ОПРЕДЕЛЕНИЕ СТАТИЧЕСКИХ КОЭФФИЦИЕНТОВ. БОКОВОЙ УСТОЙЧИВОСТИ!

Теория боковой устойчивости самолета показывает, что основную роль при анализе боковой устойчивости играют в сочетании с другими параметрами следующие коэффициенты:

dm

производная коэффициента ту по р т*у = -~ (коэффици-
ент устойчивости пути) и производная коэффициента

(коэффициент поперечной устой-

Для определения этих коэффициентов в полете необходимо, как и в случае продольной устойчивости, найти непрерывный ряд установившихся режимов, близких к изучаемому режиму уста­новившегося прямолинейного полета с нулевым креном, завися­щих от одного параметра, причем параметры, определяющие продольное движение, не должны меняться. Такой ряд режимов могут дать установившиеся скольжения на заданной скорости с креном в обе стороны. При изучении боковой устой­чивости так и поступают: на заданной скорости полета производят

і Методика определения характеристик боковой устойчивости была раз­работана летчиком-испытателем инж. 10. К — Станкевичем (см. его работу «Получение характеристики боковой устойчивости в полете», Труды ЛИЙ № 1, 1941, БИТ НКАП).

по два-три скольжения в обе стороны. При этом измеряются углы отклонения элеронов 8Э и руля направления 8Н, угол скольжения В и угол крена у. По данным испытаний строятся величины 8Э и 0 по углу крена у. Типичный график этого рода приведен на фиг. 13. 16. За угол отклонения элеронов принят угол отклонения правого элерона.

Напишем уравнения равновесия на установившемся режиме:

ту = О, тх = О,

с2?оS V? = — G cos & sin 7 = — 2- cvl tg

Коэффициенты от, mx и сг являются функциями углов р, Зн и 8Э. Практически можно считать, что тх не зависит от £н, a сг не зависит от 8Э. Дифференцируя уравнения (13.32) в точке р = 0, получим

m*vd[i + тъ«йЬп + = О,

md$ + m°/do3 = О, c? d[i + c^doH= — cyxdу.

но отклонить органы управления, чтобы изме­нить угол крена на 1°.

Если необходимо получить все характеристики устойчивости, нужно приложить известные заранее моменты относительно соответствующих осей. Именно таким образом мы действовали при изучении продольной устойчивости, изменяя продольную центровку при помощи грузов, создающих извест­ные заранее моменты относительно поперечной оси. В случае моментов относительно продольной оси создать такие моменты очень легко; достаточно в крыло самолета заложить груз, создаю­щий относительно продольной оси момент М9 при таком положе­нии самолета, когда продольная ось горизонтальна. В этом случае уравнения равновесия в установившемся скольжении будут иметь вид

“ mx9,SV]l + Mg cos & cos 7 = 0, — Г m^SVy + Mg sin f = 0,

— czp0SV? + G cos & sin у = 0, где І—размах крыльев самолета.

Отсюда легко получить

2АГ.

—- %— sin t = — m0 sin y,

PoSVfl s

sin 7= — cyl tg-[,

где

Зная величины Mg, S, p0 и /, легко по этим формулам подсчитать значения mx, mv и сг, измерив 9, | и

На фиг. 13. 17 представлены балансировочные кривые 3Э=/(Р, mg), полученные на установившихся скольжениях при заданной скорости. Задавшись разными значениями 8Э, полу­чив из этой фигуры соответствующие значения р при разных mg и подсчитав значения тх по первой формуле (13. 35), полу­чим значения коэффициента тх в зависимости от р и 8Э. По­лученные таким образом значения тх представлены на фи­гуре 13. 18.

Имея такие зависимости, легко получить статический

дтх г’ •:-*!Рг4

коэффициент поперечной УСТОЙЧИВОСТИ и коэффици-

ар

5 дтх

ент эффективности элеронов т э = —-—. В нашем случае при

дЪэ

р = 0 имеем тп= —0,001, /п*э= —0,0028 (углы взяты в граду­сах).

Моменты относительно продольной оси получаются, таким об — разом, прикладыванием к самолету заранее известного момен­та Мд. Для получения моментов Шу относительно нормальной оси

тоже нужно создать заранее известный момент относительно этой оси. Простейшим методом создания такого момента может слу­жить изменение продольной центровки при помощи каких-нибудь грузов. В самом деле, пусть мы изменим продольную центровку
(хт0), равный baG cos & sin у (хт—хт0).

Метода обработки результатов полета мы здесь не приводим. Он изложен в упомянутой выше работе Ю. К. Станкевича.

Такой метод определения производных момента пути при по­мощи продольного смещения центра тяжести неудобен и нето­чен. При 8 = 0, т. е. в самой интересной точке, он не позволяет определить ни сами моменты, ни их производные; это и понятно, так как дополнительный момент щ получается в результате сме­щения центра тяжести только при причем момент тем

больше, чем больше В.

Чтобы получить добавочный момент ту, не равный нулю при 8 = 0, как это получалось для момента тх при смещении попе­речной центровки, ничего нельзя сделать при ПОМОЩИ грузов (хМО — ментов от сил веса); но такой момент можно создать при помощи аэродинамических сил; иначе говоря, необходимо создать асим­метрию формы; при этом добавочный момент должен быть строго известен.

Простейшим приспособлением для создания такого момента служат небольшие парашюты, укрепленные на конце крыла самолета; сила, действующая на парашют, измеряется специ­альным динамографом, а углы направления этой силы относи­тельно самолетных осей измеряются при помощи простейших угломеров, проще всего СОР’ов.

Изложенные методы определения статических коэффици­ентов боковой устойчивости и управляемости требуют боль­шого числа полетов и сложного оборудования. Поэтому обычно в практике летных испытаний ограничиваются простейшими испытаниями без измерения моментов и без замера угла сколь­жения, а измеряют только он, Вэ и у и вычисляют величины

— по которым судят о боковой устойчивости.

dtJ di di /