Всего на сайте:
236 тыс. 713 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

Предельно задняя центровка ограничена из условий минимально допустимой устойчивости.  Просмотрен 652

 

Динамическая устойчивость.

 

В то время как статическая устойчивость рассматривает первоначальную тенденцию самолёта к возврату в равновесное состояние, динамическая устойчивость оценивается движением самолёта во времени. Если самолёт был выведен из равновесия, то временной процесс его дальнейшего движения определяет его динамическую устойчивость. В целом, самолёт демонстрирует динамическую устойчивость, если величина (амплитуда) его отклонения от равновесия уменьшается во времени. Далее будут рассмотрены шесть возможных моделей поведения самолёта. Первые три относятся к не колебательному (апериодическому) движению самолёта.

На графике А (затухание) показана модель поведения самолёта, когда после первоначального отклонения от равновесия самолёт апериодически возвращается к исходному режиму без возникновения колебаний. Такая реакция самолёта показывает, что самолёт статически устойчив, по его первоначальной тенденции, и динамически устойчив, по уменьшению величины отклонения во времени.

 

На графике В показана модель поведения «отклонение (дивергенция)».

 

 

Самолёт апериодически увеличивает возникшее отклонение от равновесия. Первоначальная тенденция на увеличение отклонения говорит о статической неустойчивости самолёта, а дальнейшее увеличение величины отклонения – о динамической неустойчивости.

 

 

График С демонстрирует полную нейтральность поведения самолёта. Если отклонение, возникшее от внешнего возмущения, остаётся постоянным и не имеет тенденции к изменению, значит самолет статически и динамически нейтрален.

 

Последующие три модели поведения самолёта описывают возможное колебательное движение. Во всех трёх случаях самолет будет обладать статической устойчивостью, что видно по первоначальной тенденции возврата к равновесию. Но последующее поведение самолёта будет демонстрировать динамическую устойчивость, нейтральность и неустойчивость.

 

 

График D демонстрирует затухающие колебания, когда амплитуда уменьшается с течением времени. Самолёт статически и динамически устойчив. Уменьшение амплитуды колебаний происходит из-за возникающего демпфирования, приводящего к рассеиванию энергии колебаний. Рассеивание энергии является необходимым условием динамической устойчивости.

 

 

График Е демонстрирует незатухающие колебания. Такое поведение самолёта говорит об отсутствии аэродинамического демпфирования колебаний. Данное поведение свидетельствует о наличии статической устойчивости и динамической нейтральности. Например, автомобиль с неисправными амортизаторами, при движении по дороге, будет непрерывно колебаться, что одновременно неприятно и опасно. Самолёт должен обладать достаточным демпфированием, чтобы быстро гасить любые колебательные движения, которые могут повлиять на его безопасную эксплуатацию. Если аэродинамическое демпфирование недостаточно, то на самолёт устанавливают демпферы колебаний, обеспечивающие динамическую устойчивость.

 

График F демонстрирует расходящиеся колебания.

 

Самолёт статически устойчив, поскольку имеет тенденцию к возврату в состояние равновесия. Тем не менее, каждый последующий возврат в равновесное состояние происходит на всё большей скорости, что приводит к увеличению амплитуды колебаний с течением времени. Это говорит о динамической неустойчивости.

К динамической неустойчивости приводит источник энергии подпитывающий колебания, причем приходящая энергия выше, чем рассеиваемая благодаря демпфированию. Примером расходящихся колебаний является раскачка самолёта лётчиком. Это может произойти, когда лётчик неосознанно отклоняет органы управления с частотой, близкой к собственной частоте колебаний самолёта. В англоязычной литературе раскачка самолёта называется pilot induced oscillation (PIO).

 

Наличие статической устойчивости не гарантирует наличия динамической устойчивости, а для динамической устойчивости, наличие статической является обязательным условием.

 

Если самолёт статически неустойчив, он не может быть устойчив динамически.

 

Каждый самолёт должен обладать требуемой степенью статической и динамической устойчивости. Если допустить у самолёта появление статической неустойчивости с большим темпом отклонения от параметров сбалансированного полёта, то таким самолётом будет практически невозможно управлять. Наличие динамической устойчивости обязательно на определённых этапах полёта, чтобы не допустить возникновения нежелательных колебаний самолёта.

 

Продольная динамическая устойчивость самолёта.

 

При рассмотрении продольной статической устойчивости анализируют поведение самолёта во времени после воздействия возмущения.

Если возникшее отклонение с течением времени уменьшается – самолёт динамически устойчив, и наоборот.

 

Самолёт должен обладать динамической продольной устойчивостью. При этом регламентируется степень затухания колебаний. Обычно в качестве критерия используется промежуток времени, за который первоначальная амплитуда уменьшается в два раза.

 

В полёте самолёт имеет шесть степеней свободы: вращение по крену, тангажу и рысканью и перемещение в горизонтальном, вертикальном и боковом направлении.

При рассмотрении продольной динамической устойчивости, степени свободы могут быть ограничены вращением по тангажу и перемещениями в горизонтальном и вертикальном направлениях.

 

Поскольку левые и правые стороны самолёта обычно симметричны, то нет необходимости рассматривать связь между продольным и боковым движением.

 

Основными переменными величинами при продольном движении самолёта являются: угол тангажа, угол атаки (разница между углом тангажа и углом наклона траектории), истинная скорость.

В общей картине продольного движения самолёта можно выделить два вида колебаний: длиннопериодическое (фугоидное движение) и короткопериодическое. Характеристики и природа каждого из этих двух видов колебаний различны, что позволяет рассматривать их отдельно.

 

Длиннопериодические колебания.

 

В процессе длиннопериодических колебаний у самолёта изменяются: тангаж, высота и скорость полёта, но практически неизменным остаётся угол атаки (нормальная перегрузка). Во время этих колебаний происходят плавные переходы потенциальной энергии (высота) в кинетическую энергию (скорость) и наоборот.

 

 

Период длиннопериодических колебаний составляет около 1 – 2 минут. Поскольку тангаж меняется довольно медленно, а изменения угла атаки пренебрежимо малы, то демпфирование длиннопериодических колебаний низкое. Но сильного демпфирования в данном случае и не требуется. Поскольку период колебаний велик, это позволяет лётчику легко контролировать самолёт. Поэтому при создании самолётов не предпринимают специальных мер по борьбе с длиннопериодическими колебаниями.

 

Короткопериодические колебания.

 

При короткопериодических колебаниях происходят значительные изменения угла атаки (перегрузки) при приблизительно постоянной скорости и высоте.

 

 

Данное движение состоит из быстрых колебаний по тангажу, в течение которых самолёт непрерывно стремится вернуться к положению равновесия благодаря статической устойчивости с непрерывным уменьшением амплитуды колебаний благодаря демпфированию.

 

Короткопериодические колебания при большом скоростном напоре и больших изменениях угла атаки могут создать большую нагрузку на самолёт из-за колебаний нормальной перегрузки. Период колебаний обычно составляет 1 – 2 секунды и менее, что очень близко ко времени реакции лётчика. Поэтому существует опасность, что попытки пилота остановить колебание приведут к раскачке самолёта (PIO).

 

Пилоту сложно контролировать короткопериодические колебания.

 

Если в полёте возникли короткопериодические колебания, следует отпустить управление – самолёты создаются с необходимым уровнем собственного демпфирования. Даже попытка зажать управление, в данном случае, может давать раскачивающие импульсы в проводку управления за счёт непроизвольных движений штурвала от рук пилота.

 

Современные скоростные реактивные самолёты оснащаются демпферами тангажа, компенсирующими любую возникающую динамическую неустойчивость.

 

Из двух видов возникающих продольных колебаний наиболее важные – короткопериодические.

Они могут привести к созданию разрушающих перегрузок и, также, существует возможность раскачки самолёта лётчиком.

 

Поскольку затухание продольных колебаний происходит под действием аэродинамического демпфирования, то наиболее критичным с точки зрения динамической устойчивости является полёт на большой высоте (большой истинной скорости), когда демпфирование ослаблено.

 

Путевая устойчивость и управляемость.

 

Путевая устойчивость самолёта – это «флюгерная» устойчивость и рассматривает моменты относительно нормальной оси самолёта (моменты рыскания) и их зависимости от угла скольжения. Самолёт, обладающий статической путевой устойчивостью, после воздействия возмущения, стремится вернуться к положению равновесия. Доказательством статической устойчивости является появление стабилизирующих моментов, стремящихся вернуть самолёт к равновесию.

 

Положительный момент рыскания Му стремится развернуть нос самолёта вправо. В советских учебниках аэродинамики положительный момент рыскания имеет противоположное направление, потому что нормальная ось направлена вверх (при нормальном положении самолёта). (См. стр. 3 и 4 данной статьи). Как и другие аэродинамические моменты, момент Му выражается через коэффициент момента my.

 

Му = my q S l или my = Му/ q S l,

где Му – момент рыскания (путевой момент);

my - коэффициент момента рыскания (положительный – нос разворачивает вправо);

q - скоростной напор; S - площадь крыла; l - размах крыла.

Коэффициент момента рыскания базируется на площади и размахе крыла, поскольку это основная аэродинамическая поверхность самолёта.

 

Угол скольжения.

Угол скольжения выражает разницу между направлением продольной оси и проекцией вектора набегающего потока на плоскость крыльев. Он обозначается буквой b и имеет положительное значение, если поток набегает на самолёт с правой стороны.

 

Угол скольжения является боковым «углом атаки» самолёта. Это основной угол при рассмотрении путевой и поперечной устойчивости.

 

Статическая путевая устойчивость.

 

 

 

 

Графически наличие статической путевой устойчивости можно оценить по зависимости коэффициента my от угла скольжения. При положительном угле скольжения на статически устойчивом самолёте возникнет положительный момент рыскания. То есть, при набегании потока справа, возникнет момент разворачивающий нос самолёта вправо на ветер, то есть самолёт реагирует как флюгер.

 

Самолёт статически устойчив в путевом отношении, если кривая my = f(b) имеет положительный угол наклона.

 

Степень устойчивости определяется углом наклона этой кривой. Если угол наклона равен нулю – самолёт не имеет тенденции к возврату в равновесие, то есть статически нейтрален. Если кривая имеет отрицательный наклон – момент рыскания будет стремиться увеличить дальше возникшее скольжение, то есть самолёт в путевом отношении неустойчив.

 

На рисунке показан пример протекания зависимости my = f(b). На малых углах скольжения положительный угол наклона кривой говорит о статической устойчивости самолёта. На большом скольжении наклон кривой достигает нуля – самолёт нейтрален. При дальнейшем увеличении скольжения самолёт становится статически неустойчивым в путевом отношении.

Такое ухудшение устойчивости при увеличении скольжения – явление распространённое. Тем не менее, на углах скольжения, встречающихся в нормальной лётной эксплуатации, путевая неустойчивость недопустима.

В целом, хорошая путевая устойчивость самолёта является одним из фундаментальных качеств самолёта, влияющих на его оценку лётчиком.

 

Влияние составных частей самолёта.

 

Поскольку вклад каждого элемента конструкции самолёта зависит от других частей, то существует необходимость рассматривать их раздельно.

 

Фюзеляж. Его вклад дестабилизирующий.

 

 

Фюзеляж представляет собой симметричное аэродинамическое тело, обтекаемое под углом скольжения. Также как и при обтекании под углом атаки, на нём возникает аэродинамическая сила, приложенная в центре давления, а у симметричных тел центр давления и фокус (АС) совпадают. (См. Часть 1 стр.21). Фокус расположен приблизительно на одной четвёртой части длины фюзеляжа, отсчитывая от носа. То есть впереди центра тяжести, поэтому влияние этой боковой силы дестабилизирующее.

 

Надфюзеляжный и подфюзеляжные гребни. Для борьбы с дестабилизирующим влиянием фюзеляжа могут устанавливаться надфюзеляжные и подфюзеляжные гребни.

 

 

Это узкие аэродинамические поверхности, установленные сверху и снизу фюзеляжа в его задней части. Если возникло скольжение с левой стороны, то на этих гребнях образуется боковые силы, направленные вправо. Линия действия этих сил находится сзади центра тяжести, и они будут давать стабилизирующий момент рыскания влево. Тем не менее, на малых углах скольжения, эти гребни неэффективны. Это происходит по трём причинам:

- они обтекаются под малым углом атаки;

- имеют малую площадь;

- имеют очень малое удлинение (отношение размаха к хорде). В данном случае размахом будет высота гребня над (под) фюзеляжем, а хордой – длина гребня.

 

Фюзеляж с над(под)фюзеляжными гребнями остаётся дестабилизирующим фактором на малых углах скольжения. При сильном скольжении, гребни становятся более эффективными, поскольку, благодаря малому удлинению, не подвержены срыву потока. Комбинация фюзеляж + гребни становится устойчивой на больших углах скольжения.

 

Работая одинаково, для обеспечения путевой устойчивости, надфюзеляжный и подфюзеляжный гребни работают в противоположную сторону с точки зрения устойчивости по крену. Так надфюзеляжный гребень увеличивает устойчивость, а подфюзеляжный – уменьшает. По этой причине надфюзеляжные гребни распространены гораздо шире.

 

Киль. Киль (вертикальное оперение) – это основная поверхность, обеспечивающая путевую устойчивость самолёта.

 

 

Как показано на рисунке, при скольжении меняется угол атаки киля. Возникшая боковая сила создаёт момент рыскания, стремящийся развернуть нос самолёта в сторону набегающего потока. Величина возникающего момента зависит от боковой силы на киле и от плеча между центром тяжести и фокусом киля.

 

Эффективность киля в обеспечении путевой устойчивости определяется его способностью создавать боковую силу при изменении угла скольжения. В первую очередь эта способность определяется его площадью, тем не менее, очевидно, что увеличение площади киля влечёт за собой увеличение вредного сопротивления самолёта.

 

График зависимости боковой силы от угла скольжения определяет, насколько чувствительна данная поверхность к изменению угла скольжения. Хотя высокая чувствительность киля желаема, но добиваться этого путём увеличения относительного удлинения не всегда приемлемо, поскольку увеличивается скручивающий момент фюзеляжа, уменьшается критический угол срыва потока (см. рисунок на предыдущей странице), повышается требование к высоте крыши ангара и т. п.

Угол срыва потока с киля должен быть значительно выше углов скольжения, ожидающихся в эксплуатации, иначе произойдёт потеря путевой устойчивости и управляемости самолёта. (Стреловидность киля и уменьшение его относительного удлинения увеличивают угол срыва потока).

 

На воздушный поток, обтекающий киль, оказывают влияние другие элементы конструкции самолёта и силовая установка. Скоростной напор в районе киля может определять спутная струя от воздушного винта или пограничный слой фюзеляжа. Кроме этого, на направление местного потока на киле может влиять концевой вихрь крыла, боковые перетекания воздуха через фюзеляж, скос потока на стабилизаторе или закрутка потока воздушным винтом силовой установки. Каждый из этих факторов должен быть рассмотрен с точки зрения его влияния на путевую устойчивость самолёта.

Установка стабилизатора на верхнюю часть киля делает его более эффективным, поскольку стабилизатор, в данном случае, является для киля «концевой шайбой», уменьшающей перетекание потока с одной стороны киля на другую.

 

Боковая сила на киле может быть меньше дестабилизирующей боковой силы фюзеляжа, но за счёт большего плеча до центра тяжести, стабилизирующий разворачивающий момент киля оказывается больше и комбинация фюзеляж + киль оказывается статически устойчивой.

Принцип работы киля и над(под)фюзеляжных гребней одинаков, но поскольку киль значительно больше и имеет значительно большее удлинение, то он эффективен при малых углах скольжения. И он остаётся эффективным, по мере роста угла скольжения, вплоть до развития срыва потока с киля, после чего его эффективность резко падает. В этот момент наибольшую роль в путевой устойчивости начинают играть над(под)фюзеляжные гребни, поскольку на них срыв потока наступает на гораздо больших углах скольжения.

 

Крыло и гондолы двигателей. Крыло обычно мало влияет на путевую устойчивость:

- влияние прямого крыла практически не заметно;

- стреловидное крыло даёт стабилизирующий момент, усиливающийся по мере роста Су. (т.е. на малых скоростях);

- влияние гондол двигателей зависит от их формы, размера и расположения на крыле. На прямом крыле гондолы двигателей дают, как правило, дестабилизирующий эффект.

Стабилизирующий момент от стреловидного крыла относительно мал, по сравнению с моментами от других частей самолёта, и зависит от угла стреловидности.

 

 

Рассмотрим стреловидное крыло, обтекаемое под углом скольжения (b). Эффективная стреловидность правого полукрыла меньше, чем левого, поэтому на правом полукрыле будет больше подъёмная сила (влияние скольжения на поперечную устойчивость будет рассмотрена позднее). Соответственно, правое полукрыло будет создавать большее индуктивное сопротивление, чем левое. В результате возникнет разворачивающий момент, стремящийся уменьшить угол скольжения. Этот стабилизирующий момент может играть заметную роль при большом угле стреловидности крыла.

 

 

На рисунке показано типичное взаимовлияние частей самолёта на путевую устойчивость на графике зависимости mу = f (b). Влияние фюзеляжа всегда дестабилизирующее, но на больших углах скольжения момент от фюзеляжа уменьшается. Влияние киля сильное, стабилизирующее вплоть до начала срыва потока. Таким образом, комбинация фюзеляж + киль устойчива до больших углов скольжения. При дальнейшем увеличении скольжения ведущую роль в обеспечении устойчивости играют фюзеляжные гребни. Надфюзеляжный гребень (его ещё называют форкиль) выполняет двоякую роль. Во-первых, он обеспечивает путевую устойчивость фюзеляжа на больших углах скольжения. Во-вторых, он уменьшает эффективное удлинение киля (путём увеличения его средней хорды), что увеличивает угол срыва потока с поверхности. Благодаря такому двойному эффекту, применение надфюзеляжного гребня очень распространено.

Уменьшение крутизны зависимости боковой силы киля от угла скольжения, при увеличении стреловидности киля, также способствует увеличению угла срыва потока с поверхности.

 

Влияние силовой установки на путевую статическую устойчивость схоже на влияние на продольную статическую устойчивость.

Прямое влияние ограничено боковой силой, возникающей на воздушном винте при косом обтекании. Если винт находится впереди центра тяжести, то данная сила дестабилизирующая. Косвенное влияние тяги двигателей - закрученная спутная струя от винта создаёт боковой скос потока на киле (при вращении винта по часовой стрелке поток набегает на киль с левой стороны). Данный эффект может быть довольно существенным и приводить к необходимости триммировать самолёт в путевом отношении при изменении тяги двигателя.

На реактивных самолётах косвенное влияние тяги двигателей несущественно.

 

В целом влияние тяги двигателей дестабилизирующее и возрастает с увеличением режима двигателя и уменьшением скоростного напора.

 

Критические условия с точки зрения путевой устойчивости обычно возникают при комбинации нескольких неблагоприятных воздействий. Эта комбинация зависит от конкретного типа самолёта. При этом, поскольку путевое и поперечное движение неразрывно связаны, то минимально допустимая степень путевой устойчивости может определяться особенностями этой взаимосвязи.

 

Положение центра тяжести обычно незначительно влияет на путевую устойчивость. Обычно диапазон допустимых центровок определяется из условий продольной устойчивости и управляемости. И если центр тяжести остаётся в этих пределах, то влияние отдельных частей самолёта и в целом путевая устойчивость всего самолёта не претерпевают существенных изменений.

 

 

Влияние угла атаки. На больших углах атаки можно ожидать ухудшения путевой устойчивости. На графике видно, что на больших углах атаки уменьшается угол наклона кривой mу = f (b).

Уменьшение устойчивости происходит из-за затенения киля фюзеляжем, поскольку он работает в зоне всё более утолщающегося пограничного слоя фюзеляжа. Данное явление особенно заметно на самолётах со стреловидными крыльями, потому что им для создания больших Су требуются большие углы атаки.

 

 

Подфюзеляжный гребень может быть установлен для повышения путевой устойчивости. Поскольку зазор между фюзеляжем и ВПП ограничивает угол атаки на взлёте и посадке, то размер подфюзеляжного гребня ограничен, или он может быть сделан убираемым. Также возможна установка двух малых подфюзеляжных гребней.

 

Ухудшение путевой устойчивости может произойти при комбинации следующих условий:

- большой угол скольжения;

- высокий режим двигателя на малой скорости полёта;

- большой угол атаки;

- большое число М.

На винтовых самолётах можно ожидать проблемы на малых скоростях, на реактивных – в области трансзвуковых чисел М.

Обеспечение характеристик взаимодействия путевого и поперечного движения может потребовать определённой степени путевой устойчивости самолёта.

 

Поперечная устойчивость и управляемость.

 

Статическая поперечная устойчивость рассматривает появление кренящих моментов при возникновении скольжения. При непреднамеренно возникшем крене возникнет скольжение на опускающееся полукрыло, и если на самолёте возникнет кренящий момент, стремящийся вывести самолёт из крена, то этот самолёт обладает статической поперечной устойчивостью. При возникшем скольжении на самолёт будет действовать ещё и разворачивающий момент путевой устойчивости, но, рассматривая поперечную устойчивость, мы ограничимся рассмотрением кренящих моментов.

 

Определения.

 

 

Положительный кренящий момент стремится опустить правое полукрыло вниз.

Как и другие аэродинамические моменты, момент Мх выражается через коэффициент момента mх, чтобы было удобно рассматривать возникающие моменты независимо от веса самолёта, высоты, скорости и т.п.

 

Мх = mх q S l или mх = Мх/ q S l,

где Мх – кренящий момент;

mх - коэффициент кренящего момента (положительный – самолёт кренит вправо);

q - скоростной напор; S - площадь крыла; l - размах крыла.

 

Угол скольжения b был определён ранее, как угол между продольной осью и проекцией вектора набегающего потока на плоскость крыльев. Он положителен, когда поток набегает справа.

 

Статическая поперечная устойчивость.

 

Наличие статической поперечной устойчивости можно оценить по графику mх = f (b). На положительное скольжение, статически устойчивый самолёт будет реагировать отрицательным кренящим моментом. Другими словами, если поток набегает на самолёт справа (+b), должен возникнуть кренящий момент влево (-mх).

 

Отрицательный наклон кривой mх = f (b) говорит об устойчивости самолёта, а угол наклона определяет степень устойчивости. Нулевой наклон кривой говорит о нейтральности, а положительный наклон – о поперечной неустойчивости.

 

 

Желательно, чтобы самолёт обладал поперечной статической устойчивостью, однако требуемая степень устойчивости определяется многими факторами. Чрезмерная реакция креном на скольжение усложняет выполнение взлетов и посадок с боковым ветром и может привести к нежелательным колебаниям при взаимодействии путевого и поперечного движений самолёта. При возникновении сильного скольжения, высокая поперечная устойчивость может затруднить управление самолёта по крену (уменьшить его эффективность).

В целом, хорошие пилотажные свойства имеют самолёты с относительно малой или слабой поперечной устойчивостью.

 

Влияние различных частей самолёта.

 

Для достижения требуемой степени поперечной устойчивости изучают влияние каждого компонента, создающего кренящий момент на скольжение. При этом изменение одного компонента может повлечь изменение роли других частей самолёта (взаимовлияние).

 

Крыло – основная поверхность, влияющая на поперечную устойчивость.

Поперечное V крыла – угол между плоскостью каждого крыла и горизонтальной плоскостью, когда крен и тангаж самолёта равен нулю. Поперечное V крыла положительное, когда крылья находятся выше горизонтальной плоскости и отрицательное – когда ниже.

 

 

Поперечное V крыла (geometric dihedral) является мощным фактором, влияющим на поперечную устойчивость. Как показано на рисунке, положительное V крыла способствует развитию стабилизирующего момента крена. Когда появляется боковая составляющая встречного потока воздуха, то на полукрыле со стороны потока увеличивается местный угол атаки и растет подъёмная сила. На противоположном полукрыле картина обратная. Таким образом, создаётся кренящий момент стремящийся поднять полукрыло, на которое происходит скольжение.

Положительное V крыла способствует повышению поперечной устойчивости.

Поскольку поперечное V крыла сильно влияет на поперечную устойчивость, то в англоязычной литературе стали называть влияние любой части самолёта на поперечную устойчивость «эффектом поперечного V крыла» (“dihedral effect”).

 

Взаимодействие крыла и фюзеляжа. Влияние фюзеляжа на поперечную устойчивость мало и определяется расположением точки приложения результирующей боковой силы.

Тем не менее, эффект взаиморасположения крыла и фюзеляжа существенно влияет на поперечную устойчивость.

 

 

На рисунке показано, как боковое обтекание фюзеляжа влияет на обтекание крыла:

- низкопланное расположение крыла даёт неустойчивый кренящий момент. Местные углы атаки крыла со стороны скольжения уменьшаются, а с противоположной стороны – увеличиваются. Кренящий момент на скольжение.

- высокопланное расположение крыла способствует повышению поперечной устойчивости. На нём картина обратная.

Данный эффект оказывает большое влияние на поперечную устойчивость. Для борьбы с дестабилизирующим моментом у низкопланов используют положительное V крыла. На высокопланах, благодаря данному эффекту, поперечное V крыла обычно не используется (часто используется отрицательное V крыла для уменьшения излишней поперечной устойчивости).

 

Стреловидность крыла.

 

Как показано на рисунке, скольжение меняет эффективную стреловидность полукрыльев стреловидного крыла. Если крыло создаёт подъёмную силу, то полукрыло с меньшей эффективной стреловидностью создаст большую силу, чем противоположное полукрыло. Это даст стабилизирующий момент крена. Таким образом, стреловидность крыла повышает поперечную устойчивость самолёта. (Крыло обратной стреловидности уменьшает поперечную устойчивость).

 

 

Влияние стреловидности пропорционально Су и углу стреловидности крыла c. На рисунке показано, что при одном и том же скольжении разница подъёмных сил полукрыльев возрастает с ростом Су (уменьшением скорости). Поскольку скоростные самолёты нуждаются в стреловидном крыле, то на малых скоростях они обладают чрезмерной поперечной устойчивостью.

Предыдущая статья:Требования к управлению по обеспечению посадочных характеристик самолёта. Следующая статья:Самолётам со стреловидным крылом нуждаются в меньшем поперечном V крыла, чем самолёты с прямым крылом.
page speed (0.0229 sec, direct)