Кожен літак працює дещо по-різному, тому що кожен по-своєму протистоїть або реагує на контрольний тиск. Наприклад, навчальний літак швидко реагує на програми керування, тоді як транспортний літак відчуває важке управління і повільніше реагує на контрольний тиск. Ці функції можуть бути сконструйовані в літак, щоб полегшити конкретне призначення літака, враховуючи певні вимоги до стабільності та маневрування. Наступне обговорення підсумовує важливіші аспекти стабільності, маневреності та керованості літака; як вони аналізуються; і їх зв’язок з різними умовами польоту.

4.5.1 Стабільність #

Стабільність – це властива літаку якість для виправлення умов, які можуть порушити його рівновагу, а також повернутися до або продовжити початкову траєкторію польоту. Це в першу чергу характеристика літака. Дороги та положення літака, які літають літаком, обмежені аеродинамічними характеристиками літака, його силовою системою та його структурною міцністю. Ці обмеження вказують на максимальну продуктивність і маневреність літака. Якщо літак повинен забезпечити максимальну корисність, він повинен безпечно керуватися в повному обсязі цих обмежень, не перевищуючи силу пілота або не вимагаючи виняткових льотних здібностей. Якщо літак повинен летіти прямо і стабільно вздовж будь-якої довільної траєкторії польоту, сили, що діють на нього, повинні перебувати в статичній рівновазі. Реакція будь-якого тіла при порушенні її рівноваги називається стабільністю. Два типи стабільності є статичним і динамічним.

4.5.2 Статична стабільність #

Статична стабільність відноситься до початкової тенденції або напрямку руху назад до рівноваги. В авіації це стосується початкової реакції літака, коли він порушується з даного AOA, SLIP або банку.

• Позитивна статична стабільність — початкова тенденція літака до повернення до початкового стану рівноваги після порушення [Рисунок 4-18]
• Нейтральна статична стабільність — початкова тенденція літака залишатися в новому стані після порушення його рівноваги [Малюнок 4-18]
• негативна статична стабільність — початкова тенденція літака відходити від початкового стану рівноваги після порушення [Рисунок 4-18]

4.5.3 Динамічна стабільність #

Статична стабільність була визначена як початкова тенденція до повернення до рівноваги, яку літак демонструє після порушеного стану підстригання. Іноді початкова тенденція відрізняється або протилежною від загальної тенденції, тому між ними слід розрізняти.

Динамічна стабільність відноситься до реакції літака з часом, коли вона порушується з даного AOA, ковзання або банку. Цей тип стабільності також має три підтипи: [Малюнок 4-19]

• Позитивна динамічна стабільність — з часом рух зміщеного об’єкта зменшується в амплітуді, і, оскільки він позитивний, зміщений об’єкт повертається до стану рівноваги.
• Нейтральна динамічна стабільність — після зміщення зміщений об’єкт не зменшується і не збільшується в амплітуді. Зношений автомобільний амортизатор виявляє цю тенденцію.
• Негативна динамічна стабільність — з часом рух зміщеного об’єкта збільшується і стає все більш розбіжним.

Стабільність в літаку суттєво впливає на дві сфери:

• Маневреність — якість літака, яка дозволяє легко маневрувати та витримувати навантаження, викликані маневрами. Він регулюється вагою, інертністю літака, розміром і розташуванням контролю польоту, міцністю конструкції та силовою установкою. Це також характеристика літака.
• керованість — здатність літака реагувати на контроль пілота, особливо щодо шляху польоту та ставлення. Це якість реакції літака на застосування контролю пілота при маневруванні літаком, незалежно від характеристик його стійкості.

4.5.4 Поздовжня стійкість (подача) #

При проектуванні літака багато зусиль витрачається на розвиток бажаного ступеня стабільності навколо всіх трьох осей. Але поздовжня стабільність навколо бічної осі вважається найбільш впливовою певними змінними в різних умовах польоту.

Поздовжня стабільність – це якість, яка робить літак стабільним навколо своєї бічної осі. Це включає рух подачі, коли ніс літака рухається вгору і вниз під час польоту. Поздовжньо нестабільний літак має тенденцію занурюватися або поступово підніматися в дуже крутий занурення, підйом або навіть ларьок. Таким чином, літак з поздовжньою нестабільності стає складним, а іноді й небезпечним для польоту.

Статична поздовжня стабільність або нестабільність у літака залежить від трьох факторів: розташування крила щодо розташування CG горизонтальних хвостових поверхонь по відношенню до площі CG або розміру хвостових поверхонь

При аналізі стабільності слід нагадати, що тіло, яке вільно обертається, завжди обертається навколо свого CG.

Для отримання статичної поздовжньої стійкості відношення моментів крила і хвоста має бути таким, щоб, якщо моменти спочатку збалансовані, а літак раптово піднявся, моменти крила і моменти хвоста змінюються так, що сума їх сил забезпечує незбалансований, але відновлюючий момент, в якому повернути, знову опустити ніс. Аналогічно, якщо літак опустився вниз, зміна моментів повертає ніс назад.

CL у більшості асиметричних аеродинамічних стегон має тенденцію змінювати своє переднє і кормове положення зі зміною AOA. CL має тенденцію рухатися вперед зі збільшенням AOA і рухатися на кормі зі зменшенням AOA. Це означає, що коли AOA аеродинамічного профілю збільшується, CL, рухаючись вперед, має тенденцію ще більше піднімати передній край крила. Ця тенденція надає крилу властивість нестабільності. (Примітка: CL також відомий як центр тиску (CP).)

На малюнку 4-20 показаний літак у прямому та рівнів польоту. Лінія CG-CL-T представляє поздовжню вісь літака від CG до точки T на горизонтальному стабілізаторі.

Більшість літаків розроблені таким чином, що CL крила знаходиться в задній частині CG. Це робить літак «важким» і вимагає, щоб на горизонтальному стабілізаторі була невелика сила вниз, щоб збалансувати літак і утримувати ніс від постійного ступу вниз. Компенсація за цю тяжкість носа забезпечується встановленням горизонтального стабілізатора на невеликому негативному AOA. Створена таким чином сила вниз утримує хвіст вниз, урівноважуючи «важкий» ніс. Ніби лінія CG-CL-T була важелем з силою вгору в CL і двома силами вниз, що балансують одна з одною, одна сила в точці CG, а інша, набагато менша сила, в точці T (тиск повітря вниз на стабілізатор). Щоб краще уявити цей принцип фізики: якби залізний брус був підвішений у точці CL, з великою вагою, що висить на ньому на CG, у точці T знадобився б тиск вниз, щоб утримувати «важіль» у рівновазі.

Незважаючи на те, що горизонтальний стабілізатор може бути рівним, коли літак перебуває в рівній польоті, з крил відбувається промивання повітря. Це промивання нижнього кута вдаряється по верхній частині стабілізатора і створює тиск вниз, якого на певній швидкості достатньо, щоб збалансувати «важіль». Чим швидше літає літак, тим більше це промивання вниз і тим більша сила вниз на горизонтальному стабілізаторі (крім T-хвостів). [Малюнок 4-21] У літаках з горизонтальними стабілізаторами з фіксованим положенням виробник літака встановлює стабілізатор під кутом, який забезпечує найкращу стабільність (або баланс) під час польоту при проектній швидкості та налаштуванні потужності.

Якщо швидкість літака зменшується, швидкість повітряного потоку над крилом зменшується. В результаті цього зменшення потоку повітря над крилом зменшується нижня промивка, викликаючи меншу силу вниз на горизонтальному стабілізаторі. У свою чергу, характерна тяжкість носа підкреслюється, що змушує ніс літака більше спускатися вниз. [Малюнок 4-22] Це ставить літак у ніс-низьке положення, зменшуючи AOA і опір крила, а також дозволяючи збільшувати швидкість повітря. У міру того, як літак продовжує в носовому положенні, і його швидкість збільшується,

Сила вниз на горизонтальному стабілізаторі знову збільшується. Отже, хвіст знову зсувається вниз, і ніс піднімається в лазіння.

Оскільки цей підйом продовжується, повітряна швидкість знову зменшується, через що сила вниз на хвіст зменшується, поки ніс знову не опускається. Оскільки літак динамічно стабільний, ніс цього разу не опускається так далеко, як це було раніше. Літак набуває достатньої швидкості в цьому більш поступовому зануренні, щоб почати його ще один підйом, але підйом не такий крутий, як попередній.

Після кількох з цих зменшувальних коливань, при яких ніс по черзі піднімається і опускається, літак нарешті опускається до швидкості, з якою сила вниз на хвіст точно протидіє тенденції літака до пірнання. Коли ця умова досягнута, літак знову перебуває в збалансованому польоті і продовжує стабілізований політ, доки це положення та швидкість повітря не змінюються.

Подібний ефект відзначається при закритті дросельної заслінки. Промивання крил низу зменшується, а сили при Т на малюнку 4-20 недостатньо, щоб утримувати горизонтальний стабілізатор вниз. Здається, ніби сила при Т на важіль дозволила силі тяжіння тягнути ніс вниз. Це бажана характеристика, оскільки літак за своєю суттю намагається відновити повітряну швидкість і відновити належний баланс.

Потужність або тяга також можуть мати дестабілізуючий ефект, оскільки збільшення потужності може призвести до підйому носа. Авіаційний конструктор може компенсувати це, встановивши «лінію високої тяги», в якій лінія тяги проходить над CG. [Малюнки 4-23 і 4-24] У цьому випадку, коли потужність або тяга збільшується, створюється момент, щоб протидіяти пуху

навантаження на хвіст. З іншого боку, дуже «низька лінія тяги» має тенденцію додавати ефект горизонтальної хвостової поверхні.

Висновок: з CG вперед від CL і з аеродинамічною силою опускання хвоста, літак зазвичай намагається повернутися до безпечного польоту.

Нижче наведено просту демонстрацію поздовжньої стійкості. Обріжте літак для керування «Hands Off» під час польоту на рівні. Потім на мить злегка поштовхніть органам управління вниз. Якщо протягом короткого періоду ніс піднімається у вихідне положення, а потім зупиняється, літак статично стабільний. Зазвичай ніс проходить початкове положення (положення рівня), і слідує серія коливань повільних подач. Якщо коливання поступово припиняються, літак має позитивну стійкість; Якщо вони тривають нерівномірно, літак має нейтральну стійкість; Якщо вони збільшуються, літак нестабільний.

4.5.5 Бічна стабільність (прокат) #

Стабільність навколо поздовжньої осі літака, яка простягається від носа літака до його хвоста, називається бічною стійкістю. Це допомагає стабілізувати бічний або «ефект кочення», коли одне крило стає нижчим за крило на протилежній стороні літака. Існують чотири основні конструктивні фактори, які роблять літак стабільним збоку: двогранний, розмах, ефект кіля та розподіл ваги.

Двогранна процедура Найпоширеніша процедура для створення бічної стійкості полягає в побудові крил під кутом від одного до трьох градусів вище перпендикулярно поздовжній осі. Крила з обох боків літака з’єднуються з фюзеляжем, утворюючи невеликий V або кут, який називається «Двогранний». Величина двогранника вимірюється кутом, який робить кожне крило над лінією, паралельною бічній осі.

двогранний включає баланс підйому, створеного AOA крил, з кожного боку поздовжньої осі літака. Якщо миттєвий порив вітру змушує одне крило підніматися, а інше — опускатися, літак брениться. Коли літак опиняється без повороту, виникає тенденція до ковзання або ковзання вниз до опущеного крила. [Малюнок 4-25] Оскільки крила мають двогранну форму, повітря вражає нижнє крило з набагато більшим AOA, ніж вище крило. Збільшений AOA на нижньому крилі створює більшу підйомну силу, ніж у вищому крилі. Збільшення підйому призводить до того, що нижній крило починає підніматися вгору. Коли крила наближаються до рівня рівня, AOA на обох крилах знову рівні, що спричиняє спадання тенденції кочення. Ефект двогранника полягає в тому, щоб викликати тенденцію до кочування, щоб повернути літак до збалансованого збоку стану польоту, коли відбувається бічне ковзання.

Відновлювальна сила може перемістити низьке крило вгору занадто далеко, так що протилежне крило тепер опускається вниз. Якщо так, процес повторюється, зменшуючи з кожним бічним коливанням, поки нарешті не буде досягнуто балансу для польоту на рівні крил.

І навпаки, надмірний двогранник негативно впливає на бічні маневрові якості. Літак може бути настільки стабільним збоку, що він протистоїть навмисному руху. З цієї причини літаки, які вимагають швидкого крену або банківських характеристик, зазвичай мають меншу двогранну, ніж ті, що призначені для меншої маневреності.

Sweepback Sweepback є доповненням до двогранника, яке збільшує підйомну силу, яка створюється, коли крило опускається з положення рівня. Крило, в якому передня кромка нахиляється назад. Коли збурення призводить до того, що літак з розгорткою ковзає або скидає крило, низьке крило представляє свою передню кромку під кутом, перпендикулярним відносному потоку повітря. В результаті низьке крило набуває більше підйому, піднімається, і літак відновлюється до початкового положення польоту.

Sweepback також сприяє стабільності спрямованості. Коли турбулентність або застосування керма змушує літак відсікнути вбік, праве крило має довший передній край, перпендикулярний відносному повітряному потоку. Повітряна швидкість правого крила збільшується, і воно набуває більше опору, ніж ліве. Додаткове опору на правому крилі відтягує його назад, повертаючи літак назад до початкового шляху.

Кільовий ефект і розподіл ваги Літак завжди має тенденцію перетворювати поздовжню вісь літака у відносний вітер. Ця тенденція «погода» подібна до кіля корабля і справляє стійкий вплив на літак збоку навколо поздовжньої осі. Коли літак порушений і одне крило опускається, вага фюзеляжу діє як маятник, який повертає літак до його початкового положення.

Літак, стабільний збоку, сконструйовані таким чином, щоб більша частина площі кіля була над і позаду CG. [Малюнок 4-26] Таким чином, коли літак ковзає вбік, комбінація ваги літака та тиску повітряного потоку проти верхньої частини області кіля (обидва, що діють навколо CG), має тенденцію повертати літак до польоту на рівні крил.

4.5.6 Вертикальна стабільність (вмикання) #

Стабільність навколо вертикальної осі літака (момент убік) називається стабільністю відсікання або спрямованістю. Стабільність відставання або спрямованість є найбільш легко досягнутою стабільністю в проектуванні літака. Площа вертикального плавника та сторони фюзеляжу в кормі CG є основними вкладниками, які змушують літак діяти як добре відомий флюгер або стрілка, спрямовуючи свій ніс на відносний вітер.

Досліджуючи флюгер, можна побачити, що якби точно така ж кількість поверхні була піддана впливу вітру перед точкою повороту, як і позаду неї, сили перед і кормою були б у рівновазі, і було б мало або зовсім не було б спрямованого руху. Отже, необхідно мати більшу поверхню в кормі точки опори, ніж вперед.

Аналогічно, авіаконструктор повинен забезпечити позитивну стійкість спрямованості, зробивши бічну поверхню більшою за корм, ніж попереду CG. [Малюнок 4-27] Щоб забезпечити додаткову позитивну стабільність до того, що забезпечується фюзеляжем, додається вертикальний плавник. Плав діє, як перо, на стрілі, підтримуючи прямий політ. Як і флюгер і стрілка, чим далі в кормі розміщений цей плавник і чим більший його розмір, тим більша стійкість літака.

Якщо літак летить по прямій лінії, а порив повітря вбік надає літаку невелике обертання навколо його вертикальної осі (тобто праворуч), рух уповільнюється і зупиняється плавником, оскільки, поки літак обертається вправо, повітря б’є по лівій стороні плавця. кут. Це викликає тиск на ліву сторону плавника, який протистоїть повороту повороту і уповільнює рискання літака. При цьому це

Діє дещо як флюгер, перетворюючи літак на відносний вітер. Початкова зміна напрямку польоту літака, як правило, трохи відстає від зміни його курсу. Тому, після невеликого позіхання літака праворуч, є короткий момент, коли літак все ще рухається по початковому шляху, але його поздовжня вісь спрямована трохи вправо.

Потім літак на мить ковзає вбік, і в цей момент (оскільки передбачається, що, хоча рух потягування припинився, надлишковий тиск на лівій стороні плавця все ще зберігається), обов’язково існує тенденція до часткового повернення літака назад. Тобто існує миттєва тенденція до відновлення, викликана плавником.

Ця тенденція до відновлення відносно повільно розвивається і припиняється, коли літак припиняє ковзання. Коли він припиняється, літак летить у напрямку, дещо відмінному від початкового. Іншими словами, він не повернеться за власним бажанням до оригінального заголовка; Пілот повинен відновити початковий курс.

Незначне покращення стабільності спрямованості можна отримати за допомогою розгортки. Розгортка включена в конструкцію крила в першу чергу для затримки початку стисливості під час високошвидкісного польоту. У більш легких і повільних літаках Sweepback допомагає локалізувати центр тиску в правильному зв’язку з CG. Поздовжньо стійкий літак будується з центром тиску в кормі CG.

Через структурні причини авіаконструктори іноді не можуть прикріпити крила до фюзеляжу в точній бажаній точці. Якби їм довелося встановлювати крила занадто далеко вперед і під прямим кутом до фюзеляжу, центр тиску був би недостатньо далеко до задньої частини, щоб забезпечити бажану поздовжню стійкість. Однак, вбудовуючи розгортку в крила, дизайнери можуть переміщати центр тиску взад. Кількість розгортки та положення крил потім помістіть центр тиску в правильному місці.

Внесок крила в статичну спрямованість зазвичай невеликий. Підмітне крило забезпечує стабільний внесок залежно від величини розгортки, але внесок відносно невеликий у порівнянні з іншими компонентами.

4.5.7 Вільні спрямовані коливання (голландський рулон) #

Голландський рулон – це поєднане бічне/спрямоване коливання, яке зазвичай динамічно стабільне, але є небезпечним у літаку через коливальний характер. Демпфування коливального режиму може бути слабким або сильним залежно від властивостей конкретного літака.

Якщо у літака опущене праве крило, позитивний кут ковзання бічного ковзання виправляє крило збоку, перш ніж ніс вирівняється з відносним вітром. Оскільки крило виправляє положення, може виникнути бічне спрямоване коливання, що призводить до того, що ніс літака робить вісімку на горизонті в результаті двох коливань (рука і рискання), які, хоча і мають приблизно однакову величину, виходять один з одним не в фазі.

У більшості сучасних літаків, за винятком високошвидкісних конструкцій крильця, ці вільні коливання зазвичай вимирають автоматично за кілька циклів, якщо повітря не продовжує бути поривчастим або турбулентним. Ті літаки з постійними голландськими тенденціями до перекидання зазвичай оснащені стабілізованими амортизаторами риски. Виробники намагаються досягти середини між занадто великою і занадто малою стійкістю спрямованості. Оскільки для літака більш бажано мати «спіральну нестабільність», ніж голландські тенденції, більшість літаків розроблені з цією характеристикою.

4.5.8 Спіральна нестабільність #

Спіральна нестабільність існує, коли статична спрямована стабільність літака дуже сильна в порівнянні з ефектом його двогранника на підтримку бічної рівноваги. Коли бічна рівновага літака порушена поривом повітря і вводиться бічне ковзання, сильна спрямованість має тенденцію віддирати ніс до результуючого відносного вітру, тоді як порівняно слабкі двогранні відставання відновлюють бічну рівновагу. Завдяки цьому рискання крило на зовнішній стороні поворотного моменту рухається вперед швидше, ніж внутрішнє крило, і, як наслідок, його підйом стає більшим. Це створює тенденцію до надбанку, яка, якщо її не виправити пілотом, призводить до того, що кут нахилу стає все крутішим і крутішим. У той же час сильна спрямована стабільність, яка відрізає літак до відносного вітру, насправді змушує ніс до нижчого кроку. Починається повільна низхідна спіраль, яка, якщо не протидіяти пілоту, поступово збільшується до крутого спірального занурення. Зазвичай швидкість розбіжності в спіральному русі настільки поступова, що пілот може контролювати тенденцію без будь-яких труднощів.

Ця характеристика певною мірою впливає на всі літаки, хоча вони можуть бути стабільними за всіма іншими нормальними параметрами. Ця тенденція пояснює, чому літак не можна відвезти «руки» на невизначений термін.

Багато досліджень було проведено з розробки пристроїв керування (вирівнювача крила), щоб виправити або усунути цю нестабільність. Пілот повинен бути обережним у застосуванні контролю відновлення на просунутих стадіях цього спірального стану, інакше на конструкцію можуть бути накладені надмірні навантаження. Неправильне відновлення після нестабільності спіралі, що призводить до польотів, ймовірно, спричинило більше смертельних випадків у літаках загальної авіації, ніж будь-який інший фактор. Оскільки повітряна швидкість в спіралі швидко наростає, застосування сили заднього ліфта, щоб зменшити цю швидкість і підтягнути ніс, лише «затягує поворот», збільшуючи коефіцієнт навантаження. Результатом тривалої неконтрольованої спіралі є руйнування конструкції в польоті або врізання в землю, або обидва. Найпоширенішими причинами для пілотів, які потрапляють у цю ситуацію, є: втрата посилання на горизонт, нездатність керувати літаком за посиланням на інструменти або комбінація обох.