СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ

Если силы Y И G не лежат на одной прямой, то появляется пара сил, которая создает продольный момент Mt (момент тангажа). За положительный момент относительно центра масс принимается такой момент, который поднимает нос летательного аппарата. Его еще называют кабрнрующнм. Момент, опускающий нос, называют пикирующим.

М2>0

Рассмотрим теперь изменение продольного момента при изме­нении угла атакн. Примем, что подвеска жестко связана с крылом, и при изменеиенин угла атаки положение центра масс неизменно. Положение равнодействующей аэродинамических сил определяется распределением давления по поверхности крыла и зависит сущест­венно от угла атаки. При увеличении угла атаки равнодействующая

смещается назад, вследствии чего появляется отрицательный про­дольный момент. При уменьшении угла атаки момент становится положительным. На угле атаке» где равнодействующая находится на одной линии с центром масс» момент равен нулю.

Обычно используется коэффициент момента тангажа, который равен:

тг — 2 • М, / (р • У2 * S * АаА

где да — средняя аэродинамическая хорда крыла.

Если дельтаплан поместить в аэродинамическую трубу, то мож­но измерить аэродинамические силы и моменты при изменении угла атаки. Например, на рис. 1.2-1 представлены зависимости Суа, Сха, niz( a полученные при испытании дельтаплана С-5 фирмы Ан в аэродинамической трубе.

Рис. I 2-І. Коэффициенты аэродинамических сил и моментов дельтаплана С-5

Если мы будем изменять положение центра масс, относительно которого рассматривается момент тангажа, то этот момент будет изменяться, а остальные характеристики останутся без изменения.

Пусть аппарат для некоторого положения центра масс (следо­вательно, положений ручки управления) имеет зависимость т*(а) — кривая 1. Если пилот отклонит ручку управления «от себя», то центр масс сместится назад на Д*т. Относительно нового положения центра масс появится приращение продольного момента, определя­емое по формуле:

Д т* " Д Хг* Су t

ще Хг “ *т / Ла­новому положению центра масс соответствует кривей 2.

Статическая устойчивость дельтаплана

Мы выяснили, что необходимое условие установившегося пря­молинейного полета есть т* “ 0 и У «■ G, т. е. аппарат может совершать полет на угле атаки а. Этому углу атаки соответствует значение Cyniy а скорость полета определится по формуле:

V " V2 * т/р * Cyat* S.

Предположим, что под действием какого-либо внешнего воз действия, скажем, порыва ветра, угол атаки увеличится до а*. В этом случае на летательиый аппарат начнет действовать отрицател’ ный продольный момент тг2» направленный на уменьшение угл

атаки, под действием которого аппарат начнет опускать нос.

Движение будет происходить до тех пор, пока действует этот мо­мент, т. е. до исходного угла ата­ки а/.

При уменьшении угла атаки бу­дет действовать положительный момент, возвращающий аппарат в исходное положение. Летатель — йый аппарат с такой характери­стикой продольного момента на­зывается устойчивым. Момент, направленный на восстановление ис­ходного режима полета, будем называть стабилизирующим.

Рассмотрим иную характеристику продольного момента.

Пусть угол атаки увеличился под действием внешнего возму­щения до а2.В этом случае появился положительный момент ґкаб — рирующий), который направлен иа дальнейшее увеличение угла атаки. Летательный аппарат с такой характеристикой будет не­устойчивым.

Таким образом, летатель­ный аппарат считается статиче­ски устойчивым, если при откло­нении от исходного режима по­лета возникают силы и моменты, направленные иа возвращение в исходный режим полета.

Кроме статической устой­чивости рассматривается еще и динамическая устойчивость. В этом случае исследуется процесс возвращения аппарата в исходное состояние во времени.

Сравнивая зависимости nufaj, можем заметить, что у статиче­ски устойчивого аппарата все касательные к этой зависимости со­ставляют отрицательный угол с осью ОХа, я это характеризуется

„ dntx а п чг

знаком производной — пи > О. У неустойчивого аппарата

пи > 0.

и

Управляемость — это способность летательного аппарата изм нять режим полета при управляющем воздействии. Управляем’ также делится на статическую и динамическую.

В первом приближении статическая управляемость дельтапла­на — это способность создавать уп­равляющий момент, а динамиче­ская — это быстрота реакции аппа­рата на управляющее воздействие, или, как говорят пилоты, способ­ность аппарата «ходить за ручкой».

Как мы уже выяснили, уста­новившийся полет происходит при условии, когда сумма всех сил и мометов равна нулю. Для создания управляющего момента необходимо создать пару сил. Для этого пилот отклоняет ручку управления.

Силы Ya и G уже не лежат на одной прямой и создают пару сил, которая начинает вращать аппарат. Управляющий момент оп­ределится по формуле:

Mzyrtp “Уд * hy,

или, если перейдем к коэффициентам,

тгупр “ Суа * hy»

где hy •“ Л v / Ьа-

Дальнейшее движение летательного аппарата рассмотрим с по­мощью рисунка. Здесь представлены зависимости Суа, для

летательного аппарата с зафиксированной ручкой управления.

Кривая 1 соответствует исходному положению центра масс аппарата, сбалансированного на а/.При отклонении ручки управле­ния «на себя» положение центра масс относительно крыла изменит­ся, в частности, сдвинется вперед, и новому положению центра масс будет соответствовать кривая 2. Так как угол атаки мгновенно не изменится, то у дельтаплана на а/ появится управляющий момент mzi на пикирование, который стремится уменьшить угол атаки.

1 — заднее положение (ручка отдана «от себя»);

2 — переднее положение (ручка взята «на себя»)

По мере уменьшения угла атаки управляющий момент умень шитсй и при а *• аг станет равным нулю, и летательный аппарат займет новое положение. При этом Суд уменьшится, станет равным СУ2, й, следовательно, в новом устойчивом состоянии дельтаплан будет иметь большую скорость.

При отклонении «от себя» ручки управления центр масс сдви­нется назад, появится момент на кабрирование, и дельтаплан уве­личит угол атаки, уменьшив скорость. Таким способом происходит управление дельтаплана по тангажу.