Путевая управляемость

Способность самолета изменять свое положение в полете относительно вертикальной оси оy₁ при отклонении летчиком руля направления называется путевой управляемостью.

При отклонении руля направления на угол  возникает аэродинамическая сила Zво, момент которой относительно центра тяжести будет поворачивать самолет относительно вертикальной оси оy₁:

М_yBO = Zво · lво .

Продольная ось самолета составит с направлением движения угол  - угол скольжения (Рисунок 14.6):

Разность между боковой аэродинамической силой фюзеляжа Z_ф, образовавшейся при скольжении, и аэродинамической силой вертикального оперения (Z_В.О), образовавшейся в результате отклонения руля направления, создает неуравновешенную силу (Z_ф - z_В.О).

Под действием этой силы самолет будет разворачиваться в сторону отклонения руля, искривляя траекторию движения.

Рисунок 14.6 Принцип путевой управляемости самолета

Углы отклонения руля направления у современных самолетов в среднем составляют 20 – 25°.

На степень путевой управляемости оказывают влияние следующие факторы: скорость полета; центровка самолета; площадь руля направления; вынос назад вертикального оперения; длина хвостовой части фюзеляжа.

Боковая устойчивость и управляемость самолета

Ранее было установлено, что взаимное влияние поперечного и путевого равновесия на состояние самолета называется боковым равновесием.

Совокупность поперечной и путевой устойчивости называется боковой устойчивостью.

Статистикой установлено, что для нормального поведения самолета в полете должно быть определенное соотношение между кренящими и разворачивающими моментами.

Допустим, что под действием внешнего возмущения самолет начал вращаться вокруг оси оy₁ вправо под действием момента М_у._.. Возрастает угол скольжения β.

Благодаря скольжению на левом полукрыле возникает дополнительная подъемная сила У, создающая кренящий моментМ_z в сторону, обратную скольжению.

Если самолет начал крениться, нарушается равновесие силы веса G и подъемной силы Y. Возникает сила Z, под действием которой самолет начинает скользить на опущенное полукрыло и искривлять траекторию в сторону крена ( Рисунок 14.7).

При скольжении на опущенное полукрыло возникаетвосстанавливающий момент, который устраняет крен, а момент от сил Z_Ф и z_В.О устраняет скольжение.

Рисунок 14.7 Кренение самолета при скольжении

Для обеспечения нормальной боковой устойчивости нужно, чтобы запасы поперечной и путевой устойчивости находились в определенном соотношении. Преобладание одного вида устойчивости над другим может быть причиной спиральной или колебательной неустойчивости.

Спиральная неустойчивость возникает в том случае, когда самолет имеет чрезмерную путевую устойчивость и слабую поперечную.

Колебательная неустойчивость возникает при излишней поперечной устойчивости и слабой путевой устойчивости.

Для устранения этих видов неустойчивости на самолетах при проектировании подбирают определенную площадь вертикального оперения и угол поперечного «V» крыла.

На самолетах со стреловидным крылом подбирают угол стреловидности, а также отрицательный угол поперечного «V».