3.3. Реакція літака на відхилення руля направлення

При східчастому відхиленні руля направлення виникає момент М_у(_н), який обертає літак з кутовою швидкістю _y навколо осі ОУ, при цьому яскраво виявляється, так званий, малий боковий рух. Без урахування сили, що створюється рулем направлення, фізика поведінки літака у відповідь на моментне збурення М_у(_н) така (див. мал.3.1).

Обертання літака навколо осі ОУ викликає з'явлення кута рискання  і кута ковзання , який у свою чергу спричиняє силу Z_a( і момент путьової статичної стійкості М_у(), спрямований проти момента М_у(_н). На певному куті ковзання момент М_у() компенсує момент М_у(_н), але оскільки літак володіє інерційністю, то процес усталювання кута ковзання має коливальний характер. Аеродинамічний демпфіруючий момент М_у(_y) згладжує коливання ЛА з кута ковзання.

Не збалансована сила Z_a () починає змінювати напрям вектора швидкості, змінюється путьовий кут , який у свою чергу впливає на кут ковзання. Для збереження балансу з моментів синхронно зі зміною путьового кута  продовжує змінюватися кут рискання , літак розвертається з постійним кутом ковзання.

рис. 3.2

Сила Z_a () прикладається вище центра мас і створює момент поперечної статичної стійкості М_x(), який нахиляє літак у бік розвороту. Коливання літака з кута ковзання передаються на рух рискання та крену. Спіральний момент М_x(_y) також бере участь у нахиленні літака, а спіральний момент М_y(_x) практично не впливає на динаміку малого бокового руху.

Сила Z_a(_н) також створює момент крену М_x(_н). Співвідношення моментів М_x(_н) і М_x() характеризують пряму або зворотну реакцію літака на відхилення руля направлення. При М_x(_н) >М_x()літак нахиляється у бік протилежний розвороту.

Фізика поведінки літака при моментному збуренні М_y(_н) ілюструється графом, що наведений на мал. 3.2. Деякі зв`язки, що не враховуються при розгляданні малого бокового руху, показані на малюнку штриховою лінією.

Перехідні функції малого бокового руху при східчастому моментному збуренні М_y мають вигляд, наведений на малюнку 3.3.

У режимі так званого плоского розвороту моменти крену компенсуються льотчиком або системою автоматичного управління, тобто, виконується умова = .

Але в малому боковому русі літак крениться, нахиляється підйомна сила і виникає складова сили У_аsin, яка спричиняє розвиток великого бокового руху. Літак починає ковзати на похилене півкрило знову виникають аеродинамічні сили і моменти. У великому боковому русі значну роль починають грати спіральні моменти. Але великий боковий рух доцільно розглядати на поведінці вже нахиленого літака або на прикладі динаміки руху літака при відхиленні елеронів.

3.4. Реакція літака на відхилення елеронів

При відхиленні елеронів (див. мал.3.4) виникає момент M_x(_э) і літак починає обертатися з кутовою швидкістю _х навколо зв'язаної осі ОХ, з'являється кут крену . Демпфіруючий момент M_x(_х) протидіє обертанню літака. При нахиленні літака з'являється бокова сила , як результуюча сили ваги та підйомної сили.

Ця сила повертає вектор швидкості, починає змінюватися путьовий кут , при цьому виникає кут ковзання  і відповідні сила Z_a() та момент путьової статичної стійкості M_y(), який розвертає поздовжню вісь літака з кутовою швидкістю _y услід за вектором швидкості, тобто, змінюється кут рискання . Сила Z_a() спрямована назустріч сили , тому вона декілька зменшує швидкість зміни путьового кута .

Сила Z_a() також спричиняє момент поперечної статичної стійкості M_x(), який прагне вивести літак з крену, а кутова швидкість _y - спіральний момент M_x(_y), який намагається збіль­шити кут крену. Якщо M_x(_y)>M_x(), то виникає так звана спіральна нестійкість, кут крену після повернення елеронів до нейтралі продовжує збільшуватися і літак розвертається зі зростаючою кутовою швидкістю.

Фізика поведінки літака при моментному збуренні M_x(_э) ілюструється графом, що приведений на мал. 3.5.

У режимі координованого розвороту кут крену задається льотчиком або системою автоматичного управління, при цьому компенсуються збурюючі моменти крену M_x() і M_x(_y), а руль направлення усуває ковзання, тобто - Z_a(), M_y() дорівнюють нулю. При цьому момент M_y(), який повертав поздовжню вісь літака, замінюється моментом від руля направлення M_y(_н), а сила Z_a(), яка заважала зміні путьового кута, замінюється силою Z_a(_н). При чому сила, що створюється рульом направлення, значно менше сили Z_a(), ось чому енергійність маневру в режимі координованого розвороту збільшується.

У цьому випадку поздовжня вісь літака збігається з вектором повітряної швидкості й розвертається синхронно зі зміною путьового кута. На мал. 3.5 штриховою лінією показані додаткові сили та моменти, що створюються рульом направлення в режимі координованого розвороту.

Характер процесів зміни параметрів польоту у відповідь на відхилення елеронів ілюструється перехідними функціями наведеними на мал. 3.6 (реакція на східчасте відхилення елеронів), та на мал 3.7 (реакція на імпульсне відхилення елеронів).