Принципи на полета Оксфордска авиационна академия. Средства за увеличаване на повдигането

Странична стабилност

Странична стабилност и управление

Boeing 737 има прекомерна степен на странична статична стабилност, особено с отклонени предкрилки.

Страничната стабилност на самолета е способността му да се търкаля в посока, обратна на плъзгане. Основната роля в създаването на кренящ момент играе стреловидното крило: когато се появи плъзгане, ъгълът на стреловидност на напредналото напред полукрило ще намалее със стойността на ъгъла на плъзгане, а този на изоставащия ще се увеличи със същата сума.

Такава промяна в ъглите на стреловидност на полукрилата ще доведе до промяна в техните носещи свойства, така че коефициентът на повдигане на предното полукрило ще се увеличи, докато този на изостаналата половина ще намалее. Ще има момент на накланяне в посока, обратна на подхлъзване. Полученият момент се компенсира частично от момента на затихване при търкаляне на ролката, но все пак причинява енергично търкаляне.

По този начин въздухоплавателното средство реагира прекомерно чрез накланяне на странични пориви на вятъра, което усложнява пилотирането при условия на поривист страничен вятър.

Амортисьор за отклонение

За да се подобрят характеристиките на страничното движение на самолета и да се предотвратят незатихващи трептения от типа "холандски тангаж", в системата за управление на руля е монтиран демпфер на отклонение.

"Холандската стъпка" се появява в резултат на относително лоша стабилност на посоката и прекомерна странична стабилност на самолета.

Когато самолетът се върти около надлъжната ос, спонтанно възниква плъзгане в посока на спускащото се крило, поради възникващия страничен компонент на гравитацията. Това незабавно води до момент на преобръщане, който има тенденция да намали полученото преобръщане. При самолети с висока странична стабилност може да бъде значително. В същото време възниква момент на устойчивост на посоката, който се стреми да обърне носа на самолета в посоката на полученото приплъзване. Тъй като стабилността на посоката е много по-слаба от страничната стабилност на много самолети, възстановяването при приплъзване изостава от възстановяването при накланяне. Самолетът по инерция прескача позицията без крен и започва да се търкаля в обратна посока. По този начин самолетът, без намеса в управлението, ще извършва незатихващи трептения при накланяне и приплъзване.

Амортисьорът за отклонение изкуствено увеличава стабилността на посоката и по този начин предотвратява вибрациите.

Чувствителният елемент на амортисьора на отклонение е двустепенен жироскоп, който реагира на ъгловата скорост ω y спрямо нормалната ос Y. Този сигнал се филтрира и усилва в зависимост от скоростта на полета чрез сигнал от компютър, който изчислява надморската височина- скоростни параметри. Освен това сигналът се изпраща към машината за управление на амортисьора. Движението на пръта на кормилната машина се добавя към движението на педалите от пилота и влиза в хидравличния усилвател на руля. В този случай движенията на кормилната машина на амортисьора не се предават на педалите и пилотът не може да усети тактилно работата на амортисьора. За да се контролира работата му, се показва индикатор, показващ отклонения на руля, причинени от работата на амортисьора. Удобен контрол при рулиране: лентата трябва да се отклонява в посока, обратна на завоя.

При нови самолети с интегриран комуникационен модул между ACS и самолета, с разширени задкрилки, амортисьорният сигнал се увеличава с 29%, за да се противодейства на нарастващата странична стабилност. Освен това сигналите от 8 херца се отслабват с 50%, за да се намалят вибрациите и да се подобри комфортът на пътниците.

Осигуряването на характеристиките на взаимодействие на насочено и напречно движение може да изисква определена степен на насочена стабилност на самолета.

Странична стабилност и управляемост.

Статичната напречна стабилност отчита появата на моменти на наклон при плъзгане. При непреднамерено преобръщане ще възникне приплъзване на спускащото се полукрило и ако на самолета възникне момент на наклон, стремящ се да изведе самолета извън преобръщането, тогава този самолет има статична странична стабилност. В случай на подхлъзване самолетът също ще бъде повлиян от момента на завъртане на стабилността на посоката, но като се има предвид страничната стабилност, ще се ограничим до отчитането на моментите на наклон.

Определения.

Положителният момент на наклон води до спускане на дясното полукрило надолу.

Подобно на други аеродинамични моменти, моментът M x се изразява чрез коефициента на момента m x, така че е удобно да се вземат предвид възникващите моменти независимо от теглото на самолета, надморската височина, скоростта и т.н.

M x \u003d m x q S l или m x \u003d M x / q S l,

където M x - момент на наклон;

m x - коефициент на кренящ момент (положителен - самолетът се търкаля надясно);

q - скоростна глава; S - площ на крилото; l - размах на крилото.

Ъгълът на приплъзване  беше определен по-рано като ъгъл между надлъжната ос и проекцията на вектора на насрещния поток върху равнината на крилата. Положително е, когато потокът тече отдясно.

Статична напречна стабилност.

Наличието на статична напречна устойчивост може да се оцени от графиката m x = f (). При положително приплъзване, статично стабилен самолет ще реагира с отрицателен момент на наклон. С други думи, ако потокът се влива в самолета отдясно (+), трябва да възникне момент на наклон отляво (-m x).

Отрицателният наклон на кривата m x \u003d f () показва стабилността на самолета, а ъгълът на наклон определя степента на стабилност. Нулевият наклон на кривата показва неутралност, докато положителният наклон показва напречна нестабилност.

Желателно е самолетът да има странична статична устойчивост, но необходимата степен на устойчивост се определя от много фактори. Прекомерната реакция на преобръщане при приплъзване усложнява излитането и кацането при страничен вятър и може да доведе до нежелано колебания във взаимодействието на насочени и напречни движениясамолет. В случай на силно приплъзване високата странична стабилност може да затрудни управлението на самолета при накланяне (намали неговата ефективност).

Като цяло самолетите с относително ниска или слаба странична стабилност имат добри пилотажни качества.

Влияние на различни части на самолета.

За постигане на необходимата степен на странична стабилност се изследва влиянието на всеки компонент, който създава наклонен момент върху плъзгането. В този случай промяна в един компонент може да доведе до промяна в ролята на други части на самолета (намеса).

Крилото е основната повърхност, която влияе на страничната стабилност.

Напречно V на крилото - ъгълът между равнината на всяко крило и хоризонталната равнина, когато кренът и тангажът на самолета са нула. Напречната V на крилото е положителна, когато крилата са над хоризонталната равнина и отрицателна, когато са отдолу.

Напречната V на крилото (геометричен двустен) е мощен фактор, влияещ върху страничната стабилност. Както е показано на фигурата, положителният V на крилото допринася за развитието на стабилизиращ момент на въртене. Когато се появи страничният компонент на настъпващия въздушен поток, тогава местният ъгъл на атака се увеличава на полукрилото от страната на потока и силата на повдигане се увеличава. На срещуположното полукрило картината е обърната. Така се създава кренящ момент, стремящ се да повдигне полукрилото, по което се получава плъзгането.

положителенVкрилото подобрява страничната стабилност.

Тъй като напречната V на крилото силно влияе върху страничната стабилност, в англоезичната литература те започват да наричат влиянието на която и да е част от самолета върху страничната стабилност „ефектът на напречното V крило“ („диедрален ефект“) .

Взаимодействието на крилото и фюзелажа. Влиянието на фюзелажа върху страничната устойчивост е малко и се определя от местоположението на точката на приложение на резултантната странична сила.

Ефектът от относителното разположение на крилото и фюзелажа обаче значително влияе върху страничната стабилност.

Фигурата показва как страничният поток около фюзелажа влияе на потока около крилото:

ниското разположение на крилото дава нестабилен момент на наклон. Локалните ъгли на атака на крилото от страната на приплъзването намаляват, а от противоположната страна се увеличават. Наклонен момент за плъзгане.

високото разположение на крилото допринася за увеличаване на страничната стабилност. Показва обратната картина.

Този ефект има голямо влияние върху страничната стабилност. За борба с дестабилизиращия момент в самолетите с ниско крило се използва положително V крило. При самолети с високо крило, поради този ефект, напречното V-крило обикновено не се използва (отрицателното V-крило често се използва за намаляване на прекомерната странична стабилност).

Размах на криле.

По този начин, Стреловидното крило увеличава страничната стабилност на самолета. (Изкривеното задно крило намалява страничната стабилност).

Влиянието на стреловидността е пропорционално на C y и ъгъла на стреловидност на крилото . Фигурата показва, че при еднакво плъзгане разликата в подемните сили на полукрилата се увеличава с увеличаване на C y (намаляване на скоростта). Тъй като високоскоростните самолети изискват стреловидни крила, те показват прекомерна странична стабилност при ниски скорости.

Самолетите със стреловидно крило се нуждаят от по-малко напречно V крила от самолетите с право крило.

килсъздава малък стабилизиращ момент при плъзгане. Тъй като точката на приложение на страничната сила на кила е над центъра на тежестта, страничната сила на кила, осигуряваща стабилност на посоката, също играе малка роля в страничната стабилност на самолета.

вентрален гребенразположен под центъра на тежестта и следователно има отрицателен ефект върху страничната стабилност.

По принцип страничната стабилност не трябва да е твърде голяма. Прекомерната реакция на накланяне на самолета към приплъзване може да предизвика холандски колебания на наклон или да изисква системата за страничен контрол на самолета да бъде много ефективна за излитане и кацане в страничен вятър.

Ако самолетът демонстрира задоволителна странична стабилност при крейсерски полет, тогава има леки отклонения от нормата при излитане и кацане. Тъй като влиянието на задкрилките и тягата на двигателя е дестабилизиращо, е възможно да се намали стабилността поради тяхното влияние.

Удължаването на задкрилките прави вътрешните секции на крилото по-ефективни и тъй като те са по-близо до центъра на тежестта, резултантният момент от промяната на подемните сили на полукрилата се намалява.

Влиянието на тягата на двигателя при реактивните самолети е незначително, но значително при витловите самолети.

Силното издухване на вътрешните секции на крилото при ниски скорости на полета ги прави много по-ефективни от външните секции, което намалява страничната стабилност.

Комбинирането на ефекта на клапите и мощното издухване на витлото може да доведе до значително намаляване на страничната стабилност в режимите на излитане и кацане на витлови самолети.

Самолетът трябва да е странично стабилен, но стабилността не трябва да е голяма. Освен това се допускат някои изключения за режимите на излитане и кацане.

Проблемите, произтичащи от свръхустойчивостта, са значителни и трудни за справяне.

При наличие на странична стабилност, пилотът ще бъде принуден да отклони волана в посоката на полученото приплъзване (страната, противоположна на отклонения педал).

Заключение: Дизайнерът е изправен пред дилема. За да се увеличи скоростта на полета, на самолета е монтирано стреловидно крило, но това увеличава страничната му стабилност. За да го намалите, намалете напречната V на крилото. С горното крило на фюзелажа има допълнителен ефект, който подобрява страничната стабилност. За да се бори с това, се използва отрицателно V крило.

Динамично взаимодействие на релсово и напречно движение.

В предишния преглед реакцията на самолета на търкаляне и отклонение беше разгледана изолирано за подробен анализ.

В действителност и двата момента възникват едновременно: моментът на наклон от странична статична стабилност и моментът на отклонение от статичната стабилност на посоката.

Спирална нестабилност.

Едно въздухоплавателно средство проявява спирална нестабилност, ако неговата стабилност на посоката е много висока в сравнение със страничната стабилност.

Спиралната нестабилност се проявява гладко. Самолетът, след като бъде засегнат от смущението, започва постепенно да увеличава наклона, който постепенно може да се превърне в стръмна низходяща спирала.

Причината за появата на спирална нестабилност е, че самолетът бързо елиминира полученото приплъзване, докато слабата странична стабилност няма време да премахне ролката. В този случай моментът на странична стабилност се противодейства от спиралния момент на въртене, който възниква, когато самолетът се върти около нормалната ос. Да предположим, че има приплъзване вдясно. Стабилността на посоката започва да обръща носа на самолета надясно. В този случай лявото крило се движи по по-голям радиус, силата му на повдигане се увеличава и се стреми да завърти самолета надясно - за разлика от момента на страничната стабилност.

Скоростта на развитие на крен по време на спирална нестабилност обикновено е слаба, което не създава трудности за пилота при управлението на самолета.

"холандска стъпка".

Холандските колебания на тангажа възникват, когато страничната стабилност на самолета е по-голяма от стабилността му по посока.

Това са спонтанно възникващи нежелани вибрации, причинени от взаимодействието на релсата и напречния канал.

Когато въздухоплавателното средство има подхлъзване, моментът на търкаляне енергично създава накланяне срещу приплъзването. При издигащо се полукрило повдигането и индуктивното съпротивление са по-големи, отколкото при низходящо полукрило.

Това създава момент на отклонение, за да се намали ъгълът на плъзгане, но поради инерцията самолетът превишава нулевата стойност и се получава плъзгане от другата страна. След това процесът се повтаря от другата страна.

За да се елиминира холандското накланяне, самолетите са оборудвани с амортисьори на отклонение, които изкуствено увеличават стабилността на посоката, като отклоняват кормилото, за да противодействат на получената скорост на отклонение.

Ако амортисьорът на отклонение се повреди по време на полет, тогава се препоръчва да се елиминират получените колебания с помощта на страничното управление на самолета. Защото при използване на руля забавянето на реакцията на самолета е такова, че е възможно пилотът да завърти самолета (PIO). В този случай "холандската стъпка" може бързо да доведе до разминаващи се трептения и загуба на управление на самолета.

"Холандското накланяне" е нежелателно и спираловидната нестабилност е приемлива, ако скоростта на издигане на ролката е ниска. Следователно степента на странична стабилност не трябва да бъде голяма.

Ако степента на стабилност на посоката на въздухоплавателното средство е достатъчна, за да предотврати "холандската стъпка", тогава тя автоматично е достатъчна, за да предотврати апериодичната нестабилност на посоката (непрекъснато увеличаване на ъгъла на плъзгане). Тъй като най-добрите летателни свойства се демонстрират от самолети с висока степен на стабилност на посоката и минималната необходима степен на странична стабилност, повечето самолети имат малка спирална нестабилност. Както вече беше споменато, слабата спирална нестабилност е малко загрижена за пилотите и е много по-предпочитана от "холандската стъпка".

Стреловидното крило значително влияе върху страничната стабилност. Тъй като степента на това влияние зависи от C y, динамичните характеристики на самолета могат да варират в зависимост от скоростта на полета. При високи скорости (малки C y) страничната стабилност е ниска и самолетът има спирална нестабилност. При ниски скорости се увеличава страничната стабилност и се увеличава склонността към колебания на "холандска стъпка".

Изграждането на самолета от пилота ( ПИО ).

Някои нежелани вибрации на самолета може да се дължат на непреднамерени движения на органите за управление на самолета. Могат да възникнат колебания около всяка ос, но най-опасни са краткопериодичните надлъжни колебания. Поради забавяне на обратната връзка, пилотът/системата за управление/системата на самолета може да възбуди вибрации, водещи до структурна повреда и загуба на контрол.

Когато времето за реакция на пилота и закъснението на системата за управление съвпадат с периода на естествените колебания на самолета, неволните реакции на управлението на пилота могат да доведат до рязко увеличаване на амплитудата на колебанията. Тъй като тези колебания са с относително висока честота, амплитудата може да достигне опасни стойности за много кратък период от време.

Когато влизате в този режим на полет, най-ефективното действие е да освободите контролите. Всеки опит за насилствено спиране на трептенията само ще продължи възбуждането и ще увеличи неговата величина.

Освобождаването на органите за управление елиминира причината за възбуждащите вибрации и позволява на самолета да излезе от режима поради собствената си динамична стабилност.

Лети с високи М числа.

Обикновено полетът при високи стойности M се извършва на голяма надморска височина. Помислете за ефекта на голямата надморска височина върху поведението на самолета. Аеродинамичното затихване се проявява в появата на моменти на сили, които не позволяват на самолета да се върти около трите си оси. Причината за появата на тези моменти е изменението на ъглите на обтичане на крилото, стабилизатора и кила при въртенето на самолета.

Колкото по-голяма е истинската скорост на самолета, толкова по-малки са промените в ъглите на потока при дадена ъглова скорост на въртене и съответно по-малко затихване. Степента на намаляване на затихването е пропорционална на корен квадратен от относителната плътност на въздуха. Посочената земна (EAS) и истинска (TAS) скорости са в същото съотношение. Така, например, в стандартна атмосфера на 40 000 фута, затихването ще бъде наполовина от това на морското равнище.

Осигуряване на стабилност на скоростта на трансзвукови М числа.

Когато числото M на полета надвиши M crit, над горната повърхност на крилото се образува свръхзвукова зона с ударна вълна. Това води до:

изместване на центъра на натиск на крилото назад и

намаляване на скосяването на потока зад крилото.

За да се поддържа необходимия градиент на силите върху волана по отношение на скоростта, в системата за управление на съвременните самолети е вградено устройство, което компенсира този момент (Мах подстригвам).

Чрез увеличаване на числото M това устройство може:

отклонете асансьора нагоре;
преместете огъващия се стабилизатор надолу, или
изместете центъра на тежестта на самолета чрез изпомпване на гориво в задния резервоар.

Това действие се извършва без намесата на пилота по такъв начин, че въздухоплавателното средство има лека тенденция да увеличава ъгъла на тангажа и за поддържане на хоризонтален полет е необходимо да се приложи натиск върху хомота.

Кой метод ще се използва зависи от производителя на самолета. Тази система регулира силите в надлъжния канал за управление и работи само при големи М числа.

Заключение

устойчивост- това е качество, присъщо на самолета и позволяващо му да се върне към първоначалния режим на полет под въздействието на смущения. Има два вида устойчивост - статична и динамична. Във всеки от тези режими самолетът може да бъде стабилен, неутрален или нестабилен.

Статичната стабилност описва първоначалната реакция на самолет на отклонение от равновесие около една или повече оси (самолетът има три оси на въртене).

Самолетът е статично стабилен, ако при отклонение от състоянието на равновесие има тенденция да се върне в първоначалното си състояние.

Самолетът е статично неутрален, ако при отклонение от състоянието на равновесие не развива никаква тенденция и остава в новото състояние.

Едно въздухоплавателно средство е статично нестабилно, ако при отклонение от състоянието на равновесие има тенденция към допълнително увеличаване на отклонението. Това е силно нежелано свойство, което може да доведе до загуба на контрол над самолета.

Повечето въздухоплавателни средства са статично стабилни на тангаж и отклонение и са близки до статично неутрални на крен.

Ако въздухоплавателното средство има статична стабилност, тогава динамичната стабилност отчита времевия процес на поведението на въздухоплавателното средство след прекратяване на смущението. В процеса на връщане в равновесно състояние самолетът превишава първоначалната позиция по инерция, което създава отклонение в другата посока и процесът се повтаря.

Ако самолетът е динамично стабилен, тогава тези трептения са затихващи. Самолетът трябва да е динамично стабилен.

Ако самолетът е динамично неутрален, тогава трептенията няма да затихнат. Динамичната неутралност е нежелано явление.

Ако амплитудата на колебанията на самолета се увеличава с времето, тогава този самолет е динамично нестабилен, което е крайно нежелателно.

Стабилността (или нестабилността) на самолета се определя от формата и размерите на неговите повърхности.

Килът е основната повърхност, която осигурява стабилност на посоката. Стабилизаторът осигурява надлъжна стабилност, а крилото - напречна.

Местоположението на центъра на тежестта също влияе върху стабилността. Ако центърът на тежестта е близо до крайната задна граница, тогава самолетът ще бъде по-малко стабилен на наклон и отклонение. Когато центърът на тежестта се измести напред, стабилността се увеличава.

Въпреки че самолетът е по-малко стабилен, когато е центриран назад, летателните му характеристики са подобрени поради намаляването на насочената надолу сила върху стабилизатора (загуба на баланс). Такъв самолет има малко по-ниска скорост на спиране, по-малко съпротивление, по-голяма крейсерска скорост при същия режим на двигателя.

Маневреност- това е качеството на самолета, което му позволява лесно да маневрира и да издържа на натоварванията, свързани с това маневриране.

Управляемост- това е способността на въздухоплавателното средство да реагира на контролните действия на пилота, по-специално да контролира отношението и траекторията на полета.

Самолетът е стабилен по тангаж, ако се върне към хоризонтален полет, след като смущението, причинено от вертикален порив или отклонение на елеватора, е престанало. Позицията на центъра на тежестта и ефективността на стабилизатора имат голямо влияние върху стабилността и контрола на наклона.

Повишаване на стабилността по всяка от осите:

намалява маневреността и управляемостта, и
увеличава усилията върху волана (ръкохватка за управление, педали).

Самолетът ще намали наклона след случайно преобръщане, ако има статична стабилност при преобръщане. Страничната стабилност в английските текстове често се нарича "диедрален ефект" (ефектът на напречното V крило).

Повечето самолети имат положително V крило. Това означава, че върховете на крилата са по-високи от задната част на крилото. Ако по време на полет възникне ляво преобръщане, тогава под действието на страничния компонент на гравитацията самолетът ще започне да се плъзга наляво. Локалният ъгъл на атака на лявото крило ще се увеличи, а този на дясното ще намалее. Това ще създаде импулс, който изважда самолета от ролката.

Стреловидното крило осигурява повече M crit, освен това дава и странична стабилност на самолета. В този случай това е страничен продукт. Самолетите със стреловидно крило имат по-малко положително V крило от самолетите с право крило.

Горното крило също подобрява страничната стабилност, така че високите крила не изискват положително V-образно крило, а често правят обратното, отрицателно V-образно крило.

Прекомерната напречна статична устойчивост води до динамична нестабилност - трептения от типа "холандска стъпка".

Статична дирекционна устойчивост (лопатка) е склонността на самолета да завърти носа си по посока на насрещния поток (в равнината на крилата). Това се осигурява от факта, че страничната площ на самолета (включително кила) зад центъра на тежестта е по-голяма от площта пред центъра на тежестта.

Стреловидното крило също повишава стабилността на посоката.

Прекомерната статична стабилност на посоката води до динамична нестабилност - склонността на самолета към спирална нестабилност.

Взаимодействие на страничната и насочената устойчивост. Когато самолетът се търкаля, той започва да се плъзга върху спуснатото полукрило. Посочената устойчивост създава момент за прибиране на плъзгача (завъртане на носа към спуснатото полукрило), а напречната устойчивост създава момент за прибиране на ролката.

Ако стабилността на посоката е силна, а страничната стабилност е слаба, тогава въздухоплавателното средство ще започне да се върти около нормалната ос с бавна тенденция към намаляване на накланянето. Полукрило с по-голям радиус ще тече с по-висока скорост, което създава момент за увеличаване на ролката. Този момент се нарича спирален момент на въртене. Ако превишава момента на странична стабилност, тогава ролката непрекъснато ще се увеличава и тъй като вертикалният компонент на повдигащата сила става по-малък от теглото, самолетът ще влезе в низходяща спирала.

Ако страничната стабилност е силна, а стабилността на посоката е слаба, тогава самолетът ще се колебае като "холандска стъпка".

Системата за осигуряване на стабилност на скоростта при големи числа M (Mach trim) поддържа даден градиент на усилията в скоростта. Системата регулира натоварването на волана (лост за управление) и работи само при големи М числа.

В системата за управление на кормилото е монтиран амортизатор на отклонение, за да се подобрят характеристиките на страничното движение на самолета и да се предотвратят незатихващи трептения от типа "холандски наклон".

„Холандско накланяне“ (Dutch roll) се появява в резултат на относително лоша стабилност на посоката и прекомерна странична стабилност на самолета. Когато самолетът се върти около надлъжната ос, спонтанно възниква плъзгане към спускащото се крило поради възникващия страничен компонент на гравитацията. Това незабавно води до появата на момент на напречна стабилност M x β, който има тенденция да намали резултантното накланяне. При самолети с висока странична стабилност може да бъде значително.

В същото време възниква и моментът на стабилност на посоката M y β, стремящ се да завърти носа на самолета в посоката на полученото приплъзване. Тъй като стабилността на посоката е много по-слаба от страничната стабилност на много самолети, възстановяването при приплъзване изостава от възстановяването при накланяне. Самолетът по инерция прескача позицията без крен и започва да се търкаля в обратна посока. По този начин самолетът, без намеса в управлението, ще извършва незатихващи трептения при накланяне и приплъзване.

Чувствителният елемент на амортисьора на отклонение е двустепенен жироскоп, който реагира на ъгловата скорост ω y спрямо нормалната ос Y. Този сигнал се филтрира и усилва в зависимост от скоростта на полета чрез сигнал от компютър, който изчислява надморската височина- параметри на скоростта (Air Data Computer). Освен това сигналът се изпраща към макарата за управление на амортисьора (вижте диаграмата на главния кормилен механизъм на ракетата-носител в раздела "Управление на движението"). Макарата контролира движението на задвижващия механизъм на амортисьора, който измества центъра на въртене на първичните и вторичните сумиращи рамена и по този начин се добавя към движението на педалите от пилотите и води до движението на пръта на главния рул шофиране.

В този случай движенията на задвижващия механизъм на амортисьора не се предават на педалите и пилотът не може да усети тактилно работата на амортисьора. За да контролира работата му, се показва индикатор, показващ отклоненията на задвижващия механизъм на клапата.

Удобно управление на волана: лентата трябва първоначално да се отклонява в посока, обратна на завоя. След това лентата може да се върне в неутрално положение или дори да се отклони в посоката на обръщане. Това се дължи на сложния закон за отклонение на кормилото, когато кормилото реагира на бързо променящ се компонент на ъгловата скорост на завъртане и не реагира на неговия постоянен компонент.

При нормална работа на амортисьора по време на полет, отклонението на индикаторната лента е почти незабележимо.

При нови самолети с интегриран комуникационен модул (IFSAU), инсталиран между ACS и самолета (вижте Автоматична система за управление), с разширени клапи, сигналът на амортисьора се увеличава с 29%, за да се противодейства на нарастващата странична стабилност. Освен това сигналите от 8 херца се отслабват с 50%, за да се намалят вибрациите и да се подобри комфортът на пътниците.

Координирано плъзгане

Координираното приплъзване е контролна маневра, извършвана по време на летателни изпитания на самолета. Това позволява да се разкрият характеристиките на страничната устойчивост и управляемостта на самолета, по-специално взаимната ефективност на страничното и насоченото управление. При изпълнението му се поддържа прав полет с постоянна височина и скорост с постепенно стъпаловидно отклонение на руля. За да се предотврати полученото приплъзване да отклони самолета от правата траектория, се създава крен в обратната посока. По този начин страничният компонент на гравитацията ще компенсира страничната сила от плъзгане. При тази маневра пътният канал, така да се каже, се бори с напречния. Ако няма ограничения за якост, тогава отклоненията на кормилото се извършват до пълен поток. По правило педалите спират първи, а страничното управление все още има резерв. Но се случва и обратното.

В доклад за разследване на катастрофата на Boeing 737-200 на 3 март 1991 г. в района на Колорадо Спрингс, NTSB публикува резултатите от координирани плъзгания, извършени при 150-160 възела в различни конфигурации на клапите от 40 до 10 градуса.

Разгледан е случай на пълно отклонение (неволно отдръпване) на руля надясно с 25 градуса.

Така от таблицата се вижда, че изтеглянето на руля до крайно положение не е опасно, когато клапите са пуснати в положение от 40 до 25 градуса. Кренящият момент от полученото плъзгане може да бъде париран чрез отклоняване на волана под ъгъл съответно от 35 до 68 градуса. Това се обяснява с рязко повишената ефективност на спойлерите, отклонени по време на полет (полетни спойлери), които нарушават потока от клапата на половината от крилото, която трябва да бъде спусната.

При ъгъл на разгъване на задкрилките по-малък от 25 градуса, пълното отклонение на кормилото не е достатъчно, за да парира дърпането на руля (при скорост на експеримента - 150-160 възела). Така с клапи 15 балансирането е постигнато само при d РН =23 градуса, с клапи 10 - при d РН =21 градуса.

Долният ред на таблицата не се отнася за координирано плъзгане. В този случай балансирането беше постигнато при извършване на завой надясно с ролка от 40 градуса. В този случай воланът беше отклонен наляво с пълен ъгъл и се постига намаляване на ъгъла на приплъзване от 16 до 13 градуса поради появата на момент на затихване на земята M Y w y от ъгловата скорост на завоя.

Също така в този доклад има информация, че поведенческите изследвания са показали, че когато скоростта намалее до определена стойност, ефективността на страничното управление с клапи, разширени с 1 градус, става недостатъчна, за да парира изтеглянето на руля до крайна позиция. Тази скорост се нарича "скорост в критична точка" (въздушна скорост на пресичане).

Автоматична система за управление

Системата за автоматично управление на самолета (AFCS) се състои от три независими системи: цифровата система за управление на полета (DFCS), амортисьорът на отклонение (вижте Странична стабилност и управление) и автоматичната дроселна клапа. Тези системи осигуряват автоматична стабилизация на самолета по тангаж, крен и плъзгане и управление на самолета чрез сигнали от радионавигационни средства, бордов навигационен компютър (FMC), компютър за параметри на височина и скорост (ADC) и курсова стабилизация.

Връзката между цифровата система за управление и самолета се осъществява в зависимост от конфигурацията на самолета чрез комуникационен център (AFC) или интегриран комуникационен център (IFSAU). В зависимост от това работата на амортисьора за отклонение се променя донякъде.

Автоматичното управление на самолета се осъществява с помощта на елеватор и елерони. На самолета може да се инсталира модификация "NG". автоматично управлениекормило.

Също така има автоматично отстраняване на силите от волана в надлъжния канал (с кормилната колона се връща в неутрално положение) чрез пренареждане на стабилизатора. Няма автоматично освобождаване на силата в напречния канал, така че е забранено използването на механизма за тримиране на елерони, когато автопилотът е включен. В този случай кормилната машина на автопилота ще надвие пружината на механизма за зареждане (усещане за елерони и центриращ блок) и когато автопилотът е изключен, самолетът ще започне да се търкаля неочаквано за пилота.

Подобен инцидент се случи на 6 септември 2011 г. в авиокомпанията ANA, въпреки че там пилотът, като неволно отклони тримерния механизъм на кормилото, разбалансира канала на коловоза, което доведе до изключване на автопилота и самолетът се завъртя рязко.

По време на полет, с включен автопилот, контролната колона и воланът трябва да са в неутрално положение. Това показва липсата на усилие в окабеляването на асансьора и елероните. Отклонението на кормилната колона от неутрално положение е знак за повреда на управлението на стабилизатора или неговото отклонение (бягане).

Отклонението на волана показва напречната (пистата) асиметрия на самолета, неравномерен разход на гориво или асиметрична тяга на двигателя. Техниката за подстригване на страничния канал е описана в раздела за странична стабилност и контрол.

В случай на полет с асиметрична тяга на двигателя, пилотът трябва самостоятелно да управлява канала на коловоза чрез отклонение на педалите. В противен случай точността на поддържане на зададените параметри на полета не е гарантирана.

Изключването на автопилота (DFCS) се обозначава с мигащи червени лампи на бутона A/P P/RST и звук на сирена, а изключването на автопилота се обозначава само с червените лампи на бутона A/T P/RST. Според доклада на AAIB (Air Accidents Investigation Branch) относно разследването на инцидента с Thomsonfly Boeing 737-300 в Борнмут (Обединеното кралство) на 23 септември 2007 г., липсата на звукова аларма за автоматично изключване на дросела е допринесъл фактор за инцидента. По време на подхода за кацане, когато двигателите работят в режим „Малък газ“, автоматичният газ се изключва, което остава незабелязано от екипажа. На глисадата самолетът загуби скорост до 82 възела (20 км/ч под V REF) и влезе в режим на срив.

В допълнение към управлението на самолета, цифровата система за управление на полета (DFCS) показва на пилотите отклоненията на направляващите щанги при крен и тангаж. Тези отклонения са еквивалентни на команди към кормилните машини на автопилота. Следователно, когато автопилотът е изключен и пилотът управлява самолета по направляващите лостове, той върши работата на машината за управление на автопилота. Пилотирането от директорите значително повишава точността на поддържане на определените режими, но отбива пилота от сканиране и анализиране на показанията на инструментите, тоест допринася за влошаване на летателните умения. Това се улеснява от политиката на авиокомпаниите, които в името на комфорта на пътниците забраняват на своите пилоти да летят с изключени директори, дори при прости метеорологични условия. Проблемът със загубата на умения на летателния екипаж в управлението на самолета, когато автоматизацията е изключена, е многократно повдиган на международни конференцииотносно безопасността на полетите, но нещата все още са там.

Полет на самолет с асиметрична тяга

Помислете за поведението на самолета непосредствено след повреда на един от двигателите и необходимото управление (балансиране), за да се осигури праволинеен полет с един спрян двигател.

Оставете левия двигател да се повреди. Моментът на отклонение M U DV ще започне да действа върху самолета, завъртайки го наляво. Ще има приплъзване на дясното крило и, следователно, момент на търкаляне Mx b към крилото при спрян двигател. Фигурата показва приблизителна промяна в ъглите на приплъзване и накланяне, когато левият двигател е спрян.

Тъй като има голяма странична стабилност (особено с разпънати клапи), наклонът ще бъде силен, изискващ незабавна намеса на пилота. За да се парира моментът на крен, когато двигателят работи в режим на излитане, пълното отклонение на волана не е достатъчно. Необходимо е да се премахне приплъзването на руля.

Нека разгледаме какви са условията за балансиране при дълъг полет с един празен двигател. Нека анализираме два конкретни случая на балансиране в прав полет със спрян двигател: 1) без крен, 2) без плъзгане, както и препоръката на Boeing.

1. Летете без преобръщане.

За да балансирате без преобръщане, е необходимо да създадете приплъзване на лявото крило. След това към момента от асиметричната тяга Mu dvig ще се добави моментът от плъзгане Mu b. Тяхното балансиране изисква голямо отклонение на руля. Страничните сили от руля Z rn и от плъзгането Z b ще действат в противоположни посоки и ще се балансират при определен ъгъл на плъзгане. Напречният момент Mx b ще бъде компенсиран от моментите от руля Mx rn и елероните Mx eler.

Изглежда, че за пилот прав полет без крен е най-приемлив, но поради големия необходим ъгъл на отклонение на руля съпротивлението на самолета се увеличава. Това влошава характеристиките на самолета, особено при повреда на двигателя при излитане с голяма маса и при високи температури.

Имайте предвид, че въпреки че полетът се извършва тук с приплъзване, но топката за индикатор за плъзгане ще бъде разположена строго в центъра. Факт е, че аеродинамичните сили в този случай са разположени в равнината на симетрия на самолета. Най-общо казано, това устройство не е индикатор за приплъзване, а индикатор за странично претоварване. Страничното g-натоварване възниква от некомпенсираната аеродинамична сила Z, която се балансира от страничния компонент на гравитацията G * sing при летене с накланяне или центробежна сила при завъртане на самолета.

2. Полет без плъзгане.

Моментът на завъртане от двигателя Mu dvig се балансира от момента от кормилото M rn. Страничната сила Z pH се балансира от страничния компонент на гравитацията G*sing, когато се създава преобръщане на дясното крило. Напречният момент от руля Mx rn се балансира от момента от елероните Mx eler. Обърнете внимание на отклонението на елерона в обратната посока, в сравнение с балансирането без преобръщане. Топката в този случай ще бъде отклонена към спуснатото крило, въпреки че няма да има приплъзване.

Този режим на балансиране е най-полезен за енергията на самолета, тъй като осигурява минимално съпротивление. Но точното поддържане на режима е проблематично. Първо, пилотите нямат индикация за ъгъла на хлъзгане, и второ, когато тягата на работещ двигател се променя, моментът на завъртане се променя, което означава, че се променя необходимото отклонение на руля и съответно се променя страничната сила на руля, и следователно необходимия ъгъл на накланяне, за да го компенсира. Летателните наръчници за съветски самолети дават на пилотите приблизителна цифра от 3 до 5 градуса крен на работещ двигател.

Boeing дава друг критерий за управление. Помислете за схемата на балансиране в случай на повреда на левия двигател.

На него цифрите 1 и 2 показват разгледаните случаи на балансиране без търкаляне и без приплъзване. Съществуват обаче безкраен брой други балансиращи позиции. Boeing препоръчва на пилотите да балансират самолета с нулево отклонение на елерона (нивелирайте колелото за управление). Пише, че в този случай има леко търкаляне на работещ двигател и топката леко се отклонява в същата посока. Както се вижда от диаграмата на балансиране, тази позиция е нещо средно между двата разглеждани случая на балансиране. Удобно е да го поддържате, защото за да контролирате „хоризонталността“ на волана, дори не е необходимо да гледате в кабината и можете да контролирате правилната позиция на руля с тактилни усещания на ръката. Коя половина на волана е спусната означава, че педалите трябва да бъдат отклонени в една и съща посока за балансиране. Абсолютно същата техника на пилотиране с включен автопилот, тъй като педалите не се управляват от автопилота.

Failsafe

Failsafe се отнася до анализа на въздействието на неизправностите върху поведението на самолета и способността за безопасно завършване на полета.

При разследването на катастрофата на 3 март 1991 г. NTSB оцени деформацията на ролката, необходима за противодействие на следните повреди в системата за управление:

1. Прибираща се секция от летва или летва на Крюгер не е удължена. При турбулентни условия този провал вероятно ще остане незабелязан.

2. Повреда на амортизатора на отклонение при дръпнато на 2 градуса руля. (Максималният ъгъл на отклонение на кормилото от демпфера на въртенето на серия (300-500) е 3 градуса). Парирането изисква отклонение от 20 градуса.

3. "Плаващ" спойлер-елерон.

(Спуснатият спойлер се държи в полет от хидравлична система. Ако системата за задържане на спойлера се повреди, тогава той, поради разреждането над крилото, може да се издигне над повърхността на крилото. Това се нарича "плаващ".)

Парирането на такъв отказ изисква отклонение на кормилото с 25 градуса.

4. Макара на руля, причиняваща 10,5 градуса отклонение на руля. Изисква отклонение на волана от 40 градуса.

5. Парирането на асиметричната тяга на двигателя с 8 градуса теглене на руля изисква 30 градуса отклонение на руля.

Направено е общо заключение, че тези повреди не могат да бъдат причина за загубата на управляемост на самолета.

Недостатъци на самолета

От гледна точка на въпросите, свързани с аеродинамиката, самолетът има следните недостатъци:

1. Въпреки факта, че самолетът е оборудван с ветропоказатели, информация за текущия ъгъл на атака не се дава на пилотите (с изключение на някои конфигурации на самолети от серия 600 и по-нови). Подаването на подобна информация би помогнало много в случаи на ненадеждна работа на компютъра за височинни и скоростни параметри, грешно въвеждане на информация за теглото на самолета в навигационния компютър (FMC), извеждане на самолета от затруднено положение, кацане. подход с различни повреди на механизацията и др.

2. В закона за управление на двигателя няма пряко ограничение на режима на двигателя при достигане на максимално допустимата температура на газа зад турбината. Следователно, в процеса на увеличаване на скоростта на излитане, температурата на газовете зад турбината непрекъснато се повишава и при излитане в горещо време с големи излетни тегла може да надвиши максимално допустимата стойност. Това налага допълнително натоварване на екипажа за допълнителен контрол и ръчна настройка на режима на двигателя по време на разбег и при начален набор. Което не е в полза на безопасността на полета.

3. Самолетът има прекомерна странична стабилност, особено когато задкрилките са разпънати. Това усложнява пилотирането му и причинява неудобства на пътниците при излитане и кацане при пориви на страничен вятър и при полет в турбулентна атмосфера.

Като пример за този параграф е подходящ инцидентът с Боинг 737-500 на украинските международни авиолинии на 13 февруари 2008 г.

При кацане в Хелзинки при силен поривист страничен вятър, командирът на екипажа, парирайки преобръщането, причинено от порива на вятъра с прекомерна енергия, позволи на върха на крилото да докосне пистата.

При самолети от модификацията NG с крило този недостатък беше още по-засилен.

По същата причина самолетът реагира рязко с крен на приплъзването, което се получава при повреда на двигателя при излитане. В този случай пълното отклонение на волана по протежение на ролката не е достатъчно, за да парира момента на накланяне и е необходимо кормилото да се отклони без забавяне, за да се парира възникналото приплъзване. В условията на видимост на естествения хоризонт този проблем обикновено се решава без проблеми. Но в облаци или при ограничена видимост решението на този проблем изисква специално обучение и е доста трудно за пилоти, които са свикнали да пилотират според съветската система за показване - изглед от земята към самолета.

4. Според доклада на AAIB (Air Accidents Investigation Branch) относно разследването на инцидента с Thomsonfly Boeing 737-300, който се случи в Борнмут (Обединеното кралство) на 23 септември 2007 г., пълното отклонение на асансьора не е достатъчно, за да парира накланянето момент от двигателите. Изваждайки самолета от режим на срив, екипажът доведе двигателите до режим, надвишаващ пълната излетна мощност. В същото време наклонът на самолета се увеличи до 44 градуса, въпреки факта, че командирът напълно отхвърли контролната колона от себе си. В този случай е необходима помощта на стабилизатор.

5. На самолети от модификация NG крейсерското число M на полета се увеличи и се доближи до M MO. Въпреки това, повишената инерция на самолета (поради по-голямата маса) и алгоритъмът на работа на автодросела са такива, че съществува реална заплаха от непреднамерено превишаване на M MO при крейсерски полет в турбулентна атмосфера с увеличаване на насрещния вятър компонент на скоростта.

6. Сервокомпенсаторът на елеватора, предназначен да намали усилието върху волана по време на директно (без усилвател) управление на самолета, може да провокира собствени трептения в управляващото окабеляване. Тези случаи бяха отбелязани на 1 март 2010 г. http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/1_marta_2010_goda_brjussel/8-1-0-17

http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/povtornaja_proverka_servokompensatorov/8-1-0-15 .

Също така, вибрацията на серво компенсатора се счита за една от възможни причиниКатастрофа на Boeing 737-800 в Бейрут на 25 януари 2010 г.

Както вече беше отбелязано, крило с ниско съпротивление, предназначено за високоскоростен полет, няма добри носещи свойства при ниски скорости на полет в конфигурация на полета и следователно има много високи скорости на срив. Висока скорост на срив в конфигурацията на полета може да бъде разрешена при задължително условие за задълбочен анализ на всички граници на скоростта и правилата за експлоатация на самолета, но такава скорост е неприемлива, тъй като това увеличава дистанциите за излитане и кацане на самолета. Следователно, за да се намали скоростта на срива и свързаните с нея скорости по време на излитане и кацане, се използват устройства за увеличаване на повдигането. Използването на тези устройства, разбира се, помага да се намали разстоянието за излитане и кацане на самолета.

Нека се обърнем отново към формулата на повдигащата сила c ff S-V 2 pl/ 2 и не забравяйте, че S е ефективната площ на крилото и с при- коефициент на повдигане.

Ясен е принципът на действие на задкрилките, разположени по задния ръб на крилото. Такива клапи, с изключение на обикновени клапи и разделени клапи, осигуряват увеличаване на повдигането поради:

А) увеличаване на хордата на крилото и произтичащото много значително
значително увеличение на площта на крилото (т.е. поради увеличение
множителят S във формулата на повдигащата сила);

B) увеличаване на общата кривина на профила на крилото (т.е. поради
увеличаване на множителя с при ). Профил на повишена кривина от
накланя потока по-интензивно и по този начин увеличава
повдигаща сила.

Клапата може да бъде много сложна и е направена както под формата на дизайн с два слота, така и с три слота. Слотовете са предназначени да осигурят стабилност на потока върху горната повърхност на профила и по този начин да забавят отделянето на потока до възможно най-високите ъгли на атака.

С развитието на реактивния въздушен транспорт необходимостта от добро високоскоростно крило стана още по-неотложна, тъй като стана необходимо да се комбинира икономична работа при много високи крейсерски скорости с добри характеристики при излитане и кацане. Въпреки по-нататъшните подобрения в дизайна на клапите обаче, скоростите на спиране остават високи и трябва да се направи нещо ново. Съвсем естествено предният ръб на крилото привлича вниманието на конструкторите и на него започват да се поставят и устройства за подобряване на носещите свойства на крилото.

Първоначално това бяха прости чорапи, огънати надолу, но по-късно се появиха прибиращи се предни ръбове или ламели. Те работят по същия начин като клапите, т.е. те: а) в повечето

^8 Д. ДАБИС ИЗ

Конфигурация за кацане

крейсерска конфигурация

Ориз. 4.8. Промяна на подемната сила в зависимост от конфигурацията на самолета

В някои случаи площта на крилото е леко увеличена, б) общата кривина на профила се увеличава допълнително и в) ефективността на основния профил на крилото се увеличава. Ламелите осигуряват добър въздушен поток около крилото до големи ъгли на атака, предотвратяват разделянето на потока и следователно позволяват получаване на по-високи стойности на максималните коефициенти на повдигане.

На фиг. 4.8 можете да видите разликите между секциите на крилото при крейсерска и кацаща конфигурация.

Описаните устройства позволяват да се превърне високоскоростно крило с ниско съпротивление в крило с много висока товароносимост по време на излитане и кацане.

Голяма част от това, което може да се каже за последствията от въвеждането на механизирани крила, е съвсем елементарно. Трябва обаче да се подчертаят по-специално следните четири обстоятелства.

^ Излишно повдигане

ATв началния момент на заход, когато въздухоплавателното средство преминава от крейсерска към конфигурация за кацане, се създава значителен излишък на повдигане. Ако ъгловото положение на самолета не се промени, тогава това излишно повдигане ще доведе до увеличаване на височината на полета. В този случай ефектът от скоростта е до известна степен академичен по природа, тъй като излишъкът от съпротивление малко след завършване на процеса на преконфигуриране ще доведе до намаляване на скоростта на полета. Обща промянадиферентът може да бъде доста значителен и трябва да се внимава много, за да се избегне увеличаването на височината на полета в интерес на точността на траекторията на полета.

^ Преждевременно почистване на механизацията

Ако след излитане механизацията се прибере при твърде ниска въздушна скорост, самолетът може да се окаже в много опасна зона със скорости, близки до скоростта на сриване за конфигурацията на полета.

гурации и в същото време могат да възникнат допълнителни усложнения поради голямото увеличение на съпротивлението, свързано с летене със скорости под V IMD . За да се преодолеят тези усложнения, е необходима по-голяма тяга на двигателя. Ако вече се използва максимална тяга, тогава загубата на височина при връщане към нормалните условия на полет е почти неизбежна. Тези, които са запознати с конструктивните характеристики на полета на свръхзвуков транспортен самолет, очевидно ще намерят този режим за еквивалентен на летене с по-малка от скорост при нулева скорост на изкачване, при което връщане към нормален полет е възможно само със загуба на височина. Последствията от преждевременното прибиране на механизацията ще бъдат още по-опасни при полет на завой поради увеличените скорости на срив, присъщи на този режим.

Затова след излитане, преди да свалите механизацията, се уверете, че скоростта вече е достатъчна за конфигурацията на полета. Ако задкрилките се прибират бавно, което е много често срещано, комбинирайте известната скорост на прибиране на задкрилките с очакваната скорост на ускорение на самолета, за да достигнете желаната въздушна скорост до момента, в който задкрилките се приберат.

^ Случай на частична повреда на механизацията

Целта и надеждността на дизайна на ламелите и клапите определят честотата на конкретна повреда. За по-голямата част от самолетите, с които авторът е запознат, всякаква механизация на крилото е по-добра от никаква; следователно всички работещи средства за механизация на крилото обикновено се използват за увеличаване на повдигането, но, разбира се, при условие на тяхното симетрично освобождаване. Тези необичайни конфигурации очевидно съответстват на високи скорости на кацане и по-лоши, но въпреки това доста безопасни характеристики на срива на самолета. Летателните характеристики остават почти нормални, с изключение на това, че в случай на повреда на системата за удължаване на задкрилките, самолетът ще има увеличен ъгъл на наклон, когато лети по глисада. Трябва да се отбележи, че на някои реактивни самолети не е позволено да удължават задкрилките без удължаване на предкрилките, или обратното.Следователно повредата на някое от тези устройства води до необходимостта от кацане в полетна конфигурация. Тествайте се, за да сте сигурни, че сте запознати с всички специфики на летенето на самолет в тези условия.

^ Случай на пълен отказ на механизацията

В редки случаи на пълен отказ на всички средства за механизация на крилото, пилотът ще трябва да се приближи до самолета в полетна конфигурация. Пилотирането на самолет не създава особени затруднения. Разбира се, скоростта на влизане

Кацането ще бъде доста високо, но само по себе си няма нищо заплашително в скоростта (повече за това вижте по-долу), а подходът се извършва по същия начин, както при конвенционален самолет с PD без клапи.

Тук е уместно да се отбележи следното:

Теглото на самолета трябва да бъде намалено, доколкото е възможно,
да се намали необходимата скорост на заход и да не се превишава
задайте максимално допустимата скорост на пневматиката
самолет на земята.
Тежките климатични условия трябва да се избягват. то
една от онези области, където самата въздушна скорост става
много важно, защото за всяка дадена височина, време, не
заобиколен, за да се елиминира страничната грешка на пилота на самолета -
в момента, в който се установи визуален контакт със земята и докато
земята - намалява с увеличаване на скоростта.
Необходимата дистанция за кацане на самолет може да бъде много
голям. Зависи от типа самолет и варира в широки граници.
граници. За тези типове самолети, за които в подобни системи
ситуации е позволено да се използва пълна обратна тяга не
точно преди съприкосновение, необходимо разстояние за кацане
ще бъде малко повече от нормалното. На самолети с
летви и използване на обратна тяга само след докосване,
разстояние от момента, в който въздухоплавателното средство е пресекло предния ръб на пистата
на скорост V ATдо пълно спиране на самолета може да бъде
без вятър около 2700 м (без марж).
Извършете лек подход за кацане почти нагоре.
чадъри. На самолет с четири двигателя, контрол на скоростта
полетът се улеснява от извеждането на външни двигатели в режим на малък
газ и когато се използва само за подходи за кацане
вътрешни двигатели (за самолет с три двигателя в режим
малък газ, централният двигател е изведен). Тъй като re
активният самолет има ниско съпротивление,
тягата ми ще е напълно достатъчна, а големите движения ръмжат
gov управлението на двигателя ще бъде възможно без голямо
промени в скоростта.
Не повдигайте самолета твърде високо, когато кацате, в противен случай може
можете да ударите земята с опашната част на фюзелажа. близо
земята, след като вече сте намалили вертикалната си скорост
намаляване с малко отклонение на асансьора нагоре, просто
продължавай да се доближаваш до земята.
След докосване фокусирайте цялото си внимание върху спирачката
самолет. Разширете спойлерите веднага и напълно
включете обратната тяга на всички двигатели. Дръжте двигателите си работещи
обръщане на тягата натиснете, докато стане ясно, че
самолетът няма да надхвърли пистата. Оставете тягата да се обърне
в първите няколко секунди, за да направите трика. Уверете се, че sa
ударете здраво на три точки и след това внимателно донесете
спирачни сили до максимум и ги задръжте за известно време

116

време. Съвременните спирачки са много ефективни и количеството енергия, погълнато от тях в този случай е по-малко, отколкото при прекъснато излитане на самолет с максимално излетно тегло при скорост Viда спра.

В заключение трябва да се каже, че ако в случай на кацане на самолет в полетна конфигурация е възможно да се отиде на алтернативно летище с дълга писта, добри подходи и добри метеорологични условия, тази възможност трябва да се използва.

^ КРИЛО ЗА ПОМЕТАНЕ

Подемната сила се генерира от крилото чрез ускоряване на въздушния поток над горната повърхност на крилото до скорост, която е по-бърза от потока под долната повърхност. Колкото по-голяма е разликата между тези скорости, толкова по-голям е спадът на налягането и съответно векторът на повдигащата сила е по-голям.

Тъй като локалната скорост на потока над горната повърхност надвишава скоростта на ненарушения поток при наличие на значителна кривина на профила с доста значителна сума, очевидно е, че потокът над горната повърхност ще достигне скоростта на звука по-рано от това се случва в необезпокояван поток. При тази скорост се образуват локални удари на крилото и започва да се проявява ефектът на свиваемост, съпротивлението се увеличава, усеща се удар, повдигането и позицията на центъра на налягането се променят, което при фиксиран ъгъл на стабилизатора води до промяна в надлъжния момент. Числото М, при което започва да се проявява влиянието на свиваемостта, се нарича критично; за право крило може да бъде доста малък, около 0,7.

Спомнете си, че при значителен размах на крилото векторът на скоростта, нормален към предния ръб, ще бъде по-малък от вектора на скоростта на необезпокоявания поток. На фиг. 4.5 вектор ACпо-малко от AB.Тъй като крилото реагира само на вектора на скоростта, нормален към предния ръб, тогава на стреловидното крило, за произволен номер M на насрещния поток, ефективният компонент на скоростта, нормален към предния ръб на крилото, намалява. Това означава, че въздушната скорост може да се увеличи, докато този компонент на скоростта достигне скоростта на звука, като по този начин се увеличи критичното число М. Ето защо високоскоростните самолети имат стреловидни крила. Тъй като относителната дебелина на крилото определя степента на ускорение на въздушния поток над горната повърхност на крилото, колкото по-тънко е крилото, толкова по-малко е ускорението на потока. Следователно с тънко крило могат да се постигнат по-високи въздушни скорости, преди въздушният поток над горната повърхност да стане звуков. Ето защо високоскоростните самолети имат тънъкразмахани крила.

Използването на стреловидно крило води до много значителни последици. С един поглед към таблицата на разликите,

Увеличено НамаленоОриз. 4.9. Зависимостта на ефективното разширение
проекция проекцияъгъл на отклонение на крилото

педя педя

з Ясно е колко свойства има самолетът, които зависят от размаха. Всички те са достатъчно важни, за да заслужават специални подраздели и само два от тях трябва да бъдат обсъдени в този подраздел.

Тъй като стреловидността води до намаляване на ефективната скорост на потока, тогава, при равни други условия, стреловидното крило при всяка скорост на полета ще създаде по-малка подемна сила от право крило. Тази загуба на повдигане може да се компенсира чрез увеличаване

Ъгълът на атака, който по-специално обяснява наличието на доста големи ъгли на наклон за реактивни самолети по време на подход за кацане. Това изобщо не означава, че самолет със стреловидно крило лети при ъгли на атака, по-близки до срива, отколкото самолет с право крило; и двата самолета се експлоатират със съответните им скорости (около l.3Vs)> но самолетът със стреловидно крило реализира максималните стойности с припри по-високи ъгли на атака от самолет с право крило. Това е така, защото потокът върху горната повърхност на стреловидно крило е по-малко "енергичен" от този на право крило и следователно приближаването към ще се случи при високи ъгли на атака.

Когато самолет с право крило се завърта, той също се търкаля. Това е така, защото вътрешната конзола на крилото се забавя и се спуска към завоя, докато външната се ускорява и се издига, тъй като при различни скорости на конзолите на крилото се получават различни стойности на повдигане на всяка конзола. При самолет със стреловидно крило този ефект се влошава от факта, че стреловидността на всяка конзола на крилото значително влияе върху ъгъла на плъзгане. По-бързата външна конзола на крилото става по-малко стреловидна по отношение на потока и създава, при същия ъгъл на атака, увеличено повдигане, тъй като това увеличава съотношението на ефективния аспект на крилото. По-бавната вътрешна конзола на крилото става още по-стреловидна и при същия ъгъл на атака, поради същата причина, губи повдигане. Това допълнително нарушава равнопоставеността на компонентите на подемната сила върху панелите на крилата и значително увеличава склонността към преобръщане. Ориз. 4.9 показва, че външното крило има много по-голямо ефективно аспектно съотношение,

отколкото вътрешната конзола и освен това се движи с по-висока скорост. По този начин, прилагайки за всяка конзола на крилото поотделно формулата ° С г S ^UpV 2 , виждаме, че външната конзола на крилото има по-високи стойности на V 2 и с при , докато вътрешната конзола е по-малка. Това води до много значителен крен на самолета. Този голям кренящ момент по време на кривене на самолета е много важен за анализа на летателните характеристики на самолета и различните му проявления ще бъдат отразени подробно в съответните подраздели на книгата.

^ ХОЛАНДСКИ СТЪПКИ КОЛЕБАНИЯ

Ако летите с внимателно балансиран и силово регулиран (включително използване на рул и трим елерони) самолет с PD в крейсерска полет и след това освободите управлението на трите канала наведнъж, самолетът ще поддържа стабилен полет поради стабилността на самолета и по трите оси. Ако сега хванете контролната колона и леко наклоните самолета, първо кажете 15 градуса наляво и след това 15 градуса надясно и повторете това няколко пъти, това, което ще се случи, е нещо, което се усеща от пилотите на реактивни самолети като трептения, често наричана "холандска стъпка". След това оставете самолета да се успокои и след това отклонете руля първо наляво, а след това надясно. Както само при елерона, подобно движение ще се развие: отклонението в едната посока ще накара самолета да се търкаля в определена посока (както е обяснено по-горе), след което отклонението в другата посока ще накара самолета да се търкаля в противоположната посока. Сега сме много близо до това да си представим какво всъщност представлява „холандската стъпка“ на реактивен самолет.

„Холандската стъпка“ е комбинирано движение на отклонение и накланяне, при което отклонението не е толкова значително, колкото накланянето и изглежда, че самолетът е подложен на дълго променливо движение на накланяне. Докато движението на "холандската терена" не е прекалено интензивно, не се наблюдават смущения в терена.

Иначе "холандската стъпка" може да се определи като странично осцилаторно движение на самолета. Заедно с осцилаторното движение има спирално движение, феномен, който ще бъде обяснен по-долу, въпреки че самият термин почти обяснява същността му.

Характеристиките на насоченото и странично движение на самолета зависят от няколко взаимосвързани фактора. От една страна, това е влиянието на напречния ъгъл Vи ъгъл на стреловидност, от който основно зависят характеристиките на напречното движение на самолета; от друга страна, това е влиянието на вертикалната опашка и руля, от които основно зависят характеристиките на насоченото движение. От връзката на тези две групи фактори, свойствата на спиралата и трептенията

battalny движения на самолета, които винаги са в конфликт. Ако доминират факторите, действащи в напречната равнина, тогава самолетът има тенденция към спирална стабилност и осцилаторна нестабилност; ако факторите, действащи в равнината на отклонение, доминират, тогава самолетът има тенденция към спирална нестабилност и осцилаторна стабилност. Разбира се, други фактори също влияят върху поведението на самолета, но, както винаги, решаващият фактор в крайна сметка е успешният компромис между двете посочени характеристики на стабилност.

Вибрационната стабилност, т.е. затихваната "холандска тангажа", сега може да се дефинира като тенденцията на въздухоплавателното средство, при наличие на смущения както в коловоза, така и в напречния канал, да потуши произтичащите колебания на отклонение и въртене и да се върне към постоянен полет условия.

Преди да пристъпите към разглеждане на причините за това поведение на самолета, не забравяйте, че стреловидното крило има значителна тенденция да се търкаля, когато самолетът се завърта (това беше обсъдено по-подробно по-горе).

Когато самолетът се върти, той се търкаля. Вертикалната опашка и кормилото предотвратяват отклонението, забавят го и го спират и самолетът се връща към прав полет. Ако вертикалната опашка и кормилото имат достатъчно големи площи, тогава амплитудата на всяко следващо колебание на отклонение и накланяне ще бъде по-малка от амплитудата на всяко предишно колебание; амплитудата постепенно ще намалява до пълното спиране на трептенията. Въпреки това, ако вертикалната опашка и кормилото са твърде малки (забележете „твърде малки“ само в смисъл на осигуряване на необходимите характеристики на вибрационна стабилност), амплитудата на всяко следващо колебание на отклонение и накланяне ще бъде по-голямо от амплитудата на предишното и осцилаторното движение на самолета, наречено "холандско накланяне", става дивергентно, т.е. нестабилно. И въпреки че първоначалното смущение на отклонението е основната причина, която причинява това неблагоприятно поведение на самолета, все пак при повечето самолети движението в равнината на накланяне ще бъде най-забележимо за пилота. Ето защо движението на самолета в тази равнина се използва като основа за оценка на представянето на "Dutch Pitch".

Подобно на други видове стабилност, вибрационната стабилност може да бъде положителна, отрицателна или може да има нулева вибрационна стабилност; тези видове осцилаторна стабилност съответстват на затихваща, дивергентна и незатихваща "холандска стъпка" (колебания с постоянна амплитуда). Характеристиките на "холандската стъпка" се определят от осцилограмите на изменението на ъгъла на наклона в зависимост от времето. Осцилограмата на затихващото движение е показана на фиг. 4.10.

Ориз. 4.10. Избледняващата "холандска стъпка"

Затихващото осцилаторно движение е безопасно, тъй като самолетът, оставен на собственото си устройство, в крайна сметка бързо или бавно ще се върне към постоянен полет. Ориз. 4.11 илюстрира природата на незатихващата "холандска стъпка" с постоянна амплитуда.Това движение, което характеризира нулевия марж на вибрационна стабилност, е доста безопасно, тъй като само по себе си не влошава състоянието на нещата, но въпреки това липсата на границата на вибрационна стабилност е нежелателна, тъй като ако амплитудата на трептенията е голяма или честотата на трептенията е малка, пилотирането на самолета става неприятно и уморително.

На фиг. 4.12 показва осцилограма на дивергентна "холандска стъпка" (отрицателна осцилаторна стабилност). Такова движение е потенциално опасно, тъй като рано или късно, в зависимост от степента на нестабилност, самолетът може напълно да излезе извън контрол или да изисква постоянно внимание и много високо умение на пилота, за да поддържа правилното ниво на управляемост.

Разминаващите се трептения трябва да бъдат оценени, както следва: ако трептенията се разминават по амплитуда, въздухоплавателното средство не може да бъде сертифицирано за експлоатация, но ако тези колебания се разминават много бавно, тогава въздухоплавателното средство може да бъде допуснато да влезе в експлоатация. Пилотите обикновено не намират значителна разлика между бавно разминаващи се трептения на "холандска стъпка" и трептения с постоянна амплитуда, тъй като това изисква много дълъг период от време. Поради тази причина за кратък период от време слабо дивергентните трептения на "холандска стъпка" се възприемат от пилотите като трептения с постоянна амплитуда. Следователно най-удобният параметър за оценка на степента на вибрационна стабилност на самолета е времето, през което амплитудата на вибрациите се удвоява (осцилаторно

нестабилност) или, алтернативно,

". уста, намалена на две

За (вибрационна стабилност).

Ориз. 4.11. Непрекъсната "холандска стъпка" с постоянна амплитуда

Ориз. 4.12. Непрекъсната "холандска стъпка" с дивергентна амплитуда

5 10

Време, s

Изискванията в тази област все още не са окончателно установени, въпреки че наскоро бяха проведени голям брой изследвания във връзка със свръхзвукови транспортни самолети и, очевидно, резултатите от тези изследвания могат да бъдат разширени до дозвукови самолети. Проучванията са установили, че ако амплитудата на трептенията се удвои за 50 секунди или повече, тогава можем да приемем, че самолетът има нулева граница на осцилаторна стабилност, докато двукратното увеличение на амплитудата за 15 секунди или по-малко показва значителна осцилаторна нестабилност на самолета. Очевидно времето на удвояване на амплитудата, равно на 35-40 секунди, може да се приеме като граница на колебателна нестабилност. Само този критерий обаче все още е недостатъчен за оценка на степента на осцилаторна нестабилност. Много важен параметър е честотата на трептене. Ако периодът на трептене се намали до три секунди, тогава промяната в посоката на ролката ще се случи толкова бързо, че пилотът ще бъде трудно да парира такова движение с помощта на елероните и ще има опасност от пилота усложнява още повече ситуацията.

Ефективността на холандското стъпково движение варира в зависимост от конфигурацията на самолета, височината на полета и коефициента на повдигане. Тези характеристики се влошават с увеличаване на височината и намаляване на скоростта (но не винаги) при постоянно тегло на самолета или с увеличаване на теглото на самолета при постоянна скорост.

Управлението на отклоняващата се "холандска стъпка" не е трудно, ако се пилотира правилно. Да приемем, че въздухоплавателното средство прави разминаващо се движение "холандска стъпка". Първото нещо, което трябва да направите, е да не правите нищо, повтарям - Нищо.Твърде много пилоти, които набързо грабват управлението, само усложняват ситуацията и поставят себе си в още по-трудна ситуация. Изчакайте няколко секунди - през това време ситуацията няма да се влоши много. Просто наблюдавайте модела на въртене на самолета и го запомнете. След това, когато сте разбрали добре картината и се подготвите вътрешно, направете едно сигурно, но плавно коригиращо движение на елероните, за да спрете въртенето. Не дръжте елероните отклонени твърде дълго - просто завъртете хомота и го върнете в първоначалното му положение, в противен случай само ще влошите нещата. Само с едно плавно управление на елероните вие ще отмените по-голямата част от накланянето на самолета.

Все още ще имате остатъчно смущаващо движение, което след време може да бъде елиминирано, като използвате само елероните.

Не се опитвайте да коригирате маневрата с руля; както вече беше отбелязано, движението на отклонение често е много фино и може да бъде много трудно да се определи в коя посока трябва да се отклони руля в даден момент. Следователно използването на руля води до факта, че вероятността от погрешни действия на пилота, влошаващи ситуацията, става много голяма.

Освен това, никога не се опитвайте да потушите „холандската стъпка“ с едно коригиращо действие, но се опитайте да потушите само по-голямата част от смущението наведнъж и след това, в бъдеще, вече „се справете“ с останалото. Когато парирате "холандската стъпка" по време на завоя, опитайте се да смекчите трептенията под ъгъла на наклона, съответстващ на стабилния завой. Не се опитвайте едновременно да се борите с "холандската стъпка" и да приведете самолета в хоризонтален полет; първо се отървете от "холандската стъпка" и след това, ако е необходимо, изведете самолета от завоя.

Драматичните преценки за „холандската стъпка“ на самолетите, които са съществували в миналото, произтичат не толкова от характеристиките на самите самолети, а от липсата на познания в тази област и вероятно от изобилието от противоречива информация от пилотите. Със задоволство може да се каже, че в момента няма нито един пътнически самолет, който е в експлоатация, чието пилотиране да е свързано с някакви затруднения поради характеристиките на вибрационна стабилност. Повечето въздухоплавателни средства имат много лека нестабилност, характеризираща се с разминаващ се "холандски наклон" (ако може да възникне), други самолети са надеждно защитени от това явление чрез автоматични устройства, инсталирани на самолета (те ще бъдат обсъдени в следващия подраздел за отклонение и ролкови амортисьори).

Техниките на пилотиране, препоръчани по-горе за елиминиране на "холандския наклон" само с помощта на елерони, са напълно подходящи за всички дозвукови реактивни самолети. Интересно е да се отбележи, че, както стана известно, подобни техники на пилотиране трудно могат да бъдат препоръчани за париране на "холандската стъпка" на свръхзвуковите реактивни самолети поради големия момент на отклонение, който се получава при отклонение на елероните, но този проблем ще бъде решен в навреме, така че нека още не ви безпокои.

^ Амортисьори за люлеене и търкаляне

Пилотирането на самолет, който има значителна тенденция да развива „холандска стъпка“, т.е. когато вибрациите на самолета не изчезват достатъчно бързо, е много уморително за пилота, тъй като изисква повишено внимание от него.

В такива условия пилотът се нуждае от помощ от автоматични устройства.

Вече беше казано по-горе, че основната причина, причиняваща тенденцията към "холандската стъпка" (естествено, в допълнение към метене), е недостатъчно ефективната зона на вертикалната опашка и руля; беше споменато също, че твърде голямата вертикална площ на опашката влошава спираловидната стабилност на самолета. Следователно крайният избор на вертикалната зона на опашката, както винаги, е компромис. И ако за тези цели площта на оперението не може да бъде увеличена, тогава това трябва да се направи по някакъв начин по различен начин.

При някои ранни ръчни джетове кормилото има тенденция да се плъзга нагоре по течението, поне при ниски ъгли на плъзгане, което намалява ефективността на вертикалната опашка и влошава вибрационната стабилност на самолета. Въвеждането на необратимо управление на бустера в канала на кормилото доведе до факта, че кормилото остава в нулева позиция при плъзгане и това значително подобрява характеристиките на "холандската стъпка".

Естествена следваща стъпка при самолети с бустер контрол (и повечето самолети сега имат такъв контрол) беше да се отклони кормилото в посока, обратна на отклонението на самолета, за да се предотврати появата и развитието на приплъзване. Точно това прави амортисьорът за отклонение.

Амортисьорът на отклонение е устройство, задвижвано от хидравлична система, която е чувствителна към промените в ъгловата скорост на отклонение. Тази система изпраща сигнал към задвижващия механизъм на амортисьора, който отклонява руля, така че да предотврати отклонението на самолета. С такова устройство не се развиват трептенията на "холандската стъпка", тъй като ъгълът на отклонение - основната причина за появата на тези трептения - не се развива. Ако амортисьорът за отклонение е изключен, ако се появят холандски колебания на тангажа, включването на амортисьора позволява на самолета бързо да се върне към нормален контролиран полет. При нормална работа амортисьорът не прави грешки: той отклонява руля в правилната посока и с правилната стойност, като по този начин намалява ъгъла на приплъзване до нула и спира всяка тенденция на самолета да се търкаля.

Необходимият коефициент на резервиране на амортисьора на отклонение зависи от характеристиките на "холандския наклон" на оригиналния самолет и от характеристиките на системата за управление на бустера. Ако колебанията на ролката на оригиналния самолет (без демпфер) изморяват само пилота, тогава инсталирането на неизлишен демпфер ще бъде необходимо и достатъчно, тъй като се смята, че в случай на повреда

Демпфер в полет, за да продължи полета по даден маршрут, няма да бъде твърде трудно за пилота. Ако "холандската стъпка" забележимо се отклонява, е необходимо да се инсталира дублиран амортисьор, който остава работещ след първата повреда. В случай на значително разминаващ се холандски тангаж, трябва да се монтира резервен демпфер на отклонение, който да остане работещ след втори отказ, така че пълната повреда на такъв демпфер, което води до необходимостта от пилотиране на оригиналния самолет, е изключително малко вероятна.

Би било правилно да се каже, че необходимото количество излишък на амортисьора за завъртане отразява степента на разминаване на "холандската стъпка", но това не винаги е така - някои дизайнери инсталират амортисьор за завъртане с повече излишък от характеристиките на "холандската стъпка". изискват, т.е. те го правят от други съображения. Например, ако на самолет е монтиран секционен рул, който се отклонява с помощта на бустери, тогава, естествено, всяка секция на руля трябва да има свой собствен амортисьор.

По принцип има два вида амортисьори за отклонение. Първите конструкции на амортисьорите на отклонение бяха въведени в кабелите за управление на кормилото по такъв начин, че тяхното действие беше придружено от движение на педалите. Това действие на амортисьорите беше удобно, тъй като информираше пилотите за тяхното представяне, но когато работеха, усилията върху педалите се увеличаваха. За да се предотвратят възможни усложнения в управлението в случай на повреда на двигателя по време на излитане или кацане със страничен вятър, такива амортисьори бяха изключени по време на режими на излитане и кацане. Тъй като тези амортисьори работеха успоредно с пилотите, те станаха известни като паралелни амортисьори.

Амортисьорите на по-късните конструкции са от сериен тип амортисьор в управляващото окабеляване. Те са включени в управляващото окабеляване, така че да действат само върху руля и да не причиняват отклонение на педала. И тъй като усилията върху педалите не се увеличават по време на работа на амортисьори с последователно включване, те могат да се използват и в режими на излитане и кацане.

На някои самолети допълнително е монтиран амортисьор за преобръщане; този амортисьор върши приблизително същата работа като амортисьора за отклонение, но с помощта на елерони. На някои самолети тези амортисьори са инсталирани не непременно, за да подобрят характеристиките на "холандския наклон", а просто за да потушат трептенията на самолета при полет в турбулентна атмосфера и това се прави, например, на самолети с големи моменти на наклон инерция в равнината на търкаляне. Разбира се, тези амортисьори са подобрени с елерони и характеристиките на "холандския наклон" и следователно могат да се считат за еквивалентни на амортисьор за отклонение.

Това приключва нашата дискусия относно въвеждането на амортисьорите за въртене и накланяне. Проблемът е разгледан достатъчно подробно, за да се види, че с подходящи знания, практически умения и известна степен на доверие в тези устройства, те не създават никакви усложнения при пилотирането. Трябва да се подчертае въпросът за доверието; с постоянно увеличаване на ъгъла на стрела и дължината на фюзелажа, характеристиките на "холандската стъпка" стават все по-лоши и затова трябва да възлагаме все повече надежди на работата на системите за автоматично подобряване на стабилността.

Тъй като тренировъчните полети, разбира се, имат за цел да получат добра представа за основните характеристики на полета на даден тип въздухоплавателно средство, инструкторът и пилотът в обучението могат да бъдат изложени на условия, при които самолетът има значителна осцилаторна нестабилност. За да се осигури адекватно ниво на безопасност при такива операции, възбуждането на "холандската стъпка" трябва да се извършва плавно и внимателно и освен това е необходимо възможностите на всеки амортисьор, в случай че има повече от един амортисьор инсталирани на самолета, да са достатъчно добре познати. За един от самолетите, които летят в момента, ръководството за летателна експлоатация съдържа добре дефинирани процедури, включително освобождаване на спирачните клапи и незабавно намаляване на височината на полета, в случай че парирането на различни трептения на „холандска стъпка“ изглежда твърде дълго или е придружено от големи ъгли на наклон и приплъзване.

Опитайте се да опознаете своя самолет задълбочено и да се упражните в парирането на „холандската стъпка“, ако вашият самолет има значителна тенденция към „холандска стъпка“; по време на полет в тъмна дъждовна нощ, когато зад вас има огромен брой пътници, вече е твърде късно да разберете кой е господарят на положението - вие или самолетът.

Размах на криле.

Както е показано на фигурата, плъзгането променя ефективната стреловидност на стреловидните полукрила на крилото. Ако едно крило произвежда повдигане, тогава полукрило с по-малко ефективен замах ще генерира повече сила от противоположното полукрило. Това ще даде стабилизиращ момент на въртене. По този начин, Стреловидното крило увеличава страничната стабилност на самолета.(Изкривеното задно крило намалява страничната стабилност).

Самолетите със стреловидно крило се нуждаят от по-малко напречно V-образно крило, отколкото самолетите с право крило.

килсъздава малък стабилизиращ момент при плъзгане. Тъй като точката на приложение на страничната сила на кила е над центъра на тежестта, страничната сила на кила, осигуряваща стабилност на посоката, също играе малка роля в страничната стабилност на самолета.
вентрален гребенразположен под центъра на тежестта и следователно има отрицателен ефект върху страничната стабилност.

По принцип страничната стабилност не трябва да е твърде голяма. Прекомерната реакция на накланяне на въздухоплавателното средство към приплъзване може да доведе до колебания на холандския наклон или да изисква системата за страничен контрол на самолета да бъде много ефективна за излитане и кацане при страничен вятър.

Проблемите, произтичащи от свръхустойчивостта, са значителни и трудни за справяне.

Пилотът усеща страничната стабилност чрез необходимото отклонение на волана (лоста за управление), за да поддържа даден наклон в случай на приплъзване на самолета (страничен порив, отклонение на педала, асиметрична тяга на двигателя и др.). При наличие на странична стабилност, пилотът ще бъде принуден да отклони волана в посоката на полученото приплъзване (страната, противоположна на отклонения педал).
Заключение: Дизайнерът е изправен пред дилема. За да се увеличи скоростта на полета, на самолета е монтирано стреловидно крило, но това увеличава страничната му стабилност. За да го намалите, намалете напречната V на крилото. С горното крило на фюзелажа има допълнителен ефект, който подобрява страничната стабилност. За да се бори с това, се използва отрицателно V крило.
Динамично взаимодействие на релсово и напречно движение.
В предишния преглед реакцията на самолета на търкаляне и отклонение беше разгледана изолирано за подробен анализ.
В действителност и двата момента възникват едновременно: моментът на наклон от странична статична стабилност и моментът на отклонение от статичната стабилност на посоката.
Спирална нестабилност.
Едно въздухоплавателно средство проявява спирална нестабилност, ако неговата стабилност на посоката е много висока в сравнение със страничната стабилност.
Спиралната нестабилност се проявява гладко. Самолетът, след като бъде засегнат от смущението, започва постепенно да увеличава наклона, който постепенно може да се превърне в стръмна низходяща спирала.

Скоростта на развитие на крен по време на спирална нестабилност обикновено е слаба, което не създава трудности за пилота при управлението на самолета.
"холандска стъпка".
Холандските колебания на тангажа възникват, когато страничната стабилност на самолета е по-голяма от стабилността му по посока.
Това са спонтанно възникващи нежелани вибрации, причинени от взаимодействието на релсата и напречния канал.
Когато въздухоплавателното средство има подхлъзване, моментът на търкаляне енергично създава накланяне срещу приплъзването. При издигащо се полукрило повдигането и индуктивното съпротивление са по-големи, отколкото при низходящо полукрило. Това създава момент на отклонение, за да се намали ъгълът на плъзгане, но поради инерцията самолетът превишава нулевата стойност и се получава плъзгане от другата страна. След това процесът се повтаря от другата страна.
За да се елиминира холандското накланяне, самолетите са оборудвани с амортисьори на отклонение, които изкуствено увеличават стабилността на посоката, като отклоняват кормилото, за да противодействат на получената скорост на отклонение.
Ако амортисьорът на отклонение се повреди по време на полет, тогава се препоръчва да се елиминират получените колебания с помощта на страничното управление на самолета. Защото при използване на руля забавянето на реакцията на самолета е такова, че е възможно пилотът да завърти самолета (PIO). В този случай "холандската стъпка" може бързо да доведе до разминаващи се трептения и загуба на управление на самолета.
"Холандското накланяне" е нежелателно и спираловидната нестабилност е приемлива, ако скоростта на издигане на ролката е ниска. Следователно степента на странична стабилност не трябва да бъде голяма.
Ако степента на стабилност на посоката на въздухоплавателното средство е достатъчна, за да предотврати "холандската стъпка", тогава тя автоматично е достатъчна, за да предотврати апериодичната нестабилност на посоката (непрекъснато увеличаване на ъгъла на плъзгане). Тъй като най-добрите летателни свойства се демонстрират от самолети с висока степен на стабилност на посоката и минималната необходима степен на странична стабилност, повечето самолети имат малка спирална нестабилност. Както вече беше споменато, слабата спирална нестабилност е малко загрижена за пилотите и е много по-предпочитана от "холандската стъпка".
Стреловидното крило значително влияе върху страничната стабилност. Тъй като степента на това влияние зависи от C y, динамичните характеристики на самолета могат да варират в зависимост от скоростта на полета. При високи скорости (малки C y) страничната стабилност е ниска и самолетът има спирална нестабилност. При ниски скорости се увеличава страничната стабилност и се увеличава склонността към колебания на "холандска стъпка".
Пилотна люлка (PIO).
Някои нежелани вибрации на самолета може да се дължат на непреднамерени движения на органите за управление на самолета. Могат да възникнат колебания около всяка ос, но най-опасни са краткопериодичните надлъжни колебания. Поради забавяне на обратната връзка, пилотът/системата за управление/системата на самолета може да възбуди вибрации, водещи до структурна повреда и загуба на контрол.
Когато времето за реакция на пилота и закъснението на системата за управление съвпадат с периода на естествените колебания на самолета, неволните реакции на управлението на пилота могат да доведат до рязко увеличаване на амплитудата на колебанията. Тъй като тези колебания са с относително висока честота, амплитудата може да достигне опасни стойности за много кратък период от време.
Когато влизате в този режим на полет, най-ефективното действие е да освободите контролите. Всеки опит за насилствено спиране на трептенията само ще продължи възбуждането и ще увеличи неговата величина. Освобождаването на органите за управление елиминира причината за възбуждащите вибрации и позволява на самолета да излезе от режима поради собствената си динамична стабилност.
Лети с високи М числа.
Обикновено полетът при високи стойности M се извършва на голяма надморска височина. Помислете за ефекта на голямата надморска височина върху поведението на самолета. Аеродинамичното затихване се проявява в появата на моменти на сили, които не позволяват на самолета да се върти около трите си оси. Причината за появата на тези моменти е изменението на ъглите на обтичане на крилото, стабилизатора и кила при въртенето на самолета.

Колкото по-голяма е истинската скорост на самолета, толкова по-малки са промените в ъглите на потока при дадена ъглова скорост на въртене и съответно по-малко затихване. Степента на намаляване на затихването е пропорционална на корен квадратенот относителната плътност на въздуха. Посочената земна (EAS) и истинска (TAS) скорости са в същото съотношение. Така, например, в стандартна атмосфера на 40 000 фута, затихването ще бъде наполовина от това на морското равнище.

Осигуряване на стабилност на скоростта на трансзвукови М числа.
Когато числото M на полета надвиши M crit, над горната повърхност на крилото се образува свръхзвукова зона с ударна вълна. Това води до:

изместване на центъра на натиск на крилото назад и
намаляване на скосяването на потока зад крилото.

Заедно тези два фактора водят до момент на гмуркане. При големи числа М самолетът става нестабилен по скорост. С увеличаване на скоростта вместо натискащи сили върху волана се появяват теглителни сили. Това е потенциално опасно, тъй като самолетът има склонност да пада носа си, което ще доведе до допълнително увеличаване на скоростта и още по-голямо увеличаване на момента на гмуркане. Това явление е известно като"дърпане в гмуркане" (Mach Tuck) , ограничава максималната експлоатационна скорост на съвременните транспортни самолети.
За поддържане на необходимия градиент на силите върху волана по отношение на скоростта, в системата за управление на съвременните самолети е вградено устройство, което компенсира този момент (Mach trim).

Чрез увеличаване на числото M това устройство може:

отклонете асансьора нагоре;
преместете огъващия се стабилизатор надолу, или
изместете центъра на тежестта на самолета чрез изпомпване на гориво в задния резервоар.

Заключение
Стабилността е качество, присъщо на въздухоплавателното средство и позволяващо му да се върне към първоначалния си режим на полет под въздействието на смущения. Има два вида устойчивост - статична и динамична. Във всеки от тези режими самолетът може да бъде стабилен, неутрален или нестабилен.
Статичната стабилност описва първоначалната реакция на самолет на отклонение от равновесие около една или повече оси (самолетът има три оси на въртене).
Самолетът е статично стабилен, ако при отклонение от състоянието на равновесие има тенденция да се върне в първоначалното си състояние.
Самолетът е статично неутрален, ако при отклонение от състоянието на равновесие не развива никаква тенденция и остава в новото състояние.
Едно въздухоплавателно средство е статично нестабилно, ако при отклонение от състоянието на равновесие има тенденция към допълнително увеличаване на отклонението. Това е силно нежелано свойство, което може да доведе до загуба на контрол над самолета.
Повечето въздухоплавателни средства са статично стабилни на тангаж и отклонение и са близки до статично неутрални на крен.
Ако въздухоплавателното средство има статична стабилност, тогава динамичната стабилност отчита времевия процес на поведението на въздухоплавателното средство след прекратяване на смущението. В процеса на връщане в равновесно състояние самолетът превишава първоначалната позиция по инерция, което създава отклонение в другата посока и процесът се повтаря.
Ако самолетът е динамично стабилен, тогава тези трептения са затихващи. Самолетът трябва да е динамично стабилен.
Ако самолетът е динамично неутрален, тогава трептенията няма да затихнат. Динамичната неутралност е нежелано явление.
Ако амплитудата на колебанията на самолета се увеличава с времето, тогава този самолет е динамично нестабилен, което е крайно нежелателно.
Стабилността (или нестабилността) на самолета се определя от формата и размерите на неговите повърхности.
Килът е основната повърхност, която осигурява стабилност на посоката. Стабилизаторът осигурява надлъжна стабилност, а крилото - напречна.
Местоположението на центъра на тежестта също влияе върху стабилността. Ако центърът на тежестта е близо до крайната задна граница, тогава самолетът ще бъде по-малко стабилен на наклон и отклонение. Когато центърът на тежестта се измести напред, стабилността се увеличава.

Въпреки че самолетът е по-малко стабилен, когато е центриран назад, летателните му характеристики са подобрени поради намаляването на насочената надолу сила върху стабилизатора (загуба на баланс). Такъв самолет има малко по-ниска скорост на спиране, по-малко съпротивление и по-висока крейсерска скорост при същия режим на двигателя.

Маневреността е качеството на самолета, което му позволява лесно да маневрира и да издържа на напрежението, свързано с тази маневра.
Управляемостта е способността на въздухоплавателното средство да реагира на контролните действия на пилота, по-специално да контролира позицията и траекторията на полета.
Самолетът е стабилен по тангаж, ако се върне към хоризонтален полет, след като смущението, причинено от вертикален порив или отклонение на елеватора, е престанало. Позицията на центъра на тежестта и ефективността на стабилизатора имат голямо влияние върху стабилността и контрола на наклона.
Повишаване на стабилността по всяка от осите:

намалява маневреността и управляемостта, и
увеличава усилията върху волана (ръкохватка за управление, педали).

Фугоидните трептения са дългопериодични трептения, свързани с промени в тангажа, скоростта и надморската височина, при приблизително постоянен ъгъл на атака. В този случай има частичен преход на кинетичната енергия на самолета (скорост) в потенциална енергия (височина) и обратно. Самолет, извършващ фугоидни трептения, е статично стабилен на тангажа. Тези трептения лесно се контролират от пилота.
Самолетът ще намали наклона след случайно преобръщане, ако има статична стабилност при преобръщане. Страничната стабилност в английските текстове често се нарича "диедрален ефект" (ефектът на напречното V крило).

Прекомерната напречна статична устойчивост води до динамична нестабилност - трептения от типа "холандска стъпка".
Статична дирекционна устойчивост (лопатка) е склонността на самолета да завърти носа си по посока на насрещния поток (в равнината на крилата). Това се осигурява от факта, че страничната площ на самолета (включително кила) зад центъра на тежестта е по-голяма от площта пред центъра на тежестта.

Стреловидното крило също повишава стабилността на посоката.

Прекомерната статична стабилност на посоката води до динамична нестабилност - склонността на самолета към спирална нестабилност.
Взаимодействие на страничната и насочената устойчивост. Когато самолетът се търкаля, той започва да се плъзга върху спуснатото полукрило. Посочената устойчивост създава момент за прибиране на плъзгача (завъртане на носа към спуснатото полукрило), а напречната устойчивост създава момент за прибиране на ролката.

Ако страничната стабилност е силна, а стабилността на посоката е слаба, тогава самолетът ще се колебае като "холандска стъпка".
Системата за осигуряване на стабилност на скоростта при големи числа M (Mach trim) поддържа даден градиент на усилията в скоростта. Системата регулира натоварването на волана (лост за управление) и работи само при големи М числа.