Балансировка, устойчивость, управляемость

Полет самолета происходит под действием аэродинамической силы, силы тяги двигателей и силы тяжести. Для обеспечения полета и выполнения полетной задачи самолет должен адекватно реагировать на управляющие воздействия - целенаправленные изменения аэродинамической силы и силы тяги, т.е. быть управляемым.

Небольшие не связанные с управлением заранее неизвестные отклонения (возмущения) аэродинамической силы и силы тяги от расчетных значений, также изменяют движение самолета. Для выполнения полета самолет должен противостоять этим возмущениям, т.е. быть устойчивым.

Устойчивость и управляемость являются важными свойствами самолета, определяющими возможность и безопасность полета, требуемые усилия пилота и автоматических устройств при управлении, уровень комфорта экипажа и пассажиров в полете.

При исследовании устойчивости и управляемости самолет рассматривается как материальное тело и его движение описывается уравнениями движения центра масс и вращения вокруг центра масс.

Движение центра масс самолета и его вращение относительно центра масс связаны. Однако совместное изучение этих движений весьма затруднительно ввиду большого числа уравнений, описывающих общее движение самолета.

В реальном движении как правило выполняются следующие условия:

во-первых, отклонение органов управления практически мгновенно приводит к изменению аэродинамических сил, действующих на самолет,

во-вторых, возникающие при этом управляющие силы существенно меньше основных аэродинамических сил.

Эти условия позволяют считать, что угловое движение самолета, в отличие от движения его центра масс, можно изменить достаточно быстро и, следовательно, движение (вращение) самолета относительно центра масс и движение центра масс по траектории можно рассматривать отдельно.

Для осуществления равномерного и прямолинейного движения необходимо, чтобы сумма сил и моментов, действующих на самолет, равнялась нулю. В этом случае самолет находится в равновесии. Примерами такого движения являются горизонтальный полет, снижение, набор высоты.

В случае если равна нулю только сумма моментов, действующих на ЛА, такое состояние называется балансировкой. Например, при установившемся развороте (разворот с постоянной скоростью) сумма сил, действующих на ЛА, не равна нулю, а сумма моментов этих сил равна нулю. Следовательно, в этом виде полета самолет находится только в состоянии балансировки.

В реальном полете самолет, конечно же, не находится в состоянии равновесия. Причиной этого является турбулентность атмосферы, то есть наличие постоянных порывов ветра различной интенсивности и направления. Эти ветровые воздействия, изменяя угол атаки, скорость ЛА, перегрузку и другие параметры полета, изменяют величину и точку приложения равнодействующей аэродинамической силы, то есть выводят ЛА из состояния равновесия.

Все самолеты гражданской авиации обладают свойством восстанавливать нарушенное в полете равновесие (это свойство заложено в самолете конструктивно). Это значительно облегчает их пилотирование и повышает безопасность полета. Способность самолета самостоятельно (без вмешательства летчика) сохранять и восстанавливать нарушенное по причине внешнего воздействия равновесие называется устойчивостью.

Понятие «устойчивость» включает в себя несколько составляющих, что можно представить в виде схемы.

Рисунок 13- Устойчивость ВС

Способность самолета создавать моменты, стремящиеся вернуть ЛА в заданное положение равновесия, называется статической устойчивостью.

Самолет считается статически устойчивым, если при нарушении равновесия возникают такие силы и моменты, которые стремятся вернуть его в прежнее состояние.

Самолет считается статически неустойчивым, если при нарушении равновесия возникающие силы и моменты стремятся увести его еще дальше от положения равновесия. Если же при нарушении равновесия никакие моменты не возникают, то такой ЛА называется статически нейтральным. Как уже было сказано, эти моменты возникают (либо не возникают) без вмешательства летчика.

Статическая устойчивость является необходимым условием динамической устойчивости. Динамическая устойчивость изучает поведение самолета под воздействием сил и моментов, возникающих в процессе возмущенного движения. Признаком динамической устойчивости является затухающий характер колебаний самолета относительно положения равновесия при возвращении его к исходным параметрам после окончания действия возмущающего фактора. Эти колебания носят затухающий характер из-за возникновения демпфирующих моментов, появляющихся в результате вращения ЛА вокруг центра масс.

Рисунок 14- Самолет в связанной системе координат.

В процессе полета всегда возникает необходимость изменения положения ЛА в пространстве, что становится возможным благодаря свойству управляемости ЛА.

Управляемость – это способность ЛА переходить из одного невозмущенного движения к другому при воздействии на органы управления ЛА. (Управляемость не следует путать с маневренностью. Управляемость характеризуется перемещением ЛА вокруг его центра масс (ц.м.), а маневренность – перемещением ц.м. в пространстве.)

Равновесие, устойчивость и управляемость рассматриваются относительно осей связанной системы координат (рис. 4).

Относительно оси 0Х - поперечные равновесие, устойчивость и управляемость; относительно оси 0Y – путевые, а относительно оси 0Z – продольные. Так как движение самолета в каналах крена и скольжения тесно связаны друг с другом, то их обычно изучают совместно и называют боковым движением. Следовательно, равновесие, устойчивость и управляемость можно разделить на продольные и боковые. Равновесие, устойчивость и управляемость ЛА могут быть обеспечены только при строго определенных положениях ц.м. самолета.

Одним из свойств самолета, обеспечивающих полет, является его способность балансировки.

Балансировка – это обеспечение с помощью органов управления равенства 0 аэродинамических моментов относительно осей связанной системы координат (т.е. отсутствие вращения ЛА в полете относительно какой-либо оси). Однако за возможность балансировки ЛА приходится расплачиваться потерями аэродинамического качества. Рассмотрим, как это происходит.

Рисунок 15- Действие аэродинамических моментов на самолет

Подъемная сила ЛА приложена в точке центра давления ЛА, расположенной на средней аэродинамической хорде. Для самолетов нормальной аэродинамической схемы ц.д. находится позади ц.м. Поэтому относительно ц.м. подъемная сила создает момент, направленный вниз (пикирующий) – (-Мz). Для того, чтобы сбалансировать ЛА относительно оси OZ (не допустить его вращения) на ГО самолета должен быть создан уравновешивающий момент противоположного знака (кабрирующий) относительно ц.м. Этот момент создается подъемной силой на ГО в результате изменения угла его ус-

тановки или отклонения руля высоты.

Тогда сумма моментов относительно оси OZ:

А подъемная сила сбалансированного самолета уменьшает подъемную силу ЛА:

Для уравновешивания силы тяжести ЛА (Ya=mg) необходимо увеличить подъемную силу крыла путем увеличения угла атаки на величину Однако это приведет к увеличению индуктивного сопротивления. Кроме того, создание подъемной силы на оперении приведет к появлению индуктивного сопротивления на оперении. Если же балансировка осуществляется отклонением руля, то появляется еще одно дополнительное сопротивление – профильное сопротивление руля. В результате при балансировке суммарное сопротивление ЛА увеличивается на величину так называемого балансировочного сопротивления. Зависимость в этом случае уменьшает наклон, уменьшается максимальный коэффициент подъемной силы, а поляра ЛА сдвигается вправо – в сторону увеличения сопротивления, что в конечном итоге приводит к потере аэродинамического качества.

Рисунок 16- Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки

Для уменьшения балансировочного сопротивления необходимо уменьшить потребный управляющий момент на оперении. Этого можно добиться уменьшением плеча силы Yа, на котором создается пикирующий момент: . То есть либо сместить ц.м. назад, либо ц.д. вперед.
7. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ФАКТОРОВ НА ВЗЛЕТНО-

Date: 2016-02-19; view: 790; Нарушение авторских прав