При суммировании этих элементарных моментов по всему крылу можно получить результирующий момент, положительный по знаку, т. е. способствующий вращению самолета. Следовательно, при достаточно больших углах атаки крыло, которому дан начальный импульс на вращение около оси Охъ не будет сопротивляться вращению, а наоборот, начнет вращаться вокруг оси Ох1 с возрастающей (так как момент отличен от нуля) угловой скоростью Достаточно весьма небольшого (теоретически — бесконечно малого) импульса, для того, чтобы при таких больших углах атаки крыло начало вращаться вокруг оси Охх. Начальным небольшим импульсом может явиться ошибочное движение летчика, случайный односторонний порыв ветра, приводящий к созданию момента относительно оси Ох или какая-либо другая подобная причина.
|
Такой безотрывный характер обтекания самолета, как известно, сохраняется только до углов атаки, близких к углу атаки, соответствующему максимальному значению коэффициента подъемной силы. При увеличении угла атаки до околокритического или закритического возникает отрыв потока, в первую очередь, от поверхности крыла. На применяемых в настоящее время крыльях с сужением, отличным от единицы, и на стреловидных крыльях отрыв потока возникает прежде всего вблизи концов крыла, а затем, при дальнейшем увеличении углов атаки, распространяется на все крыло, поэтому характер обтекания крыла, а вместе с тем и аэродинамические свойства самолета радикально изменяются. Если крыло вращается вокруг оси Ох то местные углы атаки в каких-либо сечениях крыла отличаются от угла атаки, измеренного по центральной хорде.
Из изложенного в настоящей главе материала следует, что средство для получения хорошей боковой управляемости самолета аналогично средству для улучшения продольной управляемости. Таким средством является обеспечение достаточно высокой степени путевой статической устойчивости при относительно небольших усилиях на рычагах управления. При выполнении этого условия обеспечивается правильное соотношение между прикладываемым летчиком усилием и соответствующим перемещением самолета. При таком подходе к решению задачи обеспечения надлежащей управляемости самолета предполагается, что эффективность органов управления (в данном случае — руля направления) достаточна для балансировки самолета на всех полетных режимах. Так как при увеличении степени путевой статической устойчивости потребные углы отклонения органов управления увеличиваются, то очевидно, что степень путевой статической устойчивости нельзя повышать беспредельно.
|
При допущенных в настоящем разделе упрощениях степень поперечной статической устойчивости не оказывает влияния на показатели «хождения за рычагами» бокового управления самолетом. В действительности же это влияние имеет место; оказывается, чем больше степень поперечной статической устойчивости, тем хуже поперечная управляемость самолета. Ранее, было указано, что большая степень поперечной статической устойчивости самолета затрудняет пилотирование самолета в случае посадки с боковым ветром и в случае выхода из строя одного из двигателей при полете самолета с несколькими двигателями. Критерий при увеличении тх увеличивается, что также оказывает отрицательное влияние на характеристики боковой управляемости самолета. В итоге можно прийти к общему выводу о том, что желательна небольшая степень поперечной статической устойчивости, чтобы самолет или обладал небольшим запасом спиральной устойчивости, или даже чтобы самолет был спирально неустойчив.
Технические требования к самолету должны задавать определенные пределы изменения усилий на рычагах управления или производных функций от усилий по кинематическим параметрам движения. Зная геометрические и аэродинамические характеристики самолета с зажатой ручкой и с зажатыми педалями и приняв для самолета данного типа необходимые величины Р"х и РР, можно определить потребную степень компенсации органов бокового управления самолетом. Такой расчет следует вести, как было указано выше, для основного, расчетного режима полета (например, в случае истребителя — для режима полета с максимальной скоростью) , а затем проверить полученную степень аэродинамической компенсации на других режимах полета (например, на режиме посадки с боковым ветром, на режиме барражирования и т. д.).
|
|