устойчивость), тем большие допускаются запасы поперечной устойчивости (без риска ухудшить характер бокового движения самолета). При избыточной поперечной устойчивости реакция самолета на возникающее сколь­жение становится очень резкой. Он легко отвечает креном на ма­лые, случайно возникающие в полете возмущения (углы скольже­ния). С точки зрения летчика такой самолет будет вести себя как неустойчивый и получит отрицательную оценку. Поэтому чрезмер­ная поперечная устойчивость так же недопустима, как и неустой­чивость. Самолет должен обладать небольшой поперечной стати­ческой устойчивостью с фиксированным и освобожденным управле­нием, обеспечивающей ему прямую реакцию по крену на отклоне­ние руля направления и исключающей развитие значительной угловой скорости крена при одностороннем отказе двигателя или воздействии на самолет несимметричного порыва воздуха. Попе­речная устойчивость самолету, конечно, необходима. В случае не­устойчивости у самолета появляется обратная реакция по крену на отклонение руля направления и наблюдается стремление к уходу от заданного режима балансировки, что усложняет пило­тирование и требует от летчика повышенного внимания и дополни­тельных корректирующих движений рулями.

При анализе поперечной и путевой управляемости самолета обычно рассматривают два вида управляемого движения самолета: установившееся скольжение и вращение вокруг продольной и вер­тикальной осей в результате отклонения руля направления или элеронов. В качестве характеристик поперечной и путевой управ­ляемости в этом случае принимают следующие показатели, непо­средственно определяемые при летных испытаниях самолета:

1) коэффициенты расхода усилий и ручки управления (штур­вала) на крен (усилие, которое должен приложить летчик к ручке управления, и потребная величина ее хода для изменения на 1° угла крена в прямолинейном установившемся скольжении)

2) коэффициенты расхода усилий и педалей на крен (усилие, которое должен приложить летчик к педали, и потребная величина ее хода для изменения на 1° угла крена в прямолинейном уста­новившемся скольжении)

3) коэффициент гармоничности управления (соотношение по­требных для балансировки самолета в установившемся скольже­нии отклонений ручки управления, штурвала и педалей)

4) коэффициенты расхода усилий и ручки управления (штур­вала) на угловую скорость крена (усилие, которое должен прило­жить летчик к ручке управления, и потребная величина ее хода для создания установившейся угловой скорости крена (о_х= = ± 1 рад/сек)

5) показатели реакции самолета по крену на отклонение руля направления (усилие, которое летчик прикладывает к педали и ход педалей при создании угловой скорости крена ω_х=±1 рад/сек)

6) коэффициенты расхода усилий и педалей на угловую ско­рость рыскания (усилие, которое летчик должен приложить к пе­дали и потребная величина ее хода для создания угловой скорости рыскания ω_у=1 рад/сек)

Указанные характеристики поперечной и путевой управляемо­сти самолета связывают усилия на ручке управления (штурвале) и педалях, а также потребные перемещения рычагов управления, с такими параметрами движения самолета, как угол крена (или угол скольжения, однозначно связанный с углом крена) и угловая скорость крена.

Кроме рассмотренных выше характеристик, при оценке попе­речной управляемости самолета в режиме вращения с максималь­ной угловой скоростью крена ω_{х max}принимается в качестве пока­зателя управляемости потребная для этого величина усилий на ручке управления (штурвале)

Наконец, в качестве показателей поперечной и путевой управ­ляемости самолета в установившемся скольжении с наибольшим углом крена γ_maxпринимается величина потребных для этого уси­лий на ручке управления (штурвале) и педалях:

Характеристики динамической устойчивости и управляемости аналогичны продольному каналу.

Требования к характеристикам боковой устойчивости и управляемости самолета в нормативных документах.

Определение характеристик боковой устойчивости и управляемости самолета в ЛИ.

Для определения характе­ристик статических поперечной и путевой устойчивости выполняются координированные скольженияс различными кренами при постоянной скорости полета (М =const).

По материалам скольжений строятся вышеуказанные балансировочные кривые.

Для оценки характеристик поперечной и путевой управляемости применяются как координированные скольжения, так и записей движения само­лета при ступенчатом отклонении (дачи) элеронов и руля направления.

Для оценки характе­ристик динамической поперечной и путевой устойчивости и управляемости выполняются импульсы РН и дачи элеронов и РН. Обработка этих режимов выполняется аналогично продольной устойчивости.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОТДЕЛЬНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК.

Определение зависимости Су (α).

Определение профильного сопротивления, приращения профильного сопротивления при изменении конфигурации.

Определение индуктивного сопротивления.