После моей предыдущей статьи о небылицах на Lenta.ru посыпалась куча критики от «экспертов» аэродинамики по поводу следующей фразы.
«Любой устойчивый по перегрузке самолёт, независимо от его типа, при уменьшении скорости без вмешательства пилота тангаж уменьшает. Увеличивает он его лишь при одном условии - сохранении траектории или высоты с помощью управляющих воздействий пилота или автоматики».
Претензии состоят в том, что «автор путает понятия устойчивости по скорости и перегрузке, не понимает что такое фокус и центр давления». Меня искренне радует то, что читатели выражают своё мнение и указывают на мои «ошибки», поскольку это позволяет выявить некоторые проблемы в уровне базовых знаний и подготовки лётного состава.
В данной статье я приведу выдержки из трудов Владимира Петровича Бехтира. В них я целенаправленно не вношу никаких изменений (автор рассматривает вариант увеличения скорости, при этом физика происходящего при ее уменьшении прямо противоположна).
Предварительно укажем ряд взаимодействий и характеристик, которые мы не рассматриваем в рамках изучения вопроса статической продольной устойчивости:
- Полет на «втором режиме»;
- Полет в трансзвуковом и сверхзвуковом диапазоне скоростей;
- Неравенство лобового сопротивления и тяги при разгоне/торможении.
В дальнейшем приводится выдержка без внесения авторских правок. Для упрощения восприятия я не использую курсивный шрифт.
Предварительно введем понятие о фокусе крыла самолета. При изме-нении угла атаки изменяется картина распределения давления по крылу. Это вызывает изменение величины и точки приложения подъемной силы, а значит, и величины аэродинамического момента крыла как относительно его передней кромки, так и относительно центра тяжести самолета. Но на хорде крыла можно найти точку, относительно которой его аэродинамический момент не изменяется при изменении угла атаки в диапазоне плавного обтекания. Точка, обладающая таким свойством, получила название фокуса крыла самолета.
При изменении угла атаки самолета изменяется угол атаки крыла, горизонтального оперения и фюзеляжа, а значит, изменяется и величина их аэродинамических сил. Прирост подъемной силы крыла ∆Yкр (рис. 1), горизонтального оперения ∆Yст и фюзеляжа ∆Yф, вызванный изменением их угла атаки, приложен соответственно в фокусе крыла, горизонтального оперения и фюзеляжа.
Сумма приростов подъемных сил есть прирост подъемной силы всего самолета: ∆Yкр + ∆Yст + ∆Yф = ∆Yс. Он приложен в фокусе самолета. Таким образом, фокус самолета – это точка приложения прироста подъемной силы самолета ∆Yс, вызванного изменением угла атаки.
При расположении центра масс самолета в его фокусе прирост подъем-ной силы не создает восстанавливающего момента, так как Mz(∆Yс) = 0 (рис. 2, б). Центровка самолета, соответствующая этому положению центра масс, называется нейтральной xн = xф). Самолет при нейтральной центровке находится в состоянии безразличного равновесия, т. е. на границе устойчивости и неустойчивости.
При центровках меньше нейтральной (см. рис. 2, а) самолет статически устойчив по перегрузке. Действительно, при увеличении угла атаки (∆α > 0) положительный прирост подъемной силы самолета (∆Yс > 0) создает пикирующий момент Mz(∆Yс) < 0 относительно центра масс, под действием которого самолет стремится уменьшить угол атаки до заданного. Точно так же при уменьшении угла атаки (∆α < 0) прирост подъемной силы ∆Yс < 0 – отрицательный и относительно центра масс он создает кабрирующий момент, стремящийся увеличить угол атаки самолета до заданного. Таким образом, необходимым условием, обеспечивающим продольную устойчивость самолета по перегрузке (углу атаки), является расположение центра масс самолета впереди его фокуса, причем, при более передней центровке самолет становится более устойчивым.
Под продольной статической устойчивостью по скорости понимается способность самолета сохранять и восстанавливать скорость исходного режима полета при постоянной перегрузке без вмешательства пилота (автопилота).
Из определения следует, что в данном виде устойчивости рассматриваются продольные моменты, стремящиеся восстановить заданный режим полета, когда изменения скорости полета и угла атаки связаны между собой так, что перегрузка ny = Y/G в процессе полета остается постоянной. Постоянство перегрузки при изменении скорости возможно при изменении угла атаки самолета. Точнее, на докритических углах атаки и умеренных скоростях при увеличении скорости полета угол атаки самолета должен уменьшаться, а при уменьшении скорости – увеличиваться. При таком характере движения самолета для сохранения устойчивости по скорости необходимо выполнение условия продольной статической устойчивости по перегрузке, т. е. необходимо, чтобы степень продольной устойчивости была отрицательной:
Иначе говоря, центр масс самолета должен находиться впереди его фокуса. Для подтверждения этого вывода рассмотрим такой пример. Пусть в горизонтальном полете (ny = Y/G =1) скорость самолета увеличилась на ∆V , а угол атаки уменьшился на ∆α. При этом следует учесть, что прирост подъемной силы, вызванной уменьшением угла атаки на постоянной скорости, отрицателен и приложен в фокусе самолета, а прирост подъемной силы, вызванный увеличением скорости при постоянном угле атаки, положителен и приложен в центре давления самолета (∆YV > 0). Допустим также, что центр давления самолета совпадает с его центром масс (рис. 3). Необходимо также учесть, что ∆Yα = ∆YV , так как ny = 1, а значит Y = G.
Как следует из рис. 3, продольный момент прироста подъемной силы относительно центра масс самолета равен нулю. Прирост подъемной силы ∆Yα относительно центра масс создает кабрирующий момент, стремящийся увеличить угол атаки до заданного и восстановить режим полета, т. е. при ∆α < 0 возникает Mz(∆Yα) > 0 и ∆mz > 0. Следовательно:
что соответствует условию продольной устойчивости по перегрузке и скорости.
Комментарий автора.
Важно понимать, что решение задачи статической устойчивости воздушных судов выполняется в рамках использования связанной системы координат. То есть, появление продольного демпфирующего момента может быть вызвано только лишь изменением прироста (положительного или отрицательного) подъемной силы в фокусе, поскольку прирост подъёмной силы в ЦД не даёт момента относительно ЦМ (указанное выше допущение). В связи с этим, устойчивость самолета по скорости в рассматриваемых нами условиях напрямую связана с устойчивостью самолета по перегрузке (углу атаки). При этом, единственным и непосредственным условием наличия устойчивости по скорости в рассматриваемом нами вопросе является наличие устойчивости по перегрузке.
Почему самолет уменьшает тангаж при уменьшении скорости? При уменьшении скорости угол атаки увеличивается, что создаёт положительный прирост подъёмной силы в фокусе. В свою очередь, это создаёт пикирующий момент, который влечёт за собой уменьшение тангажа и угла атаки до значения, соответствующего сбалансированному состоянию самолета.
В случае, если пилот не позволяет воздушному судну изменить траекторию, увеличение пикирующего момента влечёт за собой появление тянущих усилий на органах управления, которые пилот компенсирует с помощью триммера руля высоты, либо отклонения стабилизатора воздушного судна (в зависимости от его типа).
В свою очередь, применение скоростной и траекторной системы координат для описания статической устойчивости воздушного судна недопустимо.
Цитата из учебника В. П. Бехтира
Способность самолета создавать восстанавливающие моменты, т. е. та-кие, которые стремятся возвратить самолет к заданному равновесию ( режиму полета), называется статической устойчивостью. Из определения видно, что статическая устойчивость не изучает характер возмущенного движения самолета, а только выясняет, какие моменты возникают при нарушении заданного равновесия.
Самолет считается статически устойчивым, если при нарушении равновесия возникают такие силы и моменты, которые стремятся вернуть его в прежнее состояние. Если при нарушении равновесия не возникают никакие восстанавливающие моменты, самолет считается статически нейтральным. Если же при нарушении равновесия под действием возмущающих параметров возникают силы и моменты, которые стремятся еще дальше увести самолет от равновесного состояния, самолет называется статически неустойчивым. Он выходит на большие углы атаки, при которых возможен боковой срыв.
Статическая устойчивость является необходимым условием динамической устойчивости самолета. Но для обеспечения динамической устойчивости одной статической недостаточно. Самолет будет динамически устойчивым только тогда, когда наряду с восстанавливающими моментами он будет создавать демпфирующие моменты. Возникают они в результате вращения самолета вокруг центра масс относительно всех трех осей.
Комментарий автора
Важно понимать, что рассмотрение вопросов устойчивости и управляемости воздушного судна требует системного подхода. "Валить в кучу" понятия и определения, характерные для описания статической, динамической устойчивости и скоростной, траекторной, связанной системы координат, попросту нельзя. Я надеюсь, что данная статья поможет читателям в понимании изучаемой нами темы и разъяснит что я имел ввиду при написании фразы:
«Любой устойчивый по перегрузке самолёт, независимо от его типа, при уменьшении скорости без вмешательства пилота тангаж уменьшает. Увеличивает он его лишь при одном условии - сохранении траектории или высоты с помощью управляющих воздействий пилота или автоматики».
Всем добра и безопасных полетов!
Наш канал в Telegram: @ Flying_Upside_Down
При наличии VPN: Flying Upside Down.