Устойчивость самолета статическая

Статическая устойчивость характеризуется направлением моментов и сил, возникших после нарушения равновесия. Если они направлены так, что стремятся вернуть самолет к исходному режиму, то самолет статически устойчив. [c.184]

Рис. 4.37. К объяснению статической устойчивости самолета по перегрузке

Рассмотрим возникновение статических моментов, играющих решающую роль в обеспечении устойчивости самолета. [c.282]

Рис. 11.15. Поведение динамически устойчивого самолета (внизу показаны стабилизирующие моменты, обеспечивающие статическую

Правда, одно- наличие статической устойчивости не гарантирует, что у самолета есть и динамическая устойчивость,— нужны еще соответствующие демпфирующие и инерционные свойства, правильное соотношение характеристик статической устойчивости вокруг различных осей. Но если самолет статически неустойчив. [c.287]

Пусть в исходном режиме самолет летит прямолинейно с неизменной скоростью, усилие на ручке снято С помощью триммера до нуля. Если в этом случае энергично отклонить ручку на себя или от себя на некоторую величину АХв, угол атаки довольно быстро изменится на величину Аа, пропорциональную Ахв (рис. 1, а). Произойдет это тем скорее, чем больше приборная скорость полета. Затем благодаря статической устойчивости самолет будет продолжать полете новым углом атаки а + Аа. [c.43]

Предположим, что внешнее возмущение вывело самолет из исходного режима так, что он повернулся на некоторый угол относительно направления своего полета. Иными словами, вектор скорости вышел из плоскости симметрии, т. е. возникло скольжение. При этом все части самолета — крылья, оперение, фюзеляж, мотогондолы — начинают обтекаться несимметрично, вследствие чего немедленно появляются аэродинамические моменты крена Мх и рыскания Му (рис. 1). Возникающий при скольжении момент рыскания стремится довернуть самолет в сторону скольжения и тем самым устранить последнее. В этом и проявляется действие путевой статической устойчивости. Поведение самолета здесь можно уподобить поведению флюгера, всегда стремящегося занять положение в плоскости потока обтекания. Поэтому путевую устойчивость самолета часто называют флюгерной. [c.69]

В возникновении поперечного момента, кренящего самолет в сторону, обратную скольжению, и проявляется Действие так называемой поперечной статической устойчивости самолета. [c.70]

Вспомним, что путевая статическая устойчивость самолета в основном определяется разностью двух больших величин стабилизирующего момента, создаваемого вертикальным хвостовым оперением, и дестабилизирующего момента, создаваемого фюзеляжем. Так как длина носовой части фюзеляжа у современных самолетов значительная, то и дестабилизирующий момент рыскания, создаваемый фюзеляжем, оказывается у них большим. Поэтому и потребный стабилизирующий момент рыскания, создаваемый вертикальным хвостовым оперением, у таких самолетов должен быть более значительным. Иными словами, эти самолеты должны иметь достаточно большую площадь или большое плечо (либо и то и другое вместе) вертикального оперения, т. е. большой статический момент вертикального оперения. Для этого в некоторых случаях целесообразно, устанавливать на самолете, помимо обычного вертикального хвостового оперения, расположенного над фюзеляжем, еще и подфюзеляжное (подфюзеляжный гребень). Однако увеличение площади и плеча вертикального оперения связано с рядом трудностей, препятствующих достаточно полному осуществлению этих мероприятий. [c.95]

На уменьшение степени путевой статической устойчивости самолета на сверхзвуковой скорости может оказывать влияние заметное уменьшение местного скоростного напора в области расположения вертикального хвостового оперения, когда последнее оказывается в зоне спутной струи крыла и фюзеляжа (затенение вертикального оперения спутной струей крыла и фюзеляжа). Это может произойти на самолетах со стреловидным крылом и особенно на самолетах с крылом малого удлинения, у которых диапазон эксплуатационных углов атаки и корневая хорда крыла по сравнению с самолетами, имеющими крыло большего удлинения, значительно больше. На работу вертикального оперения могут заметно влиять и вихри сравнительно большой интенсивности, сбегающие с длинного остроносого фюзеляжа па больших углах атаки. Путевая устойчивость самолета может ухудшаться также и из-за интерференции потоков, обтекающих хвостовую часть фюзеляжа и вертикальное хвостовое оперение. [c.96]

В результате степень путевой статической устойчивости самолета падает с ростом сверхзвуковых скоростей полета (рис. 3). [c.96]

Задача обеспечения достаточной степени путевой статической устойчивости самолета во всем эксплуатационном диапазоне чисел М, высот и приборных скоростей полета, а также на всех эксплуатационных углах атаки без создания [c.97]

Степень путевой статической устойчивости самолета [c.98]

Если требование обеспечения достаточной степени путевой статической устойчивости самолета для полетов на больших сверхзвуковых скоростях оказывается несовместимым с получением высоких летно-тактических данных даже при [c.98]

Еще трудней обеспечить высокую степень путевой статической устойчивости самолета в полете на больших углах атаки как при сверхзвуковых, так и при дозвуковых скоростях полета. Большое удлинение фюзеляжа у современных самолетов увеличивает влияние сбегающих с него вихрей на эффективность вертикального хвостового оперения. Существенно сказывается также затенение вертикального оперения спутной струей крыла. В результате степень путевой статической устойчивости с ростом угла атаки обычно уменьшается (рис. Ъ,а). [c.98]

Падение путевой статической устойчивости самолета с увеличением угла атаки особенно нежелательно на больших сверхзвуковых скоростях полета, так как ее исходное значение невелико. В этом случае даже сравнительно небольшое увеличение угла атаки приведет возникновению путевой неустойчивости, что затруднит пилотирование самолета. [c.99]

Значительное изменение степени путевой статической устойчивости самолета может быть вызвано влиянием упругих деформаций вертикального оперения и хвостовой части фюзеляжа в полете. Возрастание скоростного напора (особенно при сверхзвуковых скоростях полета) резко увеличивает дестабилизирующее влияние аэроупругости на степень путевой статической устойчивости самолета, ухудшая при этом его путевую управляемость и маневренные возможности (рис. 5, б). [c.99]

Спиральное движение зависит от соотношения степеней путевой и поперечной статической устойчивости самолета,а также От величины демпфирования и момента крена, создаваемого за счет угловой скорости рыскания. Современные самолеты могут быть спирально устойчивыми либо спирально неустойчивыми. Это зависит от геометрических форм самолета и от режима полета (высоты, числа М, угла атаки и т. д.). Однако спиральное движение не влияет существенно на пилотажные характеристики самолета без автопилота. [c.104]

Во-вторых, весьма существенным является обеспечение определенного соответствия между отношением степеней путевой и поперечной статической устойчивости самолета и между отношением его моментов инерции относительно вертикальной (момент инерции рыскания) и продольной (момент инерции крена) осей. Для получения хороших характеристик боковой устойчивости самолета с увеличением указанного отношения моментов инерции отношение степени путевой статической устойчивости к степени поперечной статической устойчивости должно возрастать. [c.106]

При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета запасы продольной и путевой статической устойчивости самолета существенно изменяются. Запас продольной статической устойчивости сначала намного увеличивается, а затем остается примерно постоянным (у самолетов с низким или средним расположением горизонтального оперения). Как только угол атаки достигнет определенного значения, дальнейшее его увеличение иногда приводит к резкому уменьшению запаса продольной статической устойчивости (или даже к возникновению неустойчивости). [c.112]

При увеличении дозвуковой скорости полета запас путевой статической устойчивости несколько возрастает (главным образом при подходе к околозвуковым скоростям), а с увеличением сверхзвуковой скорости значительно уменьшается. Увеличение угла атаки при этом также существенно уменьшает запас путевой статической устойчивости самолета. [c.112]

В полете на дозвуковых скоростях практически на любом самолете отклонением руля высоты (управляемого стабилизатора) можно создать аэродинамические моменты, выводящие самолет на критический угол атаки. При сверхзвуковых скоростях вследствие значительного увеличения степени продольной статической устойчивости самолета и уменьшения эффективности руля высоты (стабилизатора) даже полным отклонением штурвала или ручки на себя самолет обычно уже не может быть выведен на критические углы атаки, если при этом нет крена и рыскания. [c.167]

Рис. 21. Характер изменения степени продольной статической устойчивости самолета, эффективности и шарнирных моментов руля высоты при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета

Если степень продольной статической устойчивости самолета при сверхзвуковых скоростях увеличивается, то степень [c.188]

КРИТИЧЕСКАЯ (нейтральная) ЦЕНТРОВКА — центровка, при которой запас продольной статической устойчивости самолета равен нулю (т у =0) это соответствует совмещению центра тяжести с фокусом самолета (на средней аэродинамической хорде). [c.223]

ПУТЕВАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ — способность самолета с освобожденным или зажатым рулем высоты сохранять устойчивое равновесие статических моментов рыскания. [c.225]

СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ — раздел аэродинамики, изучающий равновесие аэродинамических моментов, которое может быть устойчивым, безразличным или неустойчивым. Статическая устойчивость самолета рассматривается как необходимое, но недостаточное условие устойчивости движения. [c.227]

Как уже говорилось, статическая устойчивость обычного самолета поддерживается его хвостовой частью. Хотя статическая устойчивость связана только с устойчивостью равновесия, тем не менее она играет важную роль, поскольку можно доказать (что касается продольной устойчивости) практически все динамически устойчивые самолеты являются статически устойчивыми. [c.153]

В аэродинамике различают статическую и динамическую устойчивости самолета, [c.37]

Правда, за счет путевой статической устойчивости самолет по-В01рачивает нос в сторону скольжения, но оно полностью не исчезает. Вот если летчик соответствующим отклонением руля направления полностью устранит скольжение (самолет при этом будет выполнять координированный маневр), то самолет не проявит никакого стремления выйти из крена. [c.289]

Статическая управляемость тесно связана со статической устойчивостью. Действительно, если самолет статически устойчив, то при изменении режима появляется стабилизирующий момент, который должен быть уравновешен рулевым моментом. Если самолет устойчив на всем диапазоне возможного изменения режима, то, чем сильнее изменен режим, тем больше стабилизируюш ий момент и требуется больше отклонить соответствуюш ий орган управления, прикладывая большее усилие. Таким образом, статическая устой чивость позволяет летчику чувствовать изменения режима по усилиям и отклонениям ручки или педалей. [c.293]

Са.молеты, недостаточно устойчивые, требуют очень малых отклонений рулей и малых усилий, что ухудшает чувство управления и точность управления. Совсем плохо, когда самолет статически неустойчив дестабилизируюш ие моменты приходится уравновешивать отклонениями рулей, обратными обычным, это пол ностью нарушает чувство управления , делает отклонения и усилия неестественными, а нередко снижает безопасность полета. Примерами (о и рассматриваются в следующих главах) являются обратная реакция по крену на отклонение руля направления при поперечной неустойчивости самолета необходимость обратного действия рулем высоты при появлении продольной неустойчивости на больших углах атаки. [c.293]

Если по какой-либо причине у.меньшится статическая устойчивость, то рулев-ой момент для балансировки в новом положения потребуется меньший. Но когда к самолету приложен меньший момент, то он медленнее переходит в новое состояние ра вновееия. Отсюда приходим к важному выводу чем выше статическая устойчивость самолета, тем меньше запаздывание управления, самолет лучше ходит за рулями . Это можно пояснить и иначе чем выше статическая устойчивость (сильнее пружины на рис. 11.18), тем меньше период колебаний, а следовательно, меньше время, затрачиваемое на эти колебания. [c.295]

При малой эффективности руля направления на больших сверхзвуковых скоростях полета отклонения его при выполнении маневров со скольжением должны быть больше. Одновременно с увеличением потребных отклонений резко возрастают шарнирные моменты руля направления, что значительно затяжеляет путевое управление на сверхзвуковых скоростях (если нет бустеров в системе управления рулем направления). Тем не менее при малой путевой статической устойчивости самолета рулем направления и на сверхзвуковой скорости можно создать большие углы скольжения. [c.100]

Как известно, при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета вследствие происходящего при этом смещения назад центра давления и аэродинамического фокуса крыла степень продольной статической устойчивости самолета резко возрастает (рис. 21). Так как отклонения руля высоты при сверхзвуковых скоростях не изменяют аэродинамических нагрузок на впереди лежащей поверхности стабилизатора а меняют нагрузки только на самом руле, его эффективность значительно уменьшается. Шарнирные моменты руля высоты, как и степень устойчи- [c.179]

ПОПЕРЕЧНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ — статическая устойчивость самолета относительно продольной оси — способность са-молега при нейтральном положении элеронов автоматически устранять крен при скольжении или крениться в противоположную скольжению сторону. [c.225]

Очевидное условие равновесия в установившемся полете состоит в том, что моменты подъемных сил, действуюш их на крыло и хвост, взятые вблизи центра тяжести самолета, должны уравновешиваться, причем большая сила, создаваемая крылом, уравновешена меньшей силой, создаваемой хвостовой частью, которая имеет большее плечо пары сил. Это является условием равновесного положения. Однако для дости-жепия устойчивости равновесия требуется второе условие, а именно если равповесие нарушается, то результируюш,ий момент от подъемной силы, действуюгцей на крыло и хвост, должен быть такой, что он стремится восстановить самолет в исходном ноложении. Если это условие выполняется, то мы говорим, что самолет статически устойчив. Пепо первым (1871) осознал значение хвостовой части в обеспечении статической устойчивости [1]. В частности, он установил, что стабили-зируюгций момент может быть создан, если крыло и хвост образуют так называемый продольный диэдр таким образом, что хвост установлен под углом атаки меньшем, чем угол атаки крыла. Оп продемонстрировал свой вывод па примере небольшой модели, снабженной винтом, приводимым в движение резиновыми валиками (рис. 12, стр. 32). [c.149]

Для поддержапия статической устойчивости самолета, хвостовое оперение не является абсолютно необходимым условием. Идея бесхвостого самолета привлекательна, поскольку хвост означает дополнительный вес и сопротивлепие. Первая конструкция бесхвостого самолета относится к 1910 году, когда в Англии Дж. У. Данн предложил и построил одип из таких самолетов. Недавно выдающийся американский конструктор самолетов Джон К. Нортроп заинтересовался созданием больших самолетов с бесхвостой конструкцией, которые оп назвал ле- [c.149]

Полная задача обеспечения устойчивости самолета намного сложнее, чем могут свидетельствовать предшествующие замечания, поэтому проблема состоит в обеснечении пе только статической устойчивости, по и более сложной — динамической устойчивости. Разницу между динамической и статической устойчивостью лучше продемонстрировать па примере. Волчок в состоянии нокоя в вертикальном положении очевидно статически неустойчив, но если он вращается, то ему, несомненно, присуще что-то вроде устойчивости. Еще один пример динамической устойчивости, известный каждому, — велосипед. Как нам следует охарактеризовать этот вид устойчивости Допустим, что установившееся движение тела, такое, как равномерное вращение или прямолинейное равномерное поступательное движение, несколько нарушено. Мы называем тело динамически устойчивым, если его последующее движение остается в определенной окрестности исходного невозмущенного движения. Папример, если отклонить ось вращающегося волчка, то гироскопическая сила стабилизирует движение, так что верхний конец волчка описывает небольшой круг или систему циклоид в окрестности своего исходного положения. Динамически устойчивое тело пе обязательно возвращается в свое исходное состояние движения. Но отклонение от первоначального движения обязательно остается малым нри условии, что исходное возмущение было малым. Очевидно, без вращения волчок упал бы таким образом, что его верхний конец непрерывно и быстро удалялся бы от своего первоначального положения. [c.150]

Итак, боковая устойчивость самолета достигается компромиссом между требованиями статической путевой устойчивости благодаря вертикальному оперепию и динамической устойчивости благодаря поперечному диэдру. Если поперечное влияние слишком сильное, то самолет во время виража слишком кренится назад, так что он скользит на крыло в другом направлении и снова переходит за положение балансировки, таким образом испытывая движение, названное голландским шагом . (Возможно название произошло из-за сходства с конькобежным шагом, который иногда демонстрировали голландцы.) Этот тип движения не является действительной неустойчивостью, но неприятен и нежелателен. Такое движение действительно пагубно для военных [c.157]

Статическая[устойчивост ь—это наличие у самолета стремления возвращаться к исходному положению сразу же после прекращения действия возмущения. При исследовании статической устойчивости самолета рассматривают, каково движение самолета в первый момент после прекращения действия возмущения и при этом изучают поведение самолета без вмешательства пилота. [c.37]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...