Боковая статическая устойчивость и управляемость.

Под боковой статической устойчивостью понимается способность самолета без вмешательства летчика после начального возмущения возвращаться к исходным углам крена и скольжения. На изменение угла скольжения самолет реагирует движением крена и рысканья, в связи с этим боковая статическая устойчивость определяется флюгерной и поперечной устойчивостью.

Флюгерная устойчивость характеризуется способностью самолета самостоятельно, без вмешательства летчика, устранять возникающие углы скольжения движением рыскания, а поперечная устойчивость - взаимосвязанными движениями крена и бокового поступательного перемещения.

Боковая управляемость определяется величиной управляющих моментов, действующих на самолет относительно его вертикальной и пробольной осей, и обеспечивается соответствующей эффективностью органов управления.

Флюгерная устойчивость

Степень флюгерной устойчивости определяется величиной производной коэффициента момента рысканья по углу скольжения , которая зависит от компоновки самолета и определяется формой и площадью боковых проекций фюзеляжа, мотогондол, вертикального оперения и т д. Для обеспечения устойчивости необходимо иметь . Это означает, что при скольжении самолета на правое полукрыло должен появляться момент рысканья, разворачивающий его в правую сторону и наоборот. В большинстве случаев величину можно выразить формулой

Тип самолета	Одномоторные самолеты	Двухмоторные самолеты
Низкоплан	-0,00045	-0,00025
Среднеплан	-0,0002	-0,00015
Высокоплан	0	0

Величина может быть определена по формуле











Рис 2



Рис 3

- плечо вертикального оперения от центра масс самолета до половины средней хорды киля

- коэффициент, определяемый по графикам Рис 4 для однокилевых или для двухкилевых самолетов в зависимости от геометрического удлинения вертикального оперения.



Рис 4

Для двухмоторного самолета площадь вертикального оперения из условия обеспечения полета с одним работающим двигателем должна удовлетворять условию



Поперечная устойчивость

Степень поперечной устойчивости характеризуется производной коэффициента момента крена по углу скольжения, условие поперечной устойчивости выполняется при . Это означает, что в случае возникновения угла скольжения появляется момент, накреняющий самолет в сторону отстающей консоли.

Для летательного аппарата величину в большинстве случаев можно представить в виде





здесь - коэффициент, зависящий от взаимного расположения крыла и фюзеляжа, определяется по таблице 2, там же приведены ориентировочные значения для некоторых схем самолетов.

Схема самолета		Одномоторные самолеты	Двухмоторные самолеты
Низкоплан	200	4,5х10-4	2,5х10-4
Среднеплан	-20	-1х10-4	-0,5х10-4
Высокоплан	-220	-5х10-4	-3х10-4

Для изолированного крыла величину можно определить по формуле



где E и F определяются номограммами Рис 5 и 6 в зависимости от следующих геометрических параметров крыла

- относительный размах центроплана
- угол V - образности центроплана
- угол стреловидности крыла по линии 25% хорд, а также от удлинения и сужения крыла.

В случае нестреловидного прямоугольного крыла, имеющего постоянный по размаху угол поперечного V крыла, применима простая формула для расчета показателя поперечной устойчивости





Рис 5



Рис 6

Наличие положительной стреловидности крыла увеличивает запас поперечной устойчивости и изменяет на величину, пропорциональную



Величину приближенно можно определить по графмку на Рис 7 в зависимости от относительной площади вертикального оперения и соотношения , где - расстояние от линии, проходящей через центр тяжести самолета параллельно хорде крыла, до точки, делящей высоту вертикального оперения пополам Рис 8



Рис 7



Рис 8

Отклонение щитков и закрылков понижает поперечную устойчивость ЛА, особенно у низкопланных схем. Ориентировочно для крыла с углом стреловидности до +- 3 градуса по линии 0,25 хорд, при щитках или закрылках, длиной 60% размаха крыла, шириной 20% от хорды крыла, отклоненных на 30 - 60 градусов, поперечная устойчивость уменьшается на величину



Рекомендуется отношение производных поперечной и путевой устойчивости самолета



Влиять на это соотношение наиболее целесообразно меняя угол поперечного V. Потребный угол поперечного V консолей крыла, удовлетворяющий заданной степени поперечной устойчивости самолета определяется из выражения



Анализ статистических данных показывает, что для самолетов низкопланной схемы с прямым крылом с целью обеспечения приемлемых характеристик боковой устойчивости желательно иметь угол в пределах 3 - 5 градусов. Для фюзеляжного высокоплана = 0, для высокоплана без фюзеляжа необходим угол поперечного V крыла 2 - 3 градуса.

При расчете флюгерной устойчивости биплана можно считать, что поскольку в ее обеспечении наибольшую роль играет вертикальное оперение и фюзеляж, в формуле (10.1) при вычислении производной . Для определения производной бмплана рекомендуется расчет провести раздельно для двух положений крыльев - верхнего и нижнего с учетом наличия угла поперечного V каждого, а потом для самолета в целом определить среднее значение.

Обычно для повышения запаса поперечной устойчивости нижнему крылу биплана придают небольшую V - образность (2 - 3 градуса).

Расчет усилий на рычагах поперечного и путевого управления

Усилия на ручке управления элеронами в прямолинейном полете определяются по формуле



где





Значение площади осевой компенсации и площади, обслуживаемой элеронами определяются так, как показано на Рис 9



Рис 9

Усилия на педалях от руля направления в горизонтальном полете определяются аналогично



где





Значение для руля направления определяется также, как и для элеронов

по материалам: "Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной постройки", Том 1, СибНИИА