2.2.2. Устойчивость самолета

У с т о й ч и в о с т ь ю с а м о л е т а называется его способность без

участия летчика сохранять заданный опорный режим полета, возвращаясь к

нему после отклонения, вызванного воздействием внешних возмущений, по-

сле того, как это воздействие прекратится.

Различают статическую и динамическую устойчивость.

С т а т и ч е с к и у с т о й ч и в ы м с а м о л е т о м называют самолет,

у которого отклонение какого-либо параметра движения приводит к появле-

нию силовых факторов, стремящихся уменьшить это отклонение. Если воз-

никающие силовые факторы приводят к увеличению первоначальных откло-

нений, то самолет считается статически неустойчивым. Пилотировать такой

самолет крайне трудно, т.к. летчик вынужден постоянно вмешиваться в

управление, чтобы парировать случайно возникающие отклонения парамет-

ров движения от опорных значений.

Процесс восстановления опорного режима полета носит, как правило,

колебательный характер. Продолжительность этого процесса характеризует

д и н а м и ч е с к у ю у с т о й ч и в о с т ь с а м о л е т а . К другим характери-

стикам динамической устойчивости относятся также: амплитуда движений,

период колебаний и др. Ниже мы будем рассматривать только статическую

устойчивость.

Статическая устойчивость, как и управляемость, делится на п р о -

д о л ь н у ю , п у т е в у ю и п о п е р е ч н у ю , при этом путевая и попереч-

ная устойчивости объединены в боковую устойчивость.

2.2.2.1. Продольная статическая устойчивость самолета

П р о д о л ь н а я с т а т и ч е с к а я у с т о й ч и в о с т ь с а м о л е т а –

это его способность без участия летчика противодействовать изменению угла

атаки.

Рассмотрим продольную статическую устойчивость самолета при воз-

действии на него восходящего порыва ветра. Восходящий порыв ветра уве-

личивает угол атаки самолета на величину  (см. рис. 47). Приращение угла

атаки  вызовет в свою очередь приращения подъемных сил крыла Ya кр и

горизонтального оперения Ya го, направленные вверх. Суммарное прираще-

ние подъемной силы самолета Ya  Ya кр  Ya го будет приложено в точке,

называемой ф о к у с о м с а м о л е т а п о у г л у а т а к и . Если фокус рас-59

положен позади центра масс самолета (как на рассматриваемом рисунке), то

возникнет момент Mz

, опускающий нос самолета, т.е. возвращающий само-

лет на прежний угол атаки.

Рис. 47. Возникновение силовых факторов, обеспечивающих продольную

статическую устойчивость

Количественно продольная статическая устойчивость самолета оцени-

вается с т е п е н ь ю п р о д о л ь н о й с т а т и ч е с к о й у с т о й ч и в о с т и

z

, которая в первом приближении может быть вычислена по формуле:

z  xт  xF , (81)

где

bA

x

x

т

т  – относительная координата цента масс самолета;

A

F

F

b

x

x  – относительная координата фокуса самолета по углу атаки.

Координаты xт и xF отсчитываются от носка САХ.

Легко видеть, что если z < 0, то самолет статически устойчив, если

z > 0, то самолет статически неустойчив, если же z = 0, то самолет является

статически нейтральным.

2.2.2.2. Путевая статическая устойчивость самолета

П у т е в а я с т а т и ч е с к а я у с т о й ч и в о с т ь с а м о л е т а – это

его способность без участия летчика противодействовать изменению угла

скольжения.60

Если в опорном движении скольжение отсутствовало и появилось (),

например, в результате горизонтального порыва ветра (см. рис. 48), то воз-

никнет приращение боковой силы Za, которое складывается из приращения

боковой силы вертикального оперения Za во и приращения боковой силы

фюзеляжа Za ф:

Za  Za во  Zaф . (82)

Статически устойчивый в путевом отношении самолет под действием

приращения момента My начнет вращение вокруг оси 0Y, пытаясь устранить

возникшее скольжение . Но это произойдет только в том случае, если

ф о к у с с а м о л е т а п о у г л у с к о л ь ж е н и я , где будет приложено

приращение боковой силы Za, расположен позади центра масс. Необходимо

отметить, что приращения боковой силы фюзеляжа Za ф носит, как правило,

дестабилизирующий характер, т.е. создает момент, пытающийся развернуть

самолет на еще больший угол скольжения.

Рис. 48. Возникновение силовых факторов, обеспечивающих путевую

статическую устойчивость

Для количественной оценки путевой статической устойчивости ис-

пользуется показатель, называемый с т е п е н ь ю п у т е в о й с т а т и ч е -

с к о й у с т о й ч и в о с т и :

y  xт  xF , (83)61

где

кр

т

т

l

x

x  – относительная координата цента масс самолета;

lкр

x

x

F

F  – относительная координата фокуса самолета по углу сколь-

жения.

Следует помнить, что чаще всего фокус по углу атаки не совпадает с

фокусом по углу скольжения.

2.2.2.3. Поперечная статическая устойчивость самолета

П о п е р е ч н а я с т а т и ч е с к а я у с т о й ч и в о с т ь с а м о л е т а –

это его способность без участия летчика противодействовать изменению угла

крена.

Если по той или иной причине самолет накренился, например, на левое

полукрыло на некоторый угол  (см. рис. 49), то возникшая проекция силы

тяжести на поперечную ось 0Z, равная Gsin , приведет к появлению сколь-

жения на это полукрыло. Статически устойчивый самолет по определению

должен устранить появившийся крен. Рассмотрим, при каких условиях это

возможно.

Рис. 49. Возникновение силовых факторов, обеспечивающих поперечную

статическую устойчивость62

В результате скольжения на левое полукрыло появляется поток возду-

ха, обдувающий самолет сбоку с некоторой скоростью Vбок. Если самолет

имеет положительное поперечное V крыла как на рис. 49, то эта скорость бу-

дет раскладываться на две составляющие: параллельную линии четвертей

хорд полукрыла Vz и перпендикулярную ей Vy. Приращение скорости Vz

никак не влияет на подъемную силу, а приращение Vy вызывает увеличение

угла атаки на левом полукрыле и его уменьшение на правом. Это значит, что

подъемная сила на левом полукрыле станет больше, чем на правом. В резуль-

тате возникнет момент Mx, стремящийся повернуть самолет вокруг оси 0X

на устранение крена. Таким образом, положительное поперечное V крыла

создает стабилизирующий момент, а отрицательное – дестабилизирующий.

Стабилизирующим фактором является также положительная стрело-

видность крыла. Кроме того, на поперечную устойчивость влияет положение

крыла по вертикали: высокоплан обладает большей поперечной устойчиво-

стью, чем низкоплан.

Поперечная статическая устойчивость самолета также может быть оце-

нена с т е п е н ь ю п о п е р е ч н о й с т а т и ч е с к о й у с т о й ч и в о с т и :

x  yт  yF , (84)

где

кр

т

т

l

y

y  – относительная координата цента масс самолета;

lкр

y

y

F

F  – относительная вертикальная координата фокуса самолета

по углу скольжения.

Для обеспечения поперечной статической устойчивости необходимо,

чтобы фокус по углу скольжения находился выше центра масс самолета.

2.2.2.4. Боковая статическая устойчивость

При рассмотрении путевой статической устойчивости мы выяснили,

что при появлении скольжения самолет начинает вращение вокруг оси 0Y. Но

то же самое скольжение вызывает вращение вокруг оси 0X, как было показа-

но при рассмотрении поперечной статической устойчивости. Таким образом

при появлении скольжения самолет начинает сложное пространственное

движение одновременно вокруг осей 0X и 0Y, которое лишь условно можно

разделить на два независимых движения. На самом деле эти движения тесно

взаимосвязаны, поэтому и говорят о б о к о в о й с т а т и ч е с к о й у с -

т о й ч и в о с т и , для обеспечения которой необходимо соблюдать опреде-

ленное соотношение между путевой и поперечной статической устойчиво-

стью.63

Список литературы

1. Никитин Г.А., Баканов Е.А. Основы авиации: Учебник для вузов

гражданской авиации. – 2-е изд., перераб. и доп. – М.: Транспорт, 1984. – 261

с.

2. Аэромеханика: Учеб. для студентов вузов / В.М. Гарбузов, А.Л. Ер-

маков, М.С. Кубланов, В.Г. Ципенко. – М.: Транспорт, 2000. – 287 с.

3. Аэромеханика самолета: Динамика полета: Учебник для авиацион-

ных вузов / А.Ф. Бочкарев, В.В. Андреевский, В.М. Белоконов и др.; Под ред.

А.Ф. Бочкарева и В.В. Андреевского. 2-е изд. перераб. и доп. – М.: Машино-

строение, 1985. – 360 с., ил.

4. Аэродинамика летательных аппаратов: Учебник для вузов по спе-

циальности «Самолетостроение» / Г.А. Колесников, В.К. Марков, А.А. Ми-

хайлюк и др.; Под ред. Г.А. Колесникова . – М.: Машиностроение, 1993. –

544 с.; ил.