Всего на сайте:
236 тыс. 713 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

Статическая продольная устойчивость.  Просмотрен 417

 

Продольная устойчивость (устойчивость по углу атаки, перегрузке) – устойчивость относительно поперечной оси.

Поперечная устойчивость (устойчивость по крену) рассматривается при движении самолёта относительно продольной оси.

Путевая устойчивость – относительно нормальной оси.

Продольная устойчивость рассматривается первой, поскольку её можно изучать отдельно, без взаимодействия с движением относительно других осей. Путевую и поперечную устойчивость рассмотрим позже, поскольку движение самолёта относительно продольной и нормальной осей тесно связаны.

 

Самолёт демонстрирует продольную статическую устойчивость, если он имеет тенденцию к возвращению на стриммированный угол атаки после отклонения, вызванного внешним воздействием или отклонением руля высоты. Очень важно, чтобы самолёт был статически устойчив по углу атаки. В этом случае на самолёте будет легко и безопасно летать, поскольку он сам будет стремиться к сбалансированным условиям полёта. Направление отклонения руля высоты и усилия на штурвале, для управления таким самолётом, будут логичными по величине и направлению.

 

Если самолёт статически нейтрален – он сохраняет возникшее отклонение без тенденции к возврату. Статическая нейтральность по углу атаки обычно определяет нижний предел устойчивости самолёта, поскольку это граница между устойчивостью и неустойчивостью. Статически нейтральный самолёт может чрезмерно реагировать на отклонение рулей, и у него нет тенденции к сохранению режима полёта. Как правило, это недопустимо.

 

Статически неустойчивый самолёт будет продолжать изменение тангажа в сторону возникшего возмущения до тех пор, пока это не будет остановлено отклонением руля высоты в противоположную сторону. Например, чтобы увеличить угол атаки надо немного взять штурвал на себя, а затем сразу отдать от себя на больший угол, чтобы скомпенсировать возникший кабрирующий момент. Если таким самолётом и можно управлять, но его невозможно стриммировать. Для управления таким самолётом требуются нелогические по величине и направлению отклонения штурвала.

Такое поведение самолёта совершенно неприемлемо.

 

Подъёмная сила крыла приложена в центре давления (СР), который перемещается вперёд при росте подъёмной силы. При изучении продольной устойчивости используют аэродинамический фокус – точку, момент подъёмной силы относительно которой, постоянен. (В английском варианте фокус называют аэродинамическим центром (АС)). Если подъёмная сила изменилась, то влияние этого изменения на самолёт можно оценить, разместив в фокусе крыла вектор, равный изменению величины подъёмной силы. (Потому, что момент подъёмной силы относительно фокуса не изменился).

 

 

Аэродинамический фокус крыла находится приблизительно на расстоянии 25% хорды от передней кромки. Это правило верно, для дозвукового обтекания крыла на докритических углах атаки. В противном случае фокус крыла смещается.

При рассмотрении продольной устойчивости будем рассматривать вектор подъёмной силы крыла, приложенный в аэродинамическом фокусе. Данное рассмотрение допустимо, поскольку подъёмная сила относительно фокуса даёт постоянный пикирующий момент, который балансируется стабилизатором. Поскольку этот момент не меняется, в рассматриваемых процессах, то мы убираем его из рассмотрения переносом вектора подъёмной силы в фокус из центра давления.

 

Если рассмотреть самолёт с крылом без стабилизатора, то такая схема будет неустойчива, поскольку фокус крыла расположен впереди центра тяжести самолёта. Допустим, что вертикальный порыв кратковременно увеличил угол атаки. Увеличится подъёмная сила. Вектор прироста DY, на плече «х» создаст кабрирующий момент относительно центра тяжести. Этот момент дестабилизирующий, поскольку самолёт будет иметь тенденцию к дальнейшему увеличению угла атаки.

 

Предыдущая статья:Система осей координат. Следующая статья:В воздухе самолёт вращается относительно центра тяжести.
page speed (0.0138 sec, direct)