ТРЕБОВАНИЯ К ПОПЕРЕЧНОЙ СТАТИЧЕСКОЙ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА

Поперечная устойчивость самолета определяется величи­ной /и* < 0 и в значительной мере определяет его фактическую ус­тойчивость и характеристики управляемости по крену. Располага­емое (фактическое) значение т* определяется параметрами верти­кального оперения, стреловидностью % и углом фкр поперечного V крыла

т%=т$в. о Ь т£Кр — (14.21)

При этом с достаточной точностью

(14.22)

где Ув. о — плечо вертикального оперения вдоль связанной — оси OY, а a — угол атаки в радианах.

( дт*

Значение trtx кр определяется в зависимости от угла фкр и угла атаки а экспериментально или на основе аэродинамических расчетов для данной формы крыла в плане. Как правило, можно считать зависи­мость т£кр от а и фкр линейной (при данной стреловидности, суже­нии, удлинении и форме крыла в плане, см. гл. 10)

определяя экспериментально или расчетным путем для данной схемы крыла производные дтхкр/да и dmj|!Kp/dфкр.

Потребное значение т£треб определяется из условий поперечной устойчивости

т* Треб < 0 (14.24)

и отсутствия обратной реакции по крену (см. гл. 16).

он

«2трев<—(14.25)

т«1

( при ml < 0 и « — Js а > 0),

У mj1 L-b. о J

где Уа—плечо руля направления вдоль оси 0Y связанной системы. Сравнивая (14.25) и (14.21), находим [с учетом (14.22) и (14.23)1 допустимую область Лв. 0 (фкр) на расчетных режимах полета (определяющих угол атаки а и число М). По этой расчетной области выбирается фк^ и уточняется при необходимости допусти­мое значение Л„. о, найденное ранее по условиям путевой устойчи­вости. Заметим, что требуемое эффективное значение /л|Эфф может быть обеспечено не только аэродинамически, путем выбора Лв. 0, и Фкр, но и установкой на самолете автомата поперечной устойчивости. При этом условие собственной устойчивости пРх < 0 может не выпол­няться, однако предъявляются повышенные требования к эффек­тивности элеронов.

Поперечная управляемость самолета (управляемость по крену)

обеспечивается выбором плеча гв и площади SB элеронов и характе — • ризуется (см. гл. 10) значением установившейся угловой скорости крена

21/ т*э6„

*_зпред (14.26)

При этом коэффициент эффективности элеронов тх определяется их
плечом и площадью, а также схемой и параметрами крыла и под-
‘ дается определению обычными методами аэродинамического расчета,.

так же как значение /л** (см. гл. 10).

Рассчитав или определив экспериментально tnx ит**, можно^ найти потребные значения 3» и ^ по условию

аГви(5»1 г») ^ о)хтреів" — . ■(14.&7)

Значения ш«трвв нормируются для различных, классов самолетов. Найденные значения и і8 проверяются jno условиям балансировки

самолета при отказе двигателя.

Дополнительная литература

[141 с. 187—203, 459—472, 493—496, 503—506

Контрольные вопросы

1: Что такое центровка самолета, чем она характеризуется, как изменяется в полете?

— 2. Что такое нейтральная центровка?^ Почему точка нейтральности располо­жена позади фокуса самолета? Сохранится ли такое расположение для схемы «утка»?

3. Какие требования устойчивости и управляемости не будут удовлетворены, если центр масс будет впереди точки с координатой хт. п?. Позади точки хт, 3?

4. Почему на посадке устанавливают отрицательный угол фст?

5. Почему целесообразно в допустимой области выбирать возможно более зад­нюю центровку? ‘

6. Как повлияет возможность перекачки топлива в полете на требования к о и Ху?

7. Какие расчетные требования и условия полета определяют — выбор Л в. о?