Устойчивость и управляемость самолета в продольном боковом движении на взлете и посадке
Обновлено: 05.10.2024
Боковая управляемость(БУ) – это способность самолета по воле пилота одновременно изменять углы крена и скольжения. Органами БУ являются элероны и руль управления.
Основными факторами влияющие на БУ явл-ся: угол атаки, разнос грузов, скорость полетов.
На больших углах атаки может происходить нарушение БУ, которое закл. в стремлении самолета к развороту против крена. Разнос масс, увеличивая момент инерции самолета, уменьшает угловые скорости вращения. Это затрудняет управление, т.к. самолет вяло реагирует на отклонения рулей. Увеличение скорости полета повышает эффективность рулей и элеронов.
Билет №10
Режимы работы воздушного винта
Режим работы винта определяется углом атаки лопастей, который изменяется в зависимости от V, N и угла атаки. Существует шесть режимов работы винта:
Геликоптерный – режим максимальной тяги. V = 0, P=max, установочный угол равен углу атаки. R – полная АД тяга элемента лопасти винта; P – тяга которая придает движение самолета вперед;
Пропеллерный – основной режим работы винта. + углы атаки; V > 0; P>0
Режим нулевой тяги – обычно включают при снижении.
Режим обратной тяги (реверс) – включается после посадки принудительно для быстрой остановки. Отрицательные углы атаки, отрицательная тяга.
Режим Авторотация – запуск возможен только на выключенном двигателе, в случаях когда в полёте по ошибке выключили двигатель.
Тяга ДТВД в факторы влияющее на ее величину
Поперечная устойчивость самолета
Билет №11
1. Возникновение отрицательной тяги винта и ее влияние на летные характеристики самолета
Отрицательная тяга винта в полете появляется всякий раз, когда угол атаки лопастей принимает отрицательные значения. На самолетах, имеющих поршневые двигатели с винтами изменяемого шага, величина отрицательной тяги сравнительно небольшая. Объясняется это тем, что минимальные углы установки лопастей ϕmin для этих самолетов выбирают в пределах 19—22°. Диапазоны изменения углов установки в полете определяются диапазонами изменения скоростей полета и обычно составляют 30—35°. Если по какой-либо причине система регулирования частоты вращения откажет в полете и лопасти перейдут на минимальный угол установки, то в этом случае может возникнуть отрицательная тяга винта, но величина ее при указанных ϕmin не достигает больших значений, а поэтому и существенных осложнений в управлении самолетом не вызывает.
Предотвращение образования отрицательной тяги винта в полете у самолетов с ТВД является весьма важной задачей. При отказе двигателя или возникновении неисправностей в системе регулирования частоты вращения отрицательная тяга винта может достигать очень больших значений, иногда превышающих по величине максимальную положительную тягу. Внезапное возникновение отрицательной тяги в полете при недостаточной подготовке экипажа может привести к тяжелым последствиям, так как при этом самолет резко разворачивается и кренится в сторону отказавшей силовой установки.
Маневренность самолета — это его способность изменять за определенный промежуток времени свое положение в пространстве (направление, скорость и высоту полета), т. е. совершать эволюции, маневрировать в воздухе. Маневренные свойства самолета зависят от ряда факторов: аэродинамические и прочностные ограничения, располагаемая тяга двигателей, полетный вес и др. Эксплуатационная маневренность самолета определяется его управляемостью, приемистостью двигателей, быстротой включения реверса тяги, быстротой отклонения закрылков, щитков, спойлеров.
Управляемость самолета — это его способность изменять режим
полета по воле пилота (при отклонении им рычагов управления). При этом движения рычагов управления должны быть простыми и сопровождаться небольшими, но хорошо ощущаемыми на них усилиями.
Самолет должен быть устойчив относительно всех трех осей. Хорошие характеристики устойчивости необходимы для лучшей управляемости самолета. У устойчивого самолета более простые движения рычагами управления и меньше общая затрата нервной и мускульной энергии пилота на управление.
Для удобства рассмотрения устойчивость условно подразделяют на статическую устойчивость — свойство самолета обнаруживать тенденцию к восстановлению нарушенного равновесия в начальный момент времени и динамическую устойчивость — свойство самолета без вмешательства пилота восстанавливать исходный режим полета через некоторое время после прекращения действия возмущения.
Наличие статической устойчивости является необходимым, но недостаточным условием динамической устойчивости самолета.
Продольную статическую устойчивость разделяют на устойчивость по перегрузке — способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять перегрузку исходного режима полета и на устойчивость по скорости — способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять скорость исходного режима полета.
В случае полета со скольжением у самолета возникают путевой (относительно оси О у) и поперечный (относительно оси Олс) статические моменты. У самолета, обладающего путевой (флюгерной) устойчивостью, возникающий при скольжении момент стремится уничтожить скольжение. У поперечно устойчивого самолета возникающий при скольжении момент стремится накренить самолет в сторону, обратную скольжению. Накренение самолета вызывает разворот в сторону крена и способствует, таким образом, уничтожению скольжения.
Путевая устойчивость самолета обеспечивается в основном вертикальным оперением. Чем больше площадь всех вертикальных поверхностей (киль, форкиль, шайбы, гребни и др.) и чем больше плечо этих поверхностей до центра тяжести самолета, тем лучше путевая устойчивость самолета.
Поперечная устойчивость самолета обеспечивается углом поперечного V крыла и высотой киля. Чем больше угол поперечного V крыла и чем выше киль, тем лучше поперечная устойчивость самолета. Увеличение стреловидности крыла также способствует повышению поперечной устойчивости самолета.
У самолетов со стреловидными крыльями поперечная устойчивость в значительной мере зависит от угла атаки, возрастая по мере его увеличения.
Самолет с большой степенью поперечной устойчивости отвечает энергичным кренением на возникновение скольжения. При избыточной поперечной устойчивости существенно усложняется пилотирование в случае полета в болтанку и при возникновении несимметричной тяги.
Однако пилот в основном оценивает не проявление поперечной и путевой устойчивости в отдельности, а их совокупность. Одновременное проявление путевой и поперечной устойчивости рассматривается как боковая устойчивость самолета. Боковая устойчивость предусматривает определенную зависимость между путевой и поперечной устойчивостью.
При больших значениях величины у, поведение самолета оценивается как неудовлетворительное, т. е. возникновение скольжения сопровождается резким кренением и, как следствие, разбалтыванием самолета. Самолет попеременно кренится и рыскает из стороны в сторону.
Хорда условного прямоугольного крыла, имеющего при равных углах атаки одинаковые с крылом рассматриваемого самолета величины полной аэродинамической силы и продольного момента, называется средней аэродинамической хордой (САХ). Величина и положение САХ для каждого самолета указаны в техническом описании.
Так как самолет в воздухе вращается вокруг центра тяжести, то положение центра тяжести (центровка) оказывает существенное влияние
Состояние самолета в полете, при котором действующие на него силы и моменты этих сил не вызывают его вращения и не нарушают равномерного и прямолинейного движения, называется равновесием.
Обычно равновесие рассматривают относительно трех осей координат, начало которых совмещается с центром тяжести самолета (рис. 22):
продольной оси х, направленной вдоль фюзеляжа;
вертикальной оси у, перпендикулярной оси х и лежащей в плоскости симметрии самолета;
поперечной оси г, проходящей по размаху крыла перпендикулярно осям х и у.
Моменты сил, стремящиеся повернуть самолет вокруг оси х, называются поперечными или кренящими, вокруг оси у— путевыми или моментами рыскания, относительно оси z — моментами тангажа. Моменты тангажа иначе называются кабрирующими, если они стремятся увеличить угол атаки, или пикирующими, если они уменьшают угол атаки.
Равновесие может быть устойчивым и неустойчивым. Способность самолета самостоятельно, без вмешательства летчика, восстанавливать состояние равновесия после прекращения действия возмущающих усилий называется устойчивостью. Если самолет не обладает такой способностью, то он называется неустойчивым. Самолет должен быть устойчив на всех режимах полета и, как показывает практика, если он устойчив в установившемся горизонтальном полете, то сохраняет эту способность и в других режимах.
Устойчивость самолета тесно связана с его управляемостью. Под управляемостью понимается способность самолета реагировать на действия пилота с помощью органов управления.
Высокая степень управляемости не является хорошим показателем, так как самолет в этом случае будет реагировать на незначительные отклонения рулей и пилотирование его затрудняется.
Управляемость самолета не следует путать с маневренностью. Если управляемость характеризуется поворотом самолета вокруг его центра тяжести, то маневренность оценивается перемещениями самого центра тяжести в пространстве. Так же, как и равновесие, устойчивость и управляемость рассматриваются относительно:
продольной оси х — поперечные равновесие, устойчивость и управляемость;
вертикальной оси у— путевые равновесие, устойчивость и управляемость;
поперечной оси z — продольные равновесие, устойчивость и управляемость.
При расчете равновесия, устойчивости и управляемости требуется знать положение центра тяжести самолета — начала координат.
Положение центра тяжести принято определять относительно крыла самолета. Однако при сложной конфигурации крыла сделать это трудно, поэтому положение центра тяжести указывается относительно так называемой средней аэродинамической хорды b сах.
Средняя аэродинамическая хорда крыла — это хорда условного прямоугольного крыла, равновеликого по площади заданному крылу и имеющего такие же аэродинамические характеристики.
Положение центра тяжести самолета относительно носка средней аэродинамической хорды крыла, выраженное в процентах ее длины, называют центровкой.
Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов
2. Оси самолета, углы разворота вокруг них. Моменты, действующие вокруг осей самолета. Движение самолета в пространстве.
3. Равновесие, условия равновесия, чем восстанавливается при нарушении.
4. Устойчивость самолета. Виды. Что влияет на устойчивость.
5. Управляемость самолета. Органы управления самолетом.
Центром тяжести (ЦТ) самолета называется точка приложения равнодействующей силы тяжести (веса) всех его частей и грузов. ЦТ может смещаться по осям самолета (от веса частей и веса груза). Смещение ЦТ по продольной оси самолета влияет на летные качества самолета: равновесие, устойчивость и управляемость и определяет центровку самолета. Смещение ЦТ по вертикальной оси влияет незначительно.
Центровкой называется: расстояние от носка крыла до ЦТ самолета, измеренное вдоль хорды крыла и выраженное в % от длины хорды. При конструировании предусматривают колебания центровки в определенных допустимых пределах. Но: при загрузке и в полете – центровка не должна выходить из намеченных пределов.
Любое движение самолета можно рассматривать как результат перемещения ЦТ и вращения самолета относительно ЦТ, в котором находится начало координат трех взаимно-^-ых осей:
- продольной оси – ОХ,
- вертикальной оси – ОУ,
- поперечной оси – ОZ.
 |
Угол разворота самолета вокруг продольной оси ОХ от горизонтального положения называется углом крена (γ гамма). Крен: левый, правый; отсчитывается от 0 до 90°.
Угол разворота самолета вокруг поперечной оси (ОZ) от горизонтального поля называется углом тангажа (n вэ). Может быть: положительным (кабрирование) при наборе высоты, отрицательным (пикирование) - при снижении.
Угол разворота самолета вокруг вертикальной оси (ОУ) от северного направления земного меридиана по часовой стрелке, называется углом курса (y пси) или углом рыскания. Он изменяется от 0 до 360°.
Таким образом, сложное движение самолета в пространстве состоит из:
а) 3-х пространственных или поступательных движений центра тяжести самолета относительно земных координат:
- пройденный самолетом путь – по оси Х (L);
- высота полета – оси ОУ (Н);
- боковое отклонение самолета от маршрута – ОZ (Z);
б) 3-х вращательных движений относительно самолетных систем координат, т.е. самолет обладает 6 степенями свободы: тремя поступательными и тремя вращательными.
Поступательное движение зависит от: подъемной силы, веса самолета, тяги двигателя, лобового сопротивления, бокового ветра.
- поперечного (крутящегося) момента (Мх), действующего вокруг продольной оси и стремящегося изменить угол крена γ (поперечный, кренящий момент);
- продольного момента Мz, действующего вокруг поперечной оси и стремящегося изменить угол тангажа (n вэ) (момент тангажа);
- путевого момента Му, действующего вокруг вертикальной оси и стремящегося изменить угол курса (y пси) (момент путевой или рыскания).
Вращательное и поступательное движения самолета – взаимосвязаны. Например, изменения угла тангажа (v) приводит к изменению высоты (Н), изменению бокового отклонения и т.д.
Чтобы самолет летел равномерно и прямолинейно, необходимо равновесие действующих на него сил и моментов:
- алгебраическая сумма моментов, действующих вокруг каждой оси самолета равна 0
По направлению координатных осей Х, У, Z – различают поперечное, продольное и путевое вращательное равновесие самолета.
Продольное равновесие – это равновесие самолета относительно поперечной оси OZ.
Условие продольного равновесия:
Оно может быть нарушено:
- при изменении центровки (например, выработке топлива);
- при воздействии вертикальных порывов ветра;
- при изменении режима работы: выпуска шасси.
Восстанавливается продольное равновесие отклонением руля высоты.
Поперечное равновесие – это равновесие самолета относительно продольной оси ОХ.
 | Кренящие моменты, нарушающие поперечное равновесие, создаются подъемными силами правого (Уп =Мх прав.) и левого (Улев., = Мх лев.) полукрыльев. |
Условие поперечного равновесия, т.е. кренящие моменты левого и правого полукрыльев уравновешивают друг друга.
Поперечное равновесие может нарушиться:
- при отклонении элеронов (рулей крена);
- под действием порыва ветра на одно полукрыло, а также реактивным моментом двигателя.
Нарушенное поперечное равновесие восстанавливается отклонением элеронов в разные стороны.
Если элерон отклонился вниз, то подъемная сила полукрыла увеличится, второй элерон при этом отклонится вверх, что уменьшит подъемную силу этого полукрыла.
Путевое равновесие - это равновесие самолета относительно вертикальной оси ОУ.
 | Поворачивающие моменты создаются силами лобового сопротивления левого (Qл) и правого (Qпр) полукрыльев и силой тяги левого (Рл) и правого (Рпр) двигателей. |
Уравнение путевого равновесия:
Нарушение путевого равновесия может произойти:
- при отклонении руля направления;
- при изменении режима работы или отказа одного из двигателей;
- при горизонтальных порывах ветра, повреждении обшивки.
Устраняется нарушение путевого равновесия путем отклонения руля направления.
Устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства пилота поддерживать неизменным режим полета, а в случае временного нарушения равновесия, самостоятельно быстро восстанавливать его.
Самолет может быть устойчивым, неустойчивым, безразличным.
Продольной устойчивостью называется способность самолета самостоятельно, без вмешательства летчика, восстанавливать нарушенное продольное равновесие, т.е. сохранять заданный угол атаки. При перемещении ЦТ назад - продольная устойчивость самолета уменьшается. Передняя центровка улучшает продольную устойчивость.
Поперечной устойчивостью самолета называется его способность самостоятельно устранять возникший по какой-либо причине крен по прекращению действия внешних возмущений.
На поперечную устойчивость влияет: поперечная стреловидность и стреловидность в плане:
- при положительной поперечной стреловидности устойчивость повышается, т.к. угол атаки наклоняемого полукрыла увеличивается, его подъемная сила увеличивается; и наоборот, при положительной стреловидности в плане, увеличивается поперечная устойчивость, т.к. при скольжении крыла со скоростью Vбок. его правая и левая части обтекаются с различными поперечными скоростями, в результате возникают разные подъемные силы.
Путевой (флюгерной) устойчивостью самолета называется способность самолета восстанавливать нарушенное равновесие пути (относительно оси ОУ) без вмешательства летчика.
Но поперечная и путевая устойчивость отдельно не существуют. Их объединяет боковая устойчивость, т.к. в полете нарушение равновесия относительно оси ОХ будет сопровождаться нарушением равновесия относительно ОУ.
Боковая устойчивость достигается определенным соотношением между размерами фюзеляжа и киля, углом поперечного V-крыла и углом стреловидности. Самолет можно вывести в разворот не только рулем направления, но и отклонением элеронов, создавая крен нужного направления. Отклонением же руля направления можно добиться крена самолета в ту или иную сторону.
Под управляемостью понимается способность самолета реагировать на действия пилота с помощью органов управления, т.е. под действием рулей и элеронов задавать определенные углы атаки, скольжения (поворота) и крена.
Чем самолет устойчивее, тем хуже управляем. Управляемость характеризуется поворотом самолета вокруг его центра тяжести, а маневренность оценивается – перемещением самого центра тяжести в пространстве.
Поворот штурвала влево вызывает отклонение левого элерона вверх, подъемная сила левого крыла уменьшается, а правый элерон при этом отклонится вниз, его подъемная сила увеличится и самолет накренится влево.
При повороте штурвала вправо – правый элерон – вверх, левый – вниз, самолет накренится вправо.
Боковая статическая устойчивость самолета характери* зует равновесие моментов рыскания и крена.
Предположим, что, обеспечив такое ріавновесие, летчик больше не изменяет положение органов управления. Если у сбалансированного самолета, совершавшего установившийся прямолинейный полет без скольжения, под воздействием возмущений появится скольжение, то возникнут моменты креиа й рыскания (см. § 10.4) — боковое равновесие самолета нарушится.
Так как при скольжении возникают и рыскание и крен, то боковую статическую устойчивость условно разделяют на путевую или флюгерную статическую устойчивость — относительно оси ОУ и поперечную устойчивость — относительно оси ОХ.
Вводится также понятие путевой и поперечной статической управляемости, характеризующей условия балансировки самолета в боковом движении, градиенты расхода ручки (штурвала), педалей и усилия на них при изменении режима полета.
Боковая балансировка. самолета осуществляется отклонением элеронов и руля направления.
В качестве характерных установившихся режимов полета при балансировке самолета рассматриваются прямолинейный полет со скольжением, прямолинейный полет с несимметричной тягой и установившийся криволинейный полет.
Читайте также: