Руководство пилота по аэронавтике » Глава 4. Аэродинамика полета » Особенности конструкции самолета

Особенности конструкции самолета

Aircraft Design Characteristics

Реакция различных самолетов на управляющее воздействие различно. Например, учебный самолет быстро отвечает на управляющее действие пилота, в то время как транспортный самолет тяжел и на управляющие воздействия реагирует медленнее. Эти особенности могут быть предусмотрены при разработке самолета под конкретную цель использования чтобы заложить определенные требования к устойчивости и управляемости самолета. Этот подраздел объединяет наиболее важные аспекты таких качеств самолета как устойчивости, маневренности и управляемости; их анализ; и их взаимосвязь с различными условиями полета.

Each aircraft handles somewhat differently because each resists or responds to control pressures in its own way. For example, a training aircraft is quick to respond to control applications, while a transport aircraft feels heavy on the controls and responds to control pressures more slowly. These features can be designed into an aircraft to facilitate the particular purpose of the aircraft by considering certain stability and maneuvering requirements. The following discussion summarizes the more important aspects of an aircraft’s stability, maneuverability and controllability qualities; how they are analyzed; and their relationship to various flight conditions.

Устойчивость

Stability

Устойчивость — неотъемлемое качество самолета, нивелирующее условия, которые нарушают равновесие самолета и возвращающее или сохраняющее самолет на его начальной траектории. Это прежде всего конструктивная характеристика самолета. Траектория движения и положение самолета ограничены его аэродинамическими особенностями, силовой установкой и прочностью его корпуса. Эти ограничения показывают максимальную производительность и маневренность самолета. Если самолет должен обеспечить максимальную производительность, он должно быть хорошо управляем во всем диапазоне этих ограничений не требуя от пилота особых умений или исключительных способностей пилотирования. Если самолет должен лететь равномерно и устойчиво вдоль выбранной траектории, то силы, действующие на него, должны быть в статическом равновесии. Реакция любого тела на нарушение его равновесия, описывается его устойчивостью. Существует два типа устойчивости: статическая и динамическая.

Stability is the inherent quality of an aircraft to correct for conditions that may disturb its equilibrium, and to return to or to continue on the original flightpath. It is primarily an aircraft design characteristic. The flightpaths and attitudes an aircraft flies are limited by the aerodynamic characteristics of the aircraft, its propulsion system, and its structural strength. These limitations indicate the maximum performance and maneuverability of the aircraft. If the aircraft is to provide maximum utility, it must be safely controllable to the full extent of these limits without exceeding the pilot’s strength or requiring exceptional flying ability. If an aircraft is to fly straight and steady along any arbitrary flightpath, the forces acting on it must be in static equilibrium. The reaction of any body when its equilibrium is disturbed is referred to as stability. The two types of stability are static and dynamic.

Статическая устойчивость

Static stability

Статическая устойчивость показывает первоначальное стремление или направление движения назад к положению равновесия. В авиации это относится к первой реакции самолета когда нарушено его текущее положение будь то изменение УА, снос или крен.

  • Положительная статическая устойчивость — начальная тенденция самолета возвращаться к исходному состоянию равновесия, которое было нарушено [рисунок 4-18]
  • Нейтральная статическая устойчивость — начальная тенденция самолета остаться в новом состоянии после того, как равновесие было нарушено [рисунок 4-18]
  • Отрицательная статическая устойчивость — начальная тенденция самолета продолжать выходить из состояния равновесия, когда оно было нарушено. [рисунок 4-18]

Static stability refers to the initial tendency, or direction of movement, back to equilibrium. In aviation, it refers to the aircraft’s initial response when disturbed from a given AOA, slip, or bank.

  • Positive static stability — the initial tendency of the aircraft to return to the original state of equilibrium after being disturbed [Figure 4-18]
  • Neutral static stability — the initial tendency of the aircraft to remain in a new condition after its equilibrium has been disturbed [Figure 4-18]
  • Negative static stability — the initial tendency of the aircraft to continue away from the original state of equilibrium after being disturbed [Figure 4-18]

Угол поперечного V крыла

Dihedral

Наиболее распространенная способ создать поперечную устойчивость, это сконструировать крылья таким образом, чтобы они образовывали угол с перпендикуляром к продольной оси от одного до трех градусов. Крылья соединяясь с фюзеляжем по обе стороны образуют V-образную фигуру, или угол, называемый «угол поперечного V крыла». Величина поперечного V задается углом, на который крыло выше линии параллельной боковой оси.

Угол поперечного V крыла создает балансировочную подъемную силу на крыле с каждой стороны продольной оси самолета. Если возникает резкий порыв ветра, заставляющий одно крыло подняться, а другое опуститься, то самолет начинает крениться. Когда самолет кренится без поворота, он начинает скользить на опущенное крыло. [Рисунок 4-25], Но крыло имеет угол V, являющийся углом атаки к набегающему потоку со стороны скольжения, и этот угол атаки больше у опущенного крыла.

Больший угол атаки на нижнем крыле создает большую подъемную силу на опущенном крыле, чем на поднятом. Увеличенная подъемная сила заставляет нижнее опущенное крыло подняться. Как только крылья вновь окажутся в горизонтальном положении, УА на них станет одинаковый, что приведет к убыванию тенденции к вращению самолета. Суть угла поперечного V крыла состоит в том, чтобы создавать восстанавливающий вращающий момент при боковом крене.

Восстанавливающий момент может чрезмерно сильно поднять опущенное крыло, и при этом противоположное крыло опуститься. Если это произошло, то процесс восстановления повторится, убывая с каждым колебанием, вплоть до тех пор, пока самолет окончательно не уравновесится в горизонтальном полете.

Рисунок 4-25. Угол V крыла для обеспечения поперечной устойчивости.

Однако слишком большой угол V имеет негативное влияние на боковую маневренность самолета. Самолет может оказаться столь сильно поперечно устойчивым, что он будет сопротивляется намеренному крену. По этой причине, более маневренные самолеты, требующие быстрого кренения обычно имеют меньший угол V чем самолеты не требующие большой маневренности.

The most common procedure for producing lateral stability is to build the wings with an angle of one to three degrees above perpendicular to the longitudinal axis. The wings on either side of the aircraft join the fuselage to form a slight V or angle called “dihedral.” The amount of dihedral is measured by the angle made by each wing above a line parallel to the lateral axis.

Dihedral involves a balance of lift created by the wings’ AOA on each side of the aircraft’s longitudinal axis. If a momentary gust of wind forces one wing to rise and the other to lower, the aircraft banks. When the aircraft is banked without turning, the tendency to sideslip or slide downward toward the lowered wing occurs. [Figure 4-25] Since the wings have dihedral, the air strikes the lower wing at a much greater AOA than the higher wing. The increased AOA on the lower wing creates more lift than the higher wing. Increased lift causes the lower wing to begin to rise upward. As the wings approach the level position, the AOA on both wings once again are equal, causing the rolling tendency to subside. The effect of dihedral is to produce a rolling tendency to return the aircraft to a laterally balanced flight condition when a sideslip occurs.

The restoring force may move the low wing up too far, so that the opposite wing now goes down. If so, the process is repeated, decreasing with each lateral oscillation until a balance for wings-level flight is finally reached.

Figure 4-25. Dihedral for lateral stability.

Conversely, excessive dihedral has an adverse effect on lateral maneuvering qualities. The aircraft may be so stable laterally that it resists an intentional rolling motion. For this reason, aircraft that require fast roll or banking characteristics usually have less dihedral than those designed for less maneuverability.

Динамическая устойчивость

Dynamic Stability

Статическая устойчивость была определена как начальное стремление возвращаться к равновесию, которое самолет проявляет будучи выведенным из состояния равновесия. Иногда, начальная тенденция отличается или и вовсе противоположна общей тенденции возвращения к состоянию равновесия с течением времени, и поэтому необходимо различать эти два понятия.

Динамическая устойчивость определяется как реакция самолета на изменение текущих установок угла атаки, сноса или крена с течением времени. У этого типа устойчивости также есть три подтипа: [Рисунок 4-19]

  • Положительная динамическая устойчивость — со временем амплитуда движения перемещенного объекта уменьшается, и, так как устойчивость положительна, объект возвращается к состоянию равновесия.
  • Нейтральная динамическая устойчивость — однажды выведенный из равновесия объект ни увеличивает ни уменьшает амплитуды движения. Такой тип устойчивости проявляет износившийся автомобильный амортизатор.
  • Отрицательная динамическая устойчивость — в течение времени амплитуда движения перемещенного объекта увеличивается и становится более расходящейся.

Устойчивость самолета затрагивает два важных понятия:

  • Маневренность — качество самолета, показывающее насколько легко самолет может маневрировать и как он переносит нагрузки возникающие при маневрах. Маневренность зависит от веса самолета, его инерции, размера и расположения средств управления полетом, жесткости рамы и от двигателей. Маневренность есть особенность конструкции самолета.
  • Управляемость — способность самолета должным образом реагировать на отклонение летчиком рулей управления. Это качество самолета в виде реагирования на действия пилота при маневрировании вне зависимости от качеств устойчивости.

Рисунок 4-18. Типы статической устойчивости.

Рисунок 4-19. Сходящаяся и расходящаяся амплитуда движения.

Static stability has been defined as the initial tendency to return to equilibrium that the aircraft displays after being disturbed from its trimmed condition. Occasionally, the initial tendency is different or opposite from the overall tendency, so a distinction must be made between the two.

Dynamic stability refers to the aircraft response over time when disturbed from a given AOA, slip, or bank. This type of stability also has three subtypes: [Figure 4-19]

  • Positive dynamic stability—over time, the motion of the displaced object decreases in amplitude and, because it is positive, the object displaced returns toward the equilibrium state.
  • Neutral dynamic stability—once displaced, the displaced object neither decreases nor increases in amplitude. A worn automobile shock absorber exhibits this tendency.
  • Negative dynamic stability—over time, the motion of the displaced object increases and becomes more divergent.

Stability in an aircraft affects two areas significantly:

  • Maneuverability—the quality of an aircraft that permits it to be maneuvered easily and to withstand the stresses imposed by maneuvers. It is governed by the aircraft’s weight, inertia, size and location of flight controls, structural strength, and powerplant. It too is an aircraft design characteristic.
  • Controllability—the capability of an aircraft to respond to the pilot’s control, especially with regard to flightpath and attitude. It is the quality of the aircraft’s response to the pilot’s control application when maneuvering the aircraft, regardless of its stability characteristics.

Figure 4-18. Types of static stability.

Figure 4-19. Damped versus undamped stability.

Стерловидность крыла

Sweepback

Стреловидность крыла — дополнительный способ увеличения подъемной силы, производимой при уходе крыла с горизонтального положения. Стреловидное крыло — такое крыло у которого передний край скошен назад. Когда самолет со стреловидными крыльями начинает скользить на крыло или возникает завал на крыло, то относительный поток воздуха сталкивается с передней кромкой опущенного крыла под перпендикулярным углом. В результате на опущенном крыле создается большая подъемной силы, и самолет возвращается к своему начальному положению.

Стреловидность также способствует курсовой устойчивости. Когда турбулентность или применение руля направления заставляет самолет отклоняться от курса в сторону, правое крыло представляет более длинный передовой перпендикуляр относительному потоку воздуха. Скорость полета правого крыла увеличивается, и на нем возникает большее лобовое сопротивление, чем у левого крыла. Дополнительное сопротивление правого правого крыла тормозит его, поворачивая самолет назад к исходной траектории движения.

Sweepback is an addition to the dihedral that increases the lift created when a wing drops from the level position. A sweptback wing is one in which the leading edge slopes backward. When a disturbance causes an aircraft with sweepback to slip or drop a wing, the low wing presents its leading edge at an angle that is perpendicular to the relative airflow. As a result, the low wing acquires more lift, rises, and the aircraft is restored to its original flight attitude.

Sweepback also contributes to directional stability. When turbulence or rudder application causes the aircraft to yaw to one side, the right wing presents a longer leading edge perpendicular to the relative airflow. The airspeed of the right wing increases and it acquires more drag than the left wing. The additional drag on the right wing pulls it back, turning the aircraft back to its original path.

Продольная устойчивость (устойчивость по тангажу)

Longitudinal Stability (Pitching)

При проектировании самолета большое внимание уделяется достижению желаемой устойчивости самолета по всем трем осям. Но продольная устойчивость вдоль боковой оси самолета считается наиболее зависима от различных изменяющихся факторов при различных условиях полета.

Продольная устойчивость — качество, которое делает самолет устойчивым вдоль его боковой оси. Оно вовлекает движение самолета по изменению угла тангажа, так как нос самолета перемещается вверх и вниз в полете. Продольно неустойчивый самолет имеет тенденцию пикировать или набирать высоту с постепенным уходом в очень крутое пикирование или крутой набор высоты набор или даже в сваливание. Таким образом самолет с продольной неустойчивостью становится сложным а иногда и опасный для полетов.

Статическая продольная устойчивость или неустойчивость самолета, зависит от трех факторов:

  1. Местоположение крыла относительно ЦТ
  2. Местоположение горизонтальных хвостовых поверхностей относительно ЦТ
  3. Площадь или размер хвостовых поверностей.

При анализе устойчивости нужно помнить, что тело в свободном вращении вращается всегда вокруг своего ЦТ.

Чтобы получить статическую продольную устойчивость, необходимо чтобы отношение моментов крыла и хвоста было такое, что, если при изначально уравновешенных моментах нос самолет вдруг поднялся, то изменение моментов крыла и хвоста привело бы к появлению итогового момента восстанавливающего положение носа самолета обратно. Точно также и при уходе носа самолета вниз, должен возникнуть итоговый момент поднимающий обратно нос в исходное положение.

У большинства асимметричных крыльев есть тенденция изменять положение центра подъемной силы в направлении от носа до кормы с изменением угла атаки. Центр подъемной силы с увеличением УА перемещается к носу самолета, а при уменьшении к кормовой части. Это означает, что, когда УА крыла увеличен, центр подъемной силы перемещается и тем самым стремится поднять передний край крыла еще больше. Эта тенденция дает крылу врожденное качество неустойчивости. (Примечание: Центр подъемной силы также известен как центр давления)

На Рисунке 4-20 показан самолет в горизонтальном неускоренном полете. Линия CG-CL-T представляет продольную ось самолета от центра тяжести до точки T на горизонтальном стабилизаторе.

Рисунок 4-20. Продольная устойчивость.

Большинство самолетов сконструированы так, чтобы Центр подъемной силы крыла был позади центра тяжести. Это дает самолету тенденцию к пикированию и требует, чтобы была небольшая нисходящая сила на горизонтальном стабилизаторе, чтобы уравновесить самолет и противодействовать увода носа самолета вниз. Компенсация пикирующего момента обеспечивается за счет установки небольшого отрицательного угла атаки на горизонтальном стабилизаторе. При этом полученная таким образом сила направлена вниз и удерживает хвост самолета уравновешивая «тяжелый» нос. Точно также, как линия CG-CL-T была бы рычагом с приложением силы направленной вверх в точке центра подъемной силы и двумя силами направленными вниз, одна в точке центра тяжести ЦТ и и другая, намного меньше, в точке T (нисходящее давление воздуха на стабилизатор). Это можно проиллюстрировать таким примером: если железный брусок закрепить в точке центра подъемной силы и с подвешенным тяжелым грузом в точке ЦТ, то для поддержания «рычага» в равновесии необходимо создать усилие, направленное вниз, на другую сторону рычага в точке T.

Даже в случае, когда горизонтальный стабилизатор выставлен ровно при горизонтальном полете, существует перемещение масс воздуха вниз от крыльев самолета. Этот нисходящий поток воздуха сталкивается с верхней поверхностью стабилизатора, образуя силу давления направленную вниз, которая при определенной скорости полета является как раз такой, чтобы уравновесить «рычаг». Чем быстрее летит самолет, тем больше это перемещение масс воздуха вниз и тем больше сила давления на горизонтальном стабилизаторе (кроме T-образных хвостов). [Рисунок 4-21] В самолете с непереставным горизонтальным стабилизатором, производитель авиационной техники устанавливает его под углом, который обеспечивает наилучшую стабильность (или балансировку) во время полета на крейсерской скорости и рекомендуемых установках мощности двигателя.

Рисунок 4-21. Влияние скорости на перемещении масс воздуха вниз

Если скорость самолета уменьшается, скорость потока воздуха по крылу также снижается. В результате уменьшения потока воздуха уменьшается и соответствующий нисходящий поток, что приводит к уменьшения давления на стабилизатор. В свою очередь затяжеленный нос самолета не получая достаточного уравновешивания на хвосте наклоняется вниз. [Рисунок 4-22] Положение самолета носом вниз уменьшает угол атаки крыла и снижает сопротивление, позволяя скорости полета увеличиться. При этом, увеличение скорости полета в положении носом вниз приводит к увеличению давления на горизонтальном стабилизаторе. Следовательно, хвост снова уравновешивает нос самолета и он начинает подниматься.

Рисунок 4-22. Уменьшение тяги приводит к наклону носа самолета вниз.

В то время как подъем носа самолета продолжается, скорость полета снова снижается, заставляя нисходящую силу на хвосте уменьшиться, пока нос не наклонится вновь. Поскольку самолет динамически устойчив, второй раз нос не понизится также далеко как при предыдущем колебании. Самолет набирает достаточно скорости для начала подъема носа и при этом амплитуда подъема будет меньше нежели в предыдущий раз.

После нескольких таких уменьшающихся колебаний когда нос поочередно то поднимается то опускается, самолет в конце концов обретет такую скорость при которой сила, возникающая на хвосте, полностью противодействует тенденции самолета нырнуть. Когда такое условие достигнуто, самолет вновь оказывается в уравновешенном полете и продолжает этот устойчивый полет до тех пор, пока его положение и скорость не будут изменены.

Аналогичный эффект отмечается после закрытия заслонки дросселя. Перемещение масс воздуха вниз крыльями уменьшается, и сила в точке T на рисунке 4-20 недостаточна, чтобы удерживать горизонтальный стабилизатор. Кажется, как будто сила в точке T на рычаге позволяет силе тяжести тянуть нос вниз. Это желаемая особенность, потому что самолет пытается вновь достичь определенной скорости полета и восстановить надлежащий баланс.

Мощность двигателя или тяга может иметь также и дестабилизирующий эффект, когда увеличение мощности заставляет нос задираться. Авиаконструктор может компенсировать это, устанавливая «высокую линию тяги», когда линия от вектора силы тяги проходит выше, чем центр тяжести самолета [Рисунок 4-23 и 4-24]. В этом случае, как только увеличивается мощность двигателя или сила тяги, образуется момент, который уравновешивает возникшую нагрузку на хвосте. С другой стороны, очень «низкая линия тяги» имела бы наоборот тенденцию увеличивать задирание носа из-за момента возникающего на хвосте.

Рисунок 4-23. Линия тяги влияет на продольную устойчивость.

Рисунок 4-24. Изменения мощности влияет на продольную устойчивость.

Вывод: при расположения центра тяжести перед центром подъемной силы и при компоновке хвоста, при которой на нем возникает аэродинамическая сила направленная вниз, самолет обычно стремиться возвратиться к безопасному положению в полете.

Рассмотрим простую демонстрацию продольной устойчивости. Сбалансируйте самолет в горизонтальном полете. Затем кратковременно небольшим усилием на рычаг управления заставьте нос самолета опуститься вниз. Если в пределах небольшого периода времени нос поднимется до исходного положения и затем остановится, то самолет статически устойчив. Обычно, нос поднимается чуть выше исходного положения (то, что было установлено в горизонтальном полете), затем следует череда медленных колебаний носа около положения равновесия. Если колебания постепенно прекращаются, то самолет имеет позитивную устойчивость; если они продолжаются без увеличения амплитуды, то у самолета нейтральная устойчивость; если амплитуда колебаний увеличиваются, самолет неустойчив.

In designing an aircraft, a great deal of effort is spent in developing the desired degree of stability around all three axes. But longitudinal stability about the lateral axis is considered to be the most affected by certain variables in various flight conditions.

Longitudinal stability is the quality that makes an aircraft stable about its lateral axis. It involves the pitching motion as the aircraft’s nose moves up and down in flight. A longitudinally unstable aircraft has a tendency to dive or climb progressively into a very steep dive or climb, or even a stall. Thus, an aircraft with longitudinal instability becomes difficult and sometimes dangerous to fly.

Static longitudinal stability or instability in an aircraft, is dependent upon three factors:

  1. Location of the wing with respect to the CG
  2. Location of the horizontal tail surfaces with respect to the CG
  3. Area or size of the tail surfaces

In analyzing stability, it should be recalled that a body free to rotate always turns about its CG.

To obtain static longitudinal stability, the relation of the wing and tail moments must be such that, if the moments are initially balanced and the aircraft is suddenly nose up, the wing moments and tail moments change so that the sum of their forces provides an unbalanced but restoring moment which, in turn, brings the nose down again. Similarly, if the aircraft is nose down, the resulting change in moments brings the nose back up.

The CL in most asymmetrical airfoils has a tendency to change its fore and aft positions with a change in the AOA. The CL tends to move forward with an increase in AOA and to move aft with a decrease in AOA. This means that when the AOA of an airfoil is increased, the CL, by moving forward, tends to lift the leading edge of the wing still more. This tendency gives the wing an inherent quality of instability. (NOTE: CL is also known as the center of pressure (CP).)

Figure 4-20 shows an aircraft in straight-and-level flight. The line CG-CL-T represents the aircraft’s longitudinal axis from the CG to a point T on the horizontal stabilizer.

Figure 4-20. Longitudinal stability.

Most aircraft are designed so that the wing’s CL is to the rear of the CG. This makes the aircraft “nose heavy” and requires that there be a slight downward force on the horizontal stabilizer in order to balance the aircraft and keep the nose from continually pitching downward. Compensation for this nose heaviness is provided by setting the horizontal stabilizer at a slight negative AOA. The downward force thus produced holds the tail down, counterbalancing the “heavy” nose. It is as if the line CG-CL-T were a lever with an upward force at CL and two downward forces balancing each other, one a strong force at the CG point and the other, a much lesser force, at point T (downward air pressure on the stabilizer). To better visualize this physics principle: If an iron bar were suspended at point CL, with a heavy weight hanging on it at the CG, it would take downward pressure at point T to keep the “lever” in balance.

Even though the horizontal stabilizer may be level when the aircraft is in level flight, there is a downwash of air from the wings. This downwash strikes the top of the stabilizer and produces a downward pressure, which at a certain speed is just enough to balance the “lever.” The faster the aircraft is flying, the greater this downwash and the greater the downward force on the horizontal stabilizer (except T-tails). [Figure 4-21] In aircraft with fixed-position horizontal stabilizers, the aircraft manufacturer sets the stabilizer at an angle that provides the best stability (or balance) during flight at the design cruising speed and power setting.

Figure 4-21. Effect of speed on downwash.

If the aircraft’s speed decreases, the speed of the airflow over the wing is decreased. As a result of this decreased flow of air over the wing, the downwash is reduced, causing a lesser downward force on the horizontal stabilizer. In turn, the characteristic nose heaviness is accentuated, causing the aircraft’s nose to pitch down more. [Figure 4-22] This places the aircraft in a nose-low attitude, lessening the wing’s AOA and drag and allowing the airspeed to increase. As the aircraft continues in the nose-low attitude and its speed increases, the downward force on the horizontal stabilizer is once again increased. Consequently, the tail is again pushed downward and the nose rises into a climbing attitude.

Figure 4-22. Reduced power allows pitch down.

As this climb continues, the airspeed again decreases, causing the downward force on the tail to decrease until the nose lowers once more. Because the aircraft is dynamically stable, the nose does not lower as far this time as it did before. The aircraft acquires enough speed in this more gradual dive to start it into another climb, but the climb is not as steep as the preceding one.

After several of these diminishing oscillations, in which the nose alternately rises and lowers, the aircraft finally settles down to a speed at which the downward force on the tail exactly counteracts the tendency of the aircraft to dive. When this condition is attained, the aircraft is once again in balanced flight and continues in stabilized flight as long as this attitude and airspeed are not changed.

A similar effect is noted upon closing the throttle. The downwash of the wings is reduced and the force at T in Figure 4-20 is not enough to hold the horizontal stabilizer down. It seems as if the force at T on the lever were allowing the force of gravity to pull the nose down. This is a desirable characteristic because the aircraft is inherently trying to regain airspeed and reestablish the proper balance.

Power or thrust can also have a destabilizing effect in that an increase of power may tend to make the nose rise. The aircraft designer can offset this by establishing a “high thrust line” wherein the line of thrust passes above the CG. [Figures 4-23 and 4-24] In this case, as power or thrust is increased a moment is produced to counteract the down load on the tail. On the other hand, a very “low thrust line” would tend to add to the nose-up effect of the horizontal tail surface.

Figure 4-23. Thrust line affects longitudinal stability.

Figure 4-24. Power changes affect longitudinal stability.

Conclusion: with CG forward of the CL and with an aerodynamic tail-down force, the aircraft usually tries to return to a safe flying attitude.

The following is a simple demonstration of longitudinal stability. Trim the aircraft for “hands off” control in level flight. Then, momentarily give the controls a slight push to nose the aircraft down. If, within a brief period, the nose rises to the original position and then stops, the aircraft is statically stable. Ordinarily, the nose passes the original position (that of level flight) and a series of slow pitching oscillations follows. If the oscillations gradually cease, the aircraft has positive stability; if they continue unevenly, the aircraft has neutral stability; if they increase, the aircraft is unstable.

Килевой эффект и распределение веса

Keel Effect and Weight Distribution

Самолет всегда стремиться установиться так, чтобы его продольная ось располагалась вдоль набегающему потоку воздуха. Этот флюгерная тенденция похожа на действие киля за счет чего создается восстанавливающее влияние на самолет по продольной оси. Когда горизонтальное положение самолета нарушено и одно крыло опустилось, фюзеляж действует как маятник, возвращаясь самолет к его начальному положению.

Поперечно устойчивые самолеты сконструированы так, чтобы бо́льшая часть области киля была выше и позади центра тяжести [рисунок 4-26] Таким образом, когда самолет скользит на крыло, и вес самолета, и давление потока воздуха на верхнюю часть киля (оба действуют вокруг центры тяжести) стремятся выровнять самолет так, чтобы крылья были вновь горизонтальны.

Рисунок 4-26. Килевая область и боковая устойчивость.

An aircraft always has the tendency to turn the longitudinal axis of the aircraft into the relative wind. This “weather vane” tendency is similar to the keel of a ship and exerts a steadying influence on the aircraft laterally about the longitudinal axis. When the aircraft is disturbed and one wing dips, the fuselage weight acts like a pendulum returning the airplane to its original attitude.

Laterally stable aircraft are constructed so that the greater portion of the keel area is above and behind the CG. [Figure 4-26] Thus, when the aircraft slips to one side, the combination of the aircraft’s weight and the pressure of the airflow against the upper portion of the keel area (both acting about the CG) tends to roll the aircraft back to wings-level flight.

Figure 4-26. Keel area for lateral stability.

Поперечная устойчивость (устойчивость по крену)

Lateral Stability (Rolling)

Устойчивость самолета вокруг его продольной оси, которая проходит от носа до хвоста, называется поперечной устойчивостью. Она помогает стабилизировать самолет при его крене, когда одно крыло становится ниже, чем крыло на противоположной стороне самолета. Существует четыре главных конструктивных фактора, которые делают самолет поперечно устойчивым: угол поперечного V, стреловидность крыла, килевой эффект и распределение веса самолета.

Stability about the aircraft’s longitudinal axis, which extends from the nose of the aircraft to its tail, is called lateral stability. This helps to stabilize the lateral or “rolling effect” when one wing gets lower than the wing on the opposite side of the aircraft. There are four main design factors that make an aircraft laterally stable: dihedral, sweepback, keel effect, and weight distribution.

Угол поперечного V крыла

Dihedral

Наиболее распространенная способ создать поперечную устойчивость, это сконструировать крылья таким образом, чтобы они образовывали угол с перпендикуляром к продольной оси от одного до трех градусов. Крылья соединяясь с фюзеляжем по обе стороны образуют V-образную фигуру, или угол, называемый «угол поперечного V крыла». Величина поперечного V задается углом, на который крыло выше линии параллельной боковой оси.

Угол поперечного V крыла создает балансировочную подъемную силу на крыле с каждой стороны продольной оси самолета. Если возникает резкий порыв ветра, заставляющий одно крыло подняться, а другое опуститься, то самолет начинает крениться. Когда самолет кренится без поворота, он начинает скользить на опущенное крыло. [Рисунок 4-25], Но крыло имеет угол V, являющийся углом атаки к набегающему потоку со стороны скольжения, и этот угол атаки больше у опущенного крыла.

Больший угол атаки на нижнем крыле создает большую подъемную силу на опущенном крыле, чем на поднятом. Увеличенная подъемная сила заставляет нижнее опущенное крыло подняться. Как только крылья вновь окажутся в горизонтальном положении, УА на них станет одинаковый, что приведет к убыванию тенденции к вращению самолета. Суть угла поперечного V крыла состоит в том, чтобы создавать восстанавливающий вращающий момент при боковом крене.

Восстанавливающий момент может чрезмерно сильно поднять опущенное крыло, и при этом противоположное крыло опуститься. Если это произошло, то процесс восстановления повторится, убывая с каждым колебанием, вплоть до тех пор, пока самолет окончательно не уравновесится в горизонтальном полете.

Рисунок 4-25. Угол V крыла для обеспечения поперечной устойчивости.

Однако слишком большой угол V имеет негативное влияние на боковую маневренность самолета. Самолет может оказаться столь сильно поперечно устойчивым, что он будет сопротивляется намеренному крену. По этой причине, более маневренные самолеты, требующие быстрого кренения обычно имеют меньший угол V чем самолеты не требующие большой маневренности.

The most common procedure for producing lateral stability is to build the wings with an angle of one to three degrees above perpendicular to the longitudinal axis. The wings on either side of the aircraft join the fuselage to form a slight V or angle called “dihedral.” The amount of dihedral is measured by the angle made by each wing above a line parallel to the lateral axis.

Dihedral involves a balance of lift created by the wings’ AOA on each side of the aircraft’s longitudinal axis. If a momentary gust of wind forces one wing to rise and the other to lower, the aircraft banks. When the aircraft is banked without turning, the tendency to sideslip or slide downward toward the lowered wing occurs. [Figure 4-25] Since the wings have dihedral, the air strikes the lower wing at a much greater AOA than the higher wing. The increased AOA on the lower wing creates more lift than the higher wing. Increased lift causes the lower wing to begin to rise upward. As the wings approach the level position, the AOA on both wings once again are equal, causing the rolling tendency to subside. The effect of dihedral is to produce a rolling tendency to return the aircraft to a laterally balanced flight condition when a sideslip occurs.

The restoring force may move the low wing up too far, so that the opposite wing now goes down. If so, the process is repeated, decreasing with each lateral oscillation until a balance for wings-level flight is finally reached.

Figure 4-25. Dihedral for lateral stability.

Conversely, excessive dihedral has an adverse effect on lateral maneuvering qualities. The aircraft may be so stable laterally that it resists an intentional rolling motion. For this reason, aircraft that require fast roll or banking characteristics usually have less dihedral than those designed for less maneuverability.

Стерловидность крыла

Sweepback

Стреловидность крыла — дополнительный способ увеличения подъемной силы, производимой при уходе крыла с горизонтального положения. Стреловидное крыло — такое крыло у которого передний край скошен назад. Когда самолет со стреловидными крыльями начинает скользить на крыло или возникает завал на крыло, то относительный поток воздуха сталкивается с передней кромкой опущенного крыла под перпендикулярным углом. В результате на опущенном крыле создается большая подъемной силы, и самолет возвращается к своему начальному положению.

Стреловидность также способствует курсовой устойчивости. Когда турбулентность или применение руля направления заставляет самолет отклоняться от курса в сторону, правое крыло представляет более длинный передовой перпендикуляр относительному потоку воздуха. Скорость полета правого крыла увеличивается, и на нем возникает большее лобовое сопротивление, чем у левого крыла. Дополнительное сопротивление правого правого крыла тормозит его, поворачивая самолет назад к исходной траектории движения.

Sweepback is an addition to the dihedral that increases the lift created when a wing drops from the level position. A sweptback wing is one in which the leading edge slopes backward. When a disturbance causes an aircraft with sweepback to slip or drop a wing, the low wing presents its leading edge at an angle that is perpendicular to the relative airflow. As a result, the low wing acquires more lift, rises, and the aircraft is restored to its original flight attitude.

Sweepback also contributes to directional stability. When turbulence or rudder application causes the aircraft to yaw to one side, the right wing presents a longer leading edge perpendicular to the relative airflow. The airspeed of the right wing increases and it acquires more drag than the left wing. The additional drag on the right wing pulls it back, turning the aircraft back to its original path.

Килевой эффект и распределение веса

Keel Effect and Weight Distribution

Самолет всегда стремиться установиться так, чтобы его продольная ось располагалась вдоль набегающему потоку воздуха. Этот флюгерная тенденция похожа на действие киля за счет чего создается восстанавливающее влияние на самолет по продольной оси. Когда горизонтальное положение самолета нарушено и одно крыло опустилось, фюзеляж действует как маятник, возвращаясь самолет к его начальному положению.

Поперечно устойчивые самолеты сконструированы так, чтобы бо́льшая часть области киля была выше и позади центра тяжести [рисунок 4-26] Таким образом, когда самолет скользит на крыло, и вес самолета, и давление потока воздуха на верхнюю часть киля (оба действуют вокруг центры тяжести) стремятся выровнять самолет так, чтобы крылья были вновь горизонтальны.

Рисунок 4-26. Килевая область и боковая устойчивость.

An aircraft always has the tendency to turn the longitudinal axis of the aircraft into the relative wind. This “weather vane” tendency is similar to the keel of a ship and exerts a steadying influence on the aircraft laterally about the longitudinal axis. When the aircraft is disturbed and one wing dips, the fuselage weight acts like a pendulum returning the airplane to its original attitude.

Laterally stable aircraft are constructed so that the greater portion of the keel area is above and behind the CG. [Figure 4-26] Thus, when the aircraft slips to one side, the combination of the aircraft’s weight and the pressure of the airflow against the upper portion of the keel area (both acting about the CG) tends to roll the aircraft back to wings-level flight.

Figure 4-26. Keel area for lateral stability.

Вертикальная устойчивость (устойчивость по рысканью)

Vertical Stability (Yawing)

Устойчивость вокруг вертикальной оси самолета (моменты действуют на бока самолета) называют рысканьем или путевой устойчивостью. Рысканье или путевая устойчивость наиболее простая для авиаконструкторов. Площадь вертикального оперения и боковые поверхности фюзеляжа спереди от центра тяжести заставляют самолет действовать как флюгер, ориентируя самолет вдоль потока воздуха.

Анализируя флюгер можно заметить, что, если площади поверхностей по обе стороны от его центра вращения одинаковы, то и силы создаваемые ветром на его стороны также будет одинаковы, таким образом вращение флюгера и установление его в направлении ветра было бы невозможно. Следовательно, необходимо иметь большую поверхность в задней части флюгера относительно его центра, чем впереди него.

Точно так же и авиаконструкторы должен гарантировать положительную путевую устойчивость, делая боковую поверхность больше в задней части чем перед центром тяжести [рисунок 4-27]. Чтобы обеспечить дополнительную положительную устойчивость, к самолету добавляется вертикальный стабилизатор. Он действует как заднее оперение стрелы, обеспечивая ее полет по прямой. Аналогично флюгеру и оперению стрелы, чем дальше от центра тяжести и чем больше вертикальный стабилизатор, тем больше путевая устойчивость самолета.

Рисунок 4-27. Фюзеляж и вертикальное оперение для вертикальной стабильности.

Если самолет летит по прямой линии, и боковой порыв воздуха придает самолету небольшое вращение вокруг своей вертикальной оси (например, вправо), это движение замедляется и останавливается за счет вертикального оперения, потому что при вращении самолета вправо, набегающий поток воздуха ударяет в левую сторону вертикального стабилизатора под углом. Это вызывает давление на левую сторону стабилизатора, который сопротивляясь поворачивающему движению замедляет поворот самолета. Это похоже на флюгер, который всегда разворачивается по ветру. При изменении курса, самолет не сразу нос самолета Начальное изменение направления полета самолета происходит обычно немного после изменения его курса. Поэтому, после небольшого отклонения от курса самолета направо, есть краткий момент, когда самолет все еще проходит свой оригинальный путь, но его продольная ось уже повернулась немного направо.

В этот момент самолет начинает боковое скольжение и в течение этого скольжения (не смотря на то, что отклоняющее от курса вращение остановилось, избыточное давление на левую сторону фюзеляжа и вертикального оперения все еще присутствует) самолет стремится повернуться обратно влево. Таким образом, вертикальное оперение самолета вызывает мгновенное восстановление курса самолета.

Эта тенденция к восстановлению курса относительно медленная в развитии и прекращается, когда самолет перестает скользить. Когда восстановление прекращается, самолет летит в направлении, немного отличающемся от его изначального курса. Другими словами, самолет не восстановит свой начальный курс; пилот должен восстановить начальный курс.

Незначительное увеличение путевой устойчивости стабильности придает положительная стреловидность крыла. Крыло имеет стреловидную форму прежде всего для того, чтобы отсрочить начало сжимаемости во время высокоскоростного полета. В легких и более медленны самолетах, стреловидность помогает в более правильном расположении центра давления относительно центра тяжести самолета. Продольно устойчивый самолет сконструирован так, что с центром давления находится позади ЦТ.

Из-за особенностей конструкции самолета авиаконструкторы иногда не имеют возможности монтировать крылья к фюзеляжу в желаемом месте. Если бы им пришлось установить крылья слишком сильно вперед, и под прямым углом к фюзеляжу, то центр давления не был бы расположен позади центра тяжести, чтобы привести необходимому показателю продольной стабильности. Создавая стреловидное крыло, авиконструкторы могут перемещать центр давления назад. Степень стреловидности и расположение крыла определяют верное расположение центра давления

Вклад крыла в статическую путевую устойчивость невелик. Влияние стреловидности зависит от степени стреловидности крыла, но этот вклад относительно маленький по сравнению с другими компонентами.

Stability about the aircraft’s vertical axis (the sideways moment) is called yawing or directional stability. Yawing or directional stability is the most easily achieved stability in aircraft design. The area of the vertical fin and the sides of the fuselage aft of the CG are the prime contributors which make the aircraft act like the well known weather vane or arrow, pointing its nose into the relative wind.

In examining a weather vane, it can be seen that if exactly the same amount of surface were exposed to the wind in front of the pivot point as behind it, the forces fore and aft would be in balance and little or no directional movement would result. Consequently, it is necessary to have a greater surface aft of the pivot point than forward of it.

Similarly, the aircraft designer must ensure positive directional stability by making the side surface greater aft than ahead of the CG. [Figure 4-27] To provide additional positive stability to that provided by the fuselage, a vertical fin is added. The fin acts similar to the feather on an arrow in maintaining straight flight. Like the weather vane and the arrow, the farther aft this fin is placed and the larger its size, the greater the aircraft’s directional stability.

Figure 4-27. Fuselage and fin for vertical stability.

If an aircraft is flying in a straight line, and a sideward gust of air gives the aircraft a slight rotation about its vertical axis (i.e., the right), the motion is retarded and stopped by the fin because while the aircraft is rotating to the right, the air is striking the left side of the fin at an angle. This causes pressure on the left side of the fin, which resists the turning motion and slows down the aircraft’s yaw. In doing so, it acts somewhat like the weather vane by turning the aircraft into the relative wind. The initial change in direction of the aircraft’s flightpath is generally slightly behind its change of heading. Therefore, after a slight yawing of the aircraft to the right, there is a brief moment when the aircraft is still moving along its original path, but its longitudinal axis is pointed slightly to the right.

The aircraft is then momentarily skidding sideways, and during that moment (since it is assumed that although the yawing motion has stopped, the excess pressure on the left side of the fin still persists) there is necessarily a tendency for the aircraft to be turned partially back to the left. That is, there is a momentary restoring tendency caused by the fin.

This restoring tendency is relatively slow in developing and ceases when the aircraft stops skidding. When it ceases, the aircraft is flying in a direction slightly different from the original direction. In other words, it will not return of its own accord to the original heading; the pilot must reestablish the initial heading.

A minor improvement of directional stability may be obtained through sweepback. Sweepback is incorporated in the design of the wing primarily to delay the onset of compressibility during high-speed flight. In lighter and slower aircraft, sweepback aids in locating the center of pressure in the correct relationship with the CG. A longitudinally stable aircraft is built with the center of pressure aft of the CG.

Because of structural reasons, aircraft designers sometimes cannot attach the wings to the fuselage at the exact desired point. If they had to mount the wings too far forward, and at right angles to the fuselage, the center of pressure would not be far enough to the rear to result in the desired amount of longitudinal stability. By building sweepback into the wings, however, the designers can move the center of pressure toward the rear. The amount of sweepback and the position

The contribution of the wing to static directional stability is usually small. The swept wing provides a stable contribution depending on the amount of sweepback, but the contribution is relatively small when compared with other components.

Колебания типа «голландский шаг»

Free Directional Oscillations (Dutch Roll)

Голландский шаг — совмещенное колебание самолета вдоль вертикальной и продольной оси, которое обычно является динамически устойчивым, но опасно из-за своей колебательной природы. Затухание колебания может быть слабым или сильным в зависимости от свойств конкретного самолета.

Если правое крыло самолета опустилось, то возникший положительный угол бокового скольжения на крыло выравнивает самолет прежде, чем нос самолета успеет установиться вдоль относительного потока воздуха. Поскольку крыло исправляет положение самолета, может возникнуть вокруг продольной и вертикальной оси одновременно, и нос самолета будет описывать «восьмерку» на горизонте в результате двух колебаний (крен и рысканье), которые, хотя и приблизительно одинаковой амплитуде, но не совпадают по фазе.

В самолетах современных конструкций, за исключением высокоскоростных самолетов со стреловидным крылом, такие свободные колебания обычно автоматически затухают в течение нескольких периодов колебаний, даже если воздух вокруг самолета порывистый или турбулентный. Самолеты, склонные к развитию тенденции колебания типа «Голландский шаг» обычно оборудуются курсовым гиростабилизатором. Приз водители самолетов пытаются найти компромисс между очень сильной и путевой устойчивостью и неустойчивостью. Поскольку для самолета более желательно иметь «спиральную неустойчивость», чем тенденцию к развитию «Голландского шага», большинство самолетов конструируются с учетом этой особенности.

Dutch roll is a coupled lateral/directional oscillation that is usually dynamically stable but is unsafe in an aircraft because of the oscillatory nature. The damping of the oscillatory mode may be weak or strong depending on the properties of the particular aircraft.

If the aircraft has a right wing pushed down, the positive sideslip angle corrects the wing laterally before the nose is realigned with the relative wind. As the wing corrects the position, a lateral directional oscillation can occur resulting in the nose of the aircraft making a figure eight on the horizon as a result of two oscillations (roll and yaw), which, although of about the same magnitude, are out of phase with each other.

In most modern aircraft, except high-speed swept wing designs, these free directional oscillations usually die out automatically in very few cycles unless the air continues to be gusty or turbulent. Those aircraft with continuing Dutch roll tendencies are usually equipped with gyro-stabilized yaw dampers. Manufacturers try to reach a midpoint between too much and too little directional stability. Because it is more desirable for the aircraft to have “spiral instability” than Dutch roll tendencies, most aircraft are designed with that characteristic.

Спиральная неустойчивость

Spiral Instability

Спиральная неустойчивость возникает, когда статическая путевая устойчивость самолета очень сильна по сравнению с эффектом угла поперечного V крыла в поддержании равновесия по продольной оси. Когда боковое равновесие самолета нарушено порывом воздуха, и возникает скольжение на крыло, сильная путевая устойчивость стремится повернуть нос самолета вдоль набегающего потока воздуха, в то время как сравнительно слабый угол поперечного V не успевает восстановить боковое равновесие. Из-за этого отклонения от курса, крыло с внешней стороны поворота приобретает большую скорость относительно потока воздуха, чем крыло, находящиеся с внутренней стороны, и, следовательно, внешнее крыло будет производить больше подъемной силы. Это создает тенденцию к крутому виражу (overbanking tendency), которая, если не будет выправлена пилотом, приводит к углу крена, который становится все более и более крутым. В то же самое время сильная путевая устойчивость, которая отклоняет нос самолета от заданного курса, устанавливая его по ветру, фактически уменьшает угол тангажа самолета. Возникает небольшая нисходящая спираль, которая, если ее не скорректирует пилот, постепенно увеличения в крутое сваливание в штопор. Обычно темп отклонения при спиральном движении довольно не велик, и пилот может контролировать эту спиральную тенденцию без каких-либо сложностей.

Все самолеты в какой-то степени обладают этой особенностью, хотя при этом они могут иметь врожденную устойчивость во всех остальных параметрах. Эта тенденция объясняет, почему самолетом нельзя управлять без подготовки.

Много исследования было проведено для разработки устройств (выравниватель крыла), устраняющих эту неустойчивость. Пилот должен быть осторожным в применении средств управления за восстановлением во время поздних стадий развития спирального сваливания, иначе корпус самолета может подвергнуться чрезмерной перегрузке. Неправильный выход из спирали, приводящей к структурным повреждениям самолета в полете, вероятно, способствовало наибольшему количеству несчастных случаев в гражданской авиации, чем какой-либо другой фактор. Так как скорость полета в спиральном пике растет быстро, подъем носа самолета с использованием руля высоты лишь «сжимает поворот», увеличивая коэффициент перегрузки. Результат длительного сваливания в штопор — структурное повреждение корпуса самолета в полете, столкновение с землю или и то и другое. Наиболее распространенные зарегистрированные причины, по которым пилоты попадали в эту ситуацию: потеря горизонта, потеря управления самолетом или их комбинацией.

Spiral instability exists when the static directional stability of the aircraft is very strong as compared to the effect of its dihedral in maintaining lateral equilibrium. When the lateral equilibrium of the aircraft is disturbed by a gust of air and a sideslip is introduced, the strong directional stability tends to yaw the nose into the resultant relative wind while the comparatively weak dihedral lags in restoring the lateral balance. Due to this yaw, the wing on the outside of the turning moment travels forward faster than the inside wing and, as a consequence, its lift becomes greater. This produces an overbanking tendency which, if not corrected by the pilot, results in the bank angle becoming steeper and steeper. At the same time, the strong directional stability that yaws the aircraft into the relative wind is actually forcing the nose to a lower pitch attitude. A slow downward spiral begins which, if not counteracted by the pilot, gradually increases into a steep spiral dive. Usually the rate of divergence in the spiral motion is so gradual the pilot can control the tendency without any difficulty.

All aircraft are affected to some degree by this characteristic, although they may be inherently stable in all other normal parameters. This tendency explains why an aircraft cannot be flown “hands off” indefinitely.

Much research has gone into the development of control devices (wing leveler) to correct or eliminate this instability. The pilot must be careful in application of recovery controls during advanced stages of this spiral condition or excessive loads may be imposed on the structure. Improper recovery from spiral instability leading to inflight structural failures has probably contributed to more fatalities in general aviation aircraft than any other factor. Since the airspeed in the spiral condition builds up rapidly, the application of back elevator force to reduce this speed and to pull the nose up only “tightens the turn,” increasing the load factor. The results of the prolonged uncontrolled spiral are inflight structural failure or crashing into the ground, or both. The most common recorded causes for pilots who get into this situation are: loss of horizon reference, inability to control the aircraft by reference to instruments, or a combination of both.


Система Orphus