Руководство пилота по аэронавтике » Глава 4. Аэродинамика полета » Особенности конструкции самолета » Устойчивость » Продольная устойчивость (устойчивость по тангажу)

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.


Система Orphus