УСТОЙЧИВОСТЬ БОКОВОГО ДВИЖЕНИЯ

4.2.1. Характеристики устойчивости бокового движения

Статическая устойчивость бокового движения. Боковая статическая устойчивость самолета определяет равновесие моментов рыскания и крена. Поэтому принято рассматривать два вида боковой статической устойчи­вости: путевую (флюгерную) относительно оси ОУ и поперечную от­носительно оси ОХ. Под путевой статической устойчивостью самолета понимают его способность самостоятельно без участия пилота в управле­нии противодействовать изменению угла скольжения.

Пусть самолет находится в прямолинейном установившемся полете. Если в результате воздействия внешнего возмущения и изменения угла скольжения на величину Др появится аэродинамический момент Мур, направленный на сохранение исходного угла скольжения, то самолет обладает путевой статической устойчивостью. Запас путевой статической устойчивости самолета удобно определяется через положения координат центра масс самолета Хт и фокуса хрр по углу скольжения относительно размаха крыла.

Фокусом по углу скольжения называется точка Fp, расположенная в плоскости симметрии самолета, относительно которой моменты рыска­ния и крена остаются постоянными при малых изменениях угла скольжения (рис. 4.1). Положение фокуса xFp и центра масс самолета хт выражается в долях размаха крыла 1: ■

При изменении угла скольжения на Др в фокусе по углу скольжения Рр возникает приращение поперечной силы AZ, которое на плече xFp-xT _ создает момент АМур. Если центр масс самолета расположен впереди фокуса (xFp > хт), то момент ДМур < 0 будет стремиться развернуть самолет на устранение появившегося приращения угла скольжения Ар, т. е. самолет будет обладать путевой статической устойчивостью.

Если центр масс самолета находится позади фокуса (xFp < хт), то при увеличении угла скольжения (Ар > 0) на самолет будет действовать момент ДМ > 0, при уменьшении угла скольжения (Др < 0) — момент ДМ < 0.

В обоих случаях самолет стремится еще больше отклониться от исходного состояния равновесия по углу скольжения и не обладает путевой ста­тической устойчивостью.

Основной характеристикой путевой статической устойчивости является

— „ _ Р

степень путевой статической устойчивости по углу скольжения ту- част­ная производная коэффициента момента рыскания по углу скольжения.

Самолет обладает путевой статической устойчивостью, если xFp > хт

или ту < 0 (рис. 4.2). Следует помнить, что самолет, обладающий путевой статической устойчивостью, не стремится выдержать исходное направление полета, а лишь противодействует изменению угла скольжения и подобно флюгеру поворачивается по углу рыскания, самопроизвольно устраняя появившийся угол скольжения. При АР ф 0 боковая аэродинамическая сила Za искривляет траекторию, поворачивая вектор скорости центра масс относительно первоначального положения. Для возвращения самолета к исходному направлению полета требуется вмешательство пилота или автоматики.

Под поперечной статической устойчивостью самолета понимают его способность при возникновении скольжения крениться в сторону отстаю­щего полукрыла.

Пусть самолет находится в прямолинейном установившемся полете и в результате случайного возмущения появилось приращение угла крена Ау. Симметричность обтекания самолета воздушным потоком нарушится и самолет будет скользить на опущенное полукрыло с углом Др. Если при скольжении на правое полукрыло (Др > 0) возникает момент крена, стре­мящийся повернуть самолет в сторону левого полукрыла (АМхр < 0) и устранить образовавшееся приращение угла скольжения Др, то самолет обладает поперечной статической устойчивостью.

Если при скольжении на правое полукрыло (Др < 0) возникает момент крена, стремящийся и далее повернуть самолет в сторону правого полу­крыла (АМхр > 0) и увеличить прира­щение угла скольжения Др, то само­лет не обладает поперечной статичес­кой устойчивостью. Степень попереч­ной статической устойчивости по уг­лу скольжения т?-частиая произ­водная коэффициента момента крена по углу скольжения, является основ­ной характеристикой поперечной ста­тической устойчивости. Самолет об­ладает поперечной статической ус­тойчивостью, если mj} < 0. Изменение коэффициента тх от угла скольжения Р аналогично изменению коэффици­ента ту, показанного на рис. 4.2.

Наряду с устойчивостью по углу скольжения рассматривают также ус — Рис. 4.1. Схема сил, действующих на тойчивость по угловым скоростям самолет с учетом фокуса по углу рыскания и крена. Степень путевой скольжения статической устойчивости по скорос-

116

тирыскания myy-частная производ­ная коэффициента момента крена по скорости рыскания. Степень попереч­ной статической устойчивости по

скорости крена т„ — частная произ­водная коэффициента момента крена по скорости крена. Самолет обладает путевой и поперечной статической устойчивостью, если ШуУ < 0 и

т? < 0. .

Динамическая устойчивость боко­вого движения. Наличие путевой и по­перечной статической устойчивости еще не гарантирует возвращения са­молета к исходному режиму полета.

Теоретические и экспериментальные

исследования бокового короткопериодического движения самолета по углу скольжения показывают, что оно с достаточной точностью может быть описано затухающей синусоидой

Др(/) = Age V sin(v6t + .Фб), (4.20)

где h6-коэффициент демпфирования боковых короткопериодических колебаний; v6 — круговая частота боковых короткопериодических колебаний; фд-фазовый угол сдвига; а|-постоянная, определяемая из начального условия Др = Р° при I = 0.

Коэффициент демпфирования h6 и круговая частота колебаний v6, а также частота недемпфированных колебаний со6, определяемая выра­жением oje = + V! , являются характеристиками демпфирования са­

молета в боковом короткопериодическом движении.

Выражение (4.20) описывает колебательный затухающий процесс, аналогичный представленному на рис. 3.3 процессу изменения угла атаки.. С помощью (4.20) определяют основные характеристики динамической устойчивости самолета в боковом движении, по которым оценивают качество переходного процесса: период собственных боковых коротко­периодических колебаний Т6, время затухания t®aT, число короткопериоди­ческих колебаний до практически полного затухания Пзат:

Тв=3я/ув, &.-3/V (4.21)

Характеристики боковой устойчивости, за исключением времени за­тухания колебаний tfaT (не более 12 с для взлетно-посадочных режимов и не более 20 с для крейсерского режима), пока не нормируются, а получают только качественную оценку.