Princípy Flight Oxford Aviation Academy. Prostriedky na zvýšenie zdvihu

Bočná stabilita

Bočná stabilita a manipulácia

Boeing 737 má nadmernú mieru bočnej statickej stability, najmä s vychýlenými vztlakovými klapkami.

Bočná stabilita lietadla je jeho schopnosť nakláňať sa v opačnom smere ako šmyk. Hlavnú úlohu pri vytváraní náklonového momentu hrá vychýlené krídlo: pri kĺzaní sa uhol sklonu polokrídla posunutého dopredu akoby zmenší o hodnotu uhla sklzu a uhol zaostávania. zvýši o rovnakú sumu.

Takáto zmena uhla sklonu polovičných krídel povedie k zmene ich nosných vlastností tak, že koeficient vztlaku prednej polovice krídla sa zvýši, zatiaľ čo zaostávajúcej polovice sa zníži. V opačnom smere dôjde k šmyku. Výsledný moment je čiastočne kompenzovaný valivým tlmiacim momentom valca, ale stále spôsobuje silné valcovanie.

Lietadlo teda nadmerne reaguje na poryvy bočného vetra, čo komplikuje pilotovanie v podmienkach nárazového bočného vetra.

Tlmič vybočenia

Na zlepšenie charakteristík bočného pohybu lietadla a zabránenie netlmeným osciláciám typu „holandský sklon“ je v systéme riadenia kormidla inštalovaný tlmič vybočenia.

„Holandský krok“ sa objavuje v dôsledku relatívne zlej smerovej stability a nadmernej bočnej stability lietadla.

Pri rotácii lietadla okolo pozdĺžnej osi dochádza k samovoľnému kĺzaniu v smere klesajúceho krídla v dôsledku vznikajúcej laterálnej zložky gravitácie. To má okamžite za následok rolovací moment, ktorý má tendenciu zmenšovať výsledný rolovací moment. Na lietadlách s vysokou bočnou stabilitou to môže byť významné. Zároveň vzniká moment smerovej stability, ktorý má tendenciu otáčať nos lietadla v smere výsledného šmyku. Keďže smerová stabilita je na mnohých lietadlách oveľa slabšia ako bočná stabilita, zotavenie zo sklzu zaostáva za zotavením. Lietadlo zotrvačnosťou preskočí polohu bez rolovania a začne sa otáčať opačným smerom. Lietadlo tak bude bez zásahu do riadenia vykonávať netlmené kmity v náklone a sklze.

Tlmič vybočenia umelo zvyšuje smerovú stabilitu a tým zabraňuje vibráciám.

Citlivým prvkom tlmiča vybočenia je dvojstupňový gyroskop, ktorý reaguje na uhlovú rýchlosť ω y voči normálnej osi Y. Tento signál je filtrovaný a zosilňovaný v závislosti od rýchlosti letu signálom z počítača, ktorý vypočítava výšku- rýchlostné parametre. Ďalej sa signál posiela do stroja na riadenie klapiek. Pohyb tyče riadiaceho stroja sa pridáva k pohybu pedálov od pilota a vstupuje do hydraulického posilňovača kormidla. V tomto prípade sa pohyby riadiaceho stroja tlmiča neprenášajú do pedálov a pilot hmatom necíti činnosť tlmiča. Na ovládanie jeho činnosti sa zobrazuje indikátor zobrazujúci výchylky kormidla spôsobené činnosťou tlmiča. Pohodlné ovládanie pri rolovaní: tyč by sa mala odchýliť v smere opačnom k zákrute.

Na nových lietadlách s integrovanou komunikačnou jednotkou medzi ACS a lietadlom sa s vysunutými klapkami signál tlmiča zvýši o 29 %, aby sa pôsobilo proti zvyšujúcej sa bočnej stabilite. Okrem toho sú signály s frekvenciou 8 Hz zoslabené o 50 %, aby sa znížili vibrácie a zlepšil sa komfort cestujúcich.

Zabezpečenie charakteristík interakcie smerového a priečneho pohybu môže vyžadovať určitý stupeň smerovej stability lietadla.

Bočná stabilita a ovládateľnosť.

Statická priečna stabilita zohľadňuje výskyt pätných momentov pri kĺzaní. Pri neúmyselnom náklone dôjde na klesajúcom polokrídle k šmyku a ak na lietadle vznikne náklonový moment, ktorý má tendenciu vyviesť lietadlo z náklonu, tak toto lietadlo má statickú bočnú stabilitu. V prípade šmyku bude lietadlo ovplyvnené aj otočným momentom smerovej stability, ale vzhľadom na bočnú stabilitu sa obmedzíme na zohľadnenie klopných momentov.

Definície.

Pozitívny moment náklonu má tendenciu spúšťať pravé polovičné krídlo nadol.

Rovnako ako ostatné aerodynamické momenty, aj moment M x je vyjadrený momentovým koeficientom m x, takže vznikajúce momenty je vhodné uvažovať bez ohľadu na hmotnosť lietadla, výšku, rýchlosť atď.

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

kde M x - moment náklonu;

m x - koeficient klopného momentu (kladný - lietadlo sa otáča doprava);

q - rýchlostná hlava; S - oblasť krídla; l - rozpätie krídel.

Uhol sklzu  bol definovaný skôr ako uhol medzi pozdĺžnou osou a priemetom vektora prichádzajúceho prúdenia do roviny krídel. Je to pozitívne, keď tok beží sprava.

Statická priečna stabilita.

Prítomnosť statickej priečnej stability možno odhadnúť z grafu m x = f (). Pri pozitívnom sklze bude staticky stabilné lietadlo reagovať negatívnym momentom náklonu. Inými slovami, ak prúdenie smeruje do lietadla sprava (+), mal by nastať moment náklonu doľava (-m x).

Záporný sklon krivky m x \u003d f () udáva stabilitu lietadla a uhol sklonu určuje stupeň stability. Nulový sklon krivky indikuje neutralitu, zatiaľ čo kladný sklon indikuje priečnu nestabilitu.

Je žiaduce, aby lietadlo malo bočnú statickú stabilitu, ale požadovaný stupeň stability je určený mnohými faktormi. Nadmerná odozva nakláňania na šmyk komplikuje vzlety a pristátia pri bočnom vetre a môže viesť k nežiaducim kolísanie interakcie smerových a priečnych pohybov lietadla. V prípade silného sklzu môže vysoká bočná stabilita sťažiť ovládanie lietadla v zákrute (znížiť jeho účinnosť).

Vo všeobecnosti majú lietadlá s relatívne nízkou alebo slabou bočnou stabilitou dobré akrobatické vlastnosti.

Vplyv rôznych častí lietadla.

Na dosiahnutie požadovaného stupňa bočnej stability sa študuje vplyv každého komponentu, ktorý vytvára klopný moment na kĺzanie. V tomto prípade môže zmena jedného komponentu viesť k zmene úlohy ostatných častí lietadla (interferencia).

Krídlo je hlavným povrchom, ktorý ovplyvňuje bočnú stabilitu.

Priečne V krídla - uhol medzi rovinou každého krídla a vodorovnou rovinou, keď je náklon a sklon lietadla nulový. Priečny V krídla je kladný, keď sú krídla nad horizontálnou rovinou a záporný, keď sú dole.

Priečny V krídla (geometrický dihedral) je silným faktorom ovplyvňujúcim bočnú stabilitu. Ako je znázornené na obrázku, kladné V krídla prispieva k rozvoju stabilizačného nakláňacieho momentu. Keď sa objaví bočná zložka prichádzajúceho prúdu vzduchu, zväčší sa lokálny uhol nábehu na polovičnom krídle zo strany prúdenia a vztlaková sila sa zvýši. Na protiľahlom polokrídle je obraz obrátený. Vzniká tak klopný moment, ktorý má tendenciu zdvihnúť polokrídlo, na ktorom dochádza k zosuvu.

pozitívneVkrídlo zlepšuje bočnú stabilitu.

Keďže priečne V krídla silne ovplyvňuje bočnú stabilitu, v anglickej literatúre sa začali nazývať vplyv ktorejkoľvek časti lietadla na bočnú stabilitu „účinok priečneho V krídla“ („dihedral effect“). .

Interakcia krídla a trupu. Vplyv trupu na bočnú stabilitu je malý a je určený umiestnením bodu pôsobenia výslednej bočnej sily.

Vplyv vzájomnej polohy krídla a trupu však výrazne ovplyvňuje bočnú stabilitu.

Obrázok ukazuje, ako bočné prúdenie okolo trupu ovplyvňuje prúdenie okolo krídla:

dolnokrídlové usporiadanie krídla dáva nestabilný moment náklonu. Lokálne uhly nábehu krídla na strane sklzu sa zmenšujú a na opačnej strane sa zväčšujú. Moment náklonu pre kĺzanie.

hornokrídlové usporiadanie krídla prispieva k zvýšeniu bočnej stability. Ukazuje opačný obrázok.

Tento efekt má veľký vplyv na bočnú stabilitu. Na boj proti destabilizačnému momentu v dolnoplošných lietadlách sa používa kladné krídlo V. Na hornoplošných lietadlách sa kvôli tomuto efektu zvyčajne nepoužíva priečne krídlo V (krídlo záporné V sa často používa na zníženie nadmernej bočnej stability).

Zametanie krídel.

Touto cestou, Šikmé krídlo zvyšuje bočnú stabilitu lietadla. (Zahnuté zadné krídlo znižuje bočnú stabilitu).

Vplyv sklonu je úmerný C y a uhlu sklonu krídla . Obrázok ukazuje, že pri rovnakom posúvaní sa rozdiel vo vztlakových silách polovičných krídel zväčšuje so zvyšujúcou sa C y (klesajúcou rýchlosťou). Pretože vysokorýchlostné lietadlá vyžadujú šikmé krídla, vykazujú nadmernú bočnú stabilitu pri nízkych rýchlostiach.

Lietadlá so šípovými krídlami potrebujú menej priečnych V krídla ako lietadlá s rovnými krídlami.

Kýl vytvára malý stabilizačný rolovací moment pri kĺzaní. Pretože bod pôsobenia bočnej sily kýlu je nad ťažiskom, pôsobí aj bočná sila kýlu, ktorá zabezpečuje smerovú stabilitu. malú úlohu v bočnej stabilite lietadla.

ventrálny hrebeň umiestnený pod ťažiskom, a preto má negatívny vplyv na bočnú stabilitu.

Vo všeobecnosti by bočná stabilita nemala byť príliš veľká. Nadmerná odozva lietadla na nakláňanie na sklz môže spôsobiť holandské oscilácie sklonu alebo vyžadovať, aby bol bočný riadiaci systém lietadla veľmi účinný pri vzletoch a pristátiach v bočný vietor.

Ak lietadlo preukáže uspokojivú bočnú stabilitu pri cestovnom lete, potom pri vzlete a pristátí existujú mierne odchýlky od normy. Keďže vplyv klapiek a ťahu motora je destabilizujúci, je možné ich vplyvom znížiť stabilitu.

Vysunutie klapiek zefektívňuje vnútorné časti krídla a keďže sú bližšie k ťažisku, znižuje sa výsledný moment zo zmeny vztlakových síl polokrídel.

Vplyv ťahu motora v prúdových lietadlách je nevýznamný, ale u lietadiel s vrtuľovým pohonom významný.

Silové fúkanie vnútorných častí krídla pri nízkych letových rýchlostiach ich robí oveľa efektívnejšie ako vonkajšie časti, čo znižuje bočnú stabilitu.

Kombinácia účinku klapiek a silového fúkania vrtule môže viesť k výraznému zníženiu bočnej stability v režimoch vzletu a pristátia vrtuľových lietadiel.

Lietadlo musí byť bočne stabilné, ale stabilita nesmie byť veľká. Okrem toho sú povolené niektoré výnimky pre režimy vzletu a pristátia.

Problémy, ktoré vyplývajú z nadmernej odolnosti, sú významné a ťažko riešiteľné.

Za prítomnosti bočnej stability bude pilot nútený vychýliť volant v smere výsledného sklzu (strana opačná k vychýlenému pedálu).

Záver: Dizajnér stojí pred dilemou. Na zvýšenie rýchlosti letu je na lietadle inštalované zametacie krídlo, čo však zvyšuje jeho bočnú stabilitu. Ak ho chcete znížiť, znížte priečne V krídla. S horným krídlom na trupe je dodatočný efekt, ktorý zvyšuje bočnú stabilitu. Na boj proti tomu sa používa negatívne krídlo V.

Dynamická interakcia koľajového a krížového pohybu.

V predchádzajúcom prehľade sa odozva lietadla na nakláňanie a vybočenie posudzovala izolovane na účely podrobnej analýzy.

V skutočnosti sa obidva tieto momenty vyskytujú súčasne: klopný moment z bočnej statickej stability a klopný moment zo smerovej statickej stability.

Špirálová nestabilita.

Lietadlo vykazuje špirálovitú nestabilitu, ak je jeho smerová stabilita veľmi vysoká v porovnaní s bočnou stabilitou.

Špirálová nestabilita sa prejavuje hladko. Lietadlo po ovplyvnení vyrušením začne postupne zvyšovať náklon, ktorý sa môže postupne zmeniť na strmú klesajúcu špirálu.

Dôvodom výskytu špirálovej nestability je, že lietadlo rýchlo eliminuje výsledný sklz, zatiaľ čo slabá bočná stabilita nestihne odstrániť rolovanie. V tomto prípade pôsobí proti momentu bočnej stability špirálový nakláňací moment, ktorý vzniká, keď sa lietadlo otáča okolo normálnej osi. Predpokladajme, že na pravej strane je pošmyknutie. Smerová stabilita začína otáčať nos lietadla doprava. V tomto prípade sa ľavé krídlo pohybuje po väčšom polomere, jeho zdvíhacia sila sa zvyšuje a má tendenciu nakláňať lietadlo doprava – na rozdiel od momentu bočnej stability.

Rýchlosť nakláňania počas špirálovej nestability je zvyčajne nízka, čo nespôsobuje pilotovi ťažkosti pri riadení lietadla.

„Holandský krok“.

Holandské výkyvy sklonu sa vyskytujú, keď je bočná stabilita lietadla väčšia ako jeho smerová stabilita.

Ide o spontánne sa vyskytujúce nežiaduce vibrácie spôsobené interakciou koľaje a priečneho kanála.

Keď má lietadlo sklz, moment náklonu rázne vytvorí náklon proti šmyku. Na stúpajúcom polokrídle je vztlak a indukčný odpor väčší ako na zostupnom polokrídle.

To vytvára moment vybočenia na zníženie uhla sklzu, ale v dôsledku zotrvačnosti lietadlo prekročí nulovú hodnotu a na druhej strane dôjde k sklzu. Potom sa proces opakuje na druhej strane.

Na odstránenie holandského sklonu sú lietadlá vybavené tlmičmi vybočenia, ktoré umelo zvyšujú smerovú stabilitu vychýlením kormidla, aby pôsobili proti výslednej rýchlosti vybočenia.

Ak tlmič vybočenia zlyhá za letu, potom sa odporúča eliminovať vzniknuté kmity pomocou bočného riadenia lietadla. Pretože pri použití kormidla je oneskorenie reakcie lietadla také, že je možné, aby pilot lietadlo rozkýval (PIO). V tomto prípade môže „holandský krok“ rýchlo viesť k divergujúcim osciláciám a strate kontroly nad lietadlom.

"Holandské stúpanie" je nežiaduce a špirálová nestabilita je prijateľná, ak je rýchlosť stúpania náklonu nízka. Stupeň bočnej stability by preto nemal byť veľký.

Ak je miera smerovej stability lietadla dostatočná na zabránenie „holandskému kroku“, potom automaticky postačuje na zabránenie smerovej aperiodickej nestabilite (nepretržité zvyšovanie uhla sklzu). Keďže najlepšie letové vlastnosti vykazujú lietadlá s vysokým stupňom smerovej stability a minimálnym požadovaným stupňom bočnej stability, väčšina lietadiel má malú špirálovitú nestabilitu. Ako už bolo spomenuté, slabá špirálová nestabilita pilotov veľmi nezaujíma a je oveľa vhodnejšia ako „holandský krok“.

Šikmé krídlo výrazne ovplyvňuje bočnú stabilitu. Keďže miera tohto vplyvu závisí od C y, dynamické charakteristiky lietadla sa môžu meniť v závislosti od rýchlosti letu. Pri vysokých rýchlostiach (malé C y) je bočná stabilita nízka a lietadlo má špirálovitú nestabilitu. V nízkych rýchlostiach sa zvyšuje bočná stabilita a zvyšuje sa tendencia ku kmitaniu „holandského kroku“.

Zostavenie lietadla pilotom ( PIO ).

Určité nežiaduce vibrácie lietadla môžu byť spôsobené neúmyselnými pohybmi ovládacích prvkov lietadla. Oscilácie sa môžu vyskytnúť okolo akejkoľvek osi, ale najnebezpečnejšie sú krátkodobé pozdĺžne oscilácie. V dôsledku oneskorenia spätnej väzby môže pilot/riadiaci systém/systém lietadla vyvolať vibrácie vedúce k poruche konštrukcie a strate kontroly.

Keď sa reakčný čas pilota a oneskorenie riadiaceho systému zhodujú s periódou prirodzenej oscilácie lietadla, neúmyselné riadiace reakcie pilota môžu viesť k prudkému zvýšeniu amplitúdy oscilácií. Keďže tieto oscilácie majú relatívne vysokú frekvenciu, amplitúda môže dosiahnuť nebezpečné hodnoty vo veľmi krátkom čase.

Pri vstupe do tohto letového režimu je najúčinnejšou akciou uvoľnenie ovládacích prvkov. Akýkoľvek pokus o násilné zastavenie oscilácií bude len pokračovať v budení a zvýši jeho veľkosť.

Uvoľnením ovládacích prvkov sa eliminuje príčina budiacich vibrácií a vďaka vlastnej dynamickej stabilite umožňuje lietadlu opustiť režim.

Lietanie pri vysokých číslach M.

Zvyčajne sa let pri vysokých číslach M vyskytuje vo vysokej nadmorskej výške. Zvážte vplyv vysokej nadmorskej výšky na správanie lietadla. Aerodynamické tlmenie sa prejavuje vznikom momentov síl, ktoré bránia lietadlu otáčať sa okolo jeho troch osí. Dôvodom vzniku týchto momentov je zmena uhlov prúdenia okolo krídla, stabilizátora a kýlu počas rotácie lietadla.

Čím väčšia je skutočná rýchlosť lietadla, tým menšie sú zmeny v uhloch prúdenia pri danej uhlovej rýchlosti otáčania, a teda tým menšie tlmenie. Miera zníženia tlmenia je úmerná druhej odmocnine relatívnej hustoty vzduchu. Udávaná pozemná (EAS) a skutočná (TAS) rýchlosť je v rovnakom pomere. Takže napríklad v štandardnej atmosfére vo výške 40 000 stôp bude tlmenie polovičné ako pri hladine mora.

Zabezpečenie stability rýchlosti na transsonických M číslach.

Keď počet M letu presiahne M krit, nad hornou plochou krídla sa vytvorí nadzvuková zóna s rázovou vlnou. To vedie k:

posunutie stredu tlaku zadného krídla, a

zníženie skosenia prúdenia za krídlom.

Tieto dva faktory spolu vedú k potápačskému momentu. Pri veľkých číslach M sa lietadlo stáva nestabilným v rýchlosti. Pri zvyšovaní rýchlosti sa namiesto tlakových síl na volant objavujú ťažné sily. To je potenciálne nebezpečné, pretože lietadlo má tendenciu klesať nosom, čo povedie k ďalšiemu zvýšeniu rýchlosti a ešte väčšiemu zvýšeniu momentu ponoru. Tento jav, známy ako Mach Tucking, obmedzuje maximálnu prevádzkovú rýchlosť moderných dopravných lietadiel.

Pre udržanie požadovaného gradientu síl na volante z hľadiska rýchlosti je v systéme riadenia moderných lietadiel zabudované zariadenie, ktoré tento moment kompenzuje (Mach orezať).

Zvýšením čísla M môže toto zariadenie:

vychýliť výťah nahor;
posuňte vychyľovaciu špičku stabilizátora nadol, príp
posunúť ťažisko lietadla prečerpaním paliva do zadnej nádrže.

K tejto činnosti dochádza bez zásahu pilota tak, že lietadlo má miernu tendenciu zväčšovať uhol sklonu a na udržanie vodorovného letu je potrebné vyvinúť tlak na strmeň.

Ktorý spôsob sa použije, závisí od výrobcu lietadla. Tento systém reguluje sily v pozdĺžnom riadiacom kanáli a funguje len pri veľkých číslach M.

Záver

Udržateľnosť- je to vlastnosť vlastná lietadlu a umožňujúca mu vrátiť sa do pôvodného letového režimu pod vplyvom porúch. Existujú dva typy stability – statická a dynamická. V každom z týchto režimov môže byť lietadlo stabilné, neutrálne alebo nestabilné.

Statická stabilita popisuje počiatočnú reakciu lietadla na odchýlku od rovnováhy okolo jednej alebo viacerých osí (lietadlo má tri osi rotácie).

Lietadlo je staticky stabilné, ak má pri vychýlení z rovnovážneho stavu tendenciu vrátiť sa do pôvodného stavu.

Lietadlo je staticky neutrálne, ak pri vychýlení z rovnovážneho stavu nevyvinie žiadnu tendenciu a zostane v novom stave.

Lietadlo je staticky nestabilné, ak pri vychýlení z rovnovážneho stavu má tendenciu odchýlku ďalej zvyšovať. Ide o vysoko nežiaducu vlastnosť, ktorá môže viesť k strate kontroly nad lietadlom.

Väčšina lietadiel je staticky stabilná v náklone a vybočení a v náklone sú takmer staticky neutrálne.

Ak má lietadlo statickú stabilitu, dynamická stabilita zohľadňuje časový proces správania sa lietadla po odznení rušenia. V procese návratu do rovnovážneho stavu lietadlo zotrvačnosťou prestrelí východiskovú polohu, čím vznikne odchýlka v opačnom smere a proces sa opakuje.

Ak je lietadlo dynamicky stabilné, potom sú tieto oscilácie tlmené. Lietadlo musí byť dynamicky stabilné.

Ak je lietadlo dynamicky neutrálne, oscilácie sa neznížia. Dynamická neutralita je nežiaducim javom.

Ak sa amplitúda kmitov lietadla s časom zvyšuje, potom je toto lietadlo dynamicky nestabilné, čo je vysoko nežiaduce.

Stabilita (alebo nestabilita) lietadla je určená tvarom a rozmermi jeho plôch.

Kýl je hlavný povrch, ktorý poskytuje smerovú stabilitu. Stabilizátor poskytuje pozdĺžnu stabilitu a krídlo poskytuje priečnu stabilitu.

Umiestnenie ťažiska ovplyvňuje aj stabilitu. Ak je ťažisko blízko krajnej zadnej hranice, potom bude lietadlo menej stabilné v náklone a vybočení. Keď sa ťažisko posunie dopredu, stabilita sa zvýši.

Hoci je lietadlo menej stabilné, keď je vycentrované vzadu, jeho letové výkony sa zlepšujú v dôsledku zníženia sily pôsobiacej smerom nadol na stabilizátor (strata vyváženia). Takéto lietadlo má o niečo nižšiu pádovú rýchlosť, menší odpor, vyššia cestovná rýchlosť pri rovnakom režime motora.

Manévrovateľnosť- to je kvalita lietadla, ktorá mu umožňuje ľahko manévrovať a vydržať zaťaženie spojené s týmto manévrovaním.

Ovládateľnosť- je to schopnosť lietadla reagovať na riadiace činnosti pilota, najmä kontrolovať polohu a dráhu letu.

Lietadlo je stabilné v stúpaní, ak sa vráti do vodorovného letu po tom, čo pominie rušenie spôsobené vertikálnym poryvom alebo vychýlením výškovky. Poloha ťažiska a účinnosť stabilizátora majú zásadný vplyv na stabilitu a kontrolu sklonu.

Zvýšenie stability pozdĺž ktorejkoľvek z osí:

znižuje manévrovateľnosť a ovládateľnosť a
zvyšuje námahu na volante (ovládacia rukoväť, pedále).

Lietadlo po náhodnom rolovaní zníži náklon, ak má statickú stabilitu. Bočná stabilita sa v anglických textoch často nazýva „dihedral effect“ (efekt priečneho krídla V).

Väčšina lietadiel má kladné krídlo do V. To znamená, že konce krídel sú vyššie ako zadok krídla. Ak počas letu dôjde k ľavému prevráteniu, potom pôsobením laterálnej zložky gravitácie sa lietadlo začne posúvať doľava. Lokálny uhol nábehu ľavého krídla sa zväčší a pravého krídla sa zníži. Tým sa vytvorí moment, ktorý vytiahne lietadlo z rolky.

Šikmé krídlo poskytuje viac M kritu, navyše dodáva lietadlu aj bočnú stabilitu. V tomto prípade ide o vedľajší produkt. Lietadlá so šípovým krídlom majú menšie kladné krídlo do V ako lietadlá s rovným krídlom.

Horné krídlo tiež zvyšuje bočnú stabilitu, takže horné krídla nevyžadujú kladné krídlo V, ale často opak, záporné krídlo V.

Prílišná priečna statická stabilita vedie k dynamickej nestabilite – kmitaniu typu „holandský krok“.

Statická smerová stabilita (lopatka) je tendencia lietadla otáčať nosom v smere prichádzajúceho prúdenia (v rovine krídel). Je to dané tým, že bočná plocha lietadla (vrátane kýlu) za ťažiskom je väčšia ako plocha pred ťažiskom.

Šikmé krídlo tiež zvyšuje smerovú stabilitu.

Prílišná statická smerová stabilita vedie k dynamickej nestabilite – sklonu lietadla k špirálovej nestabilite.

Interakcia priečnej a smerovej stability. Pri rolovaní sa lietadlo začne posúvať na spustené polovičné krídlo. Smerová stabilita vytvára moment pre stiahnutie sklzu (otočenie nosa smerom k spustenému polokrídlu) a priečna stabilita vytvára moment pre stiahnutie rolády.

Ak je smerová stabilita silná a bočná stabilita je slabá, lietadlo sa začne otáčať okolo normálnej osi s pomalou tendenciou znižovať nakláňanie. Polokrídlo s väčším polomerom bude obtekať vyššou rýchlosťou, čo vytvára moment na zvýšenie náklonu. Tento moment sa nazýva špirálový moment otáčania. Ak prekročí moment bočnej stability, nakláňanie sa bude neustále zvyšovať a keďže vertikálna zložka vztlakovej sily je menšia ako hmotnosť, lietadlo sa dostane do špirály nadol.

Ak je bočná stabilita silná a smerová stabilita slabá, lietadlo bude mať tendenciu kmitať ako „holandský krok“.

Systém na zabezpečenie stability v rýchlosti pri veľkých počtoch M (Mach trim) udržuje daný gradient úsilia v rýchlosti. Systém reguluje zaťaženie volantu (riadiaca páka) a funguje len pri veľkých M číslach.

V systéme riadenia kormidla je nainštalovaný tlmič vybočenia, ktorý zlepšuje charakteristiku bočného pohybu lietadla a zabraňuje netlmeným osciláciám typu "holandský sklon".

"Dutch roll" (holandský roll) sa objavuje v dôsledku relatívne zlej smerovej stability a nadmernej bočnej stability lietadla. Keď sa lietadlo otáča okolo pozdĺžnej osi, dochádza k samovoľnému kĺzaniu smerom k klesajúcemu krídlu v dôsledku vznikajúcej laterálnej zložky gravitácie. To okamžite vedie k vzniku momentu priečnej stability M x β, ktorý má tendenciu znižovať výsledný valec. Na lietadlách s vysokou bočnou stabilitou to môže byť významné.

Súčasne vzniká aj smerový moment stability M y β, ktorý má tendenciu otáčať nos lietadla v smere výsledného sklzu. Keďže smerová stabilita je na mnohých lietadlách oveľa slabšia ako bočná stabilita, zotavenie zo sklzu zaostáva za zotavením. Lietadlo zotrvačnosťou preskočí polohu bez rolovania a začne sa otáčať opačným smerom. Lietadlo tak bude bez zásahu do riadenia vykonávať netlmené kmity v náklone a sklze.

Tlmič vybočenia umelo zvyšuje smerovú stabilitu a tým zabraňuje vibráciám.

Citlivým prvkom tlmiča vybočenia je dvojstupňový gyroskop, ktorý reaguje na uhlovú rýchlosť ω y voči normálnej osi Y. Tento signál je filtrovaný a zosilňovaný v závislosti od rýchlosti letu signálom z počítača, ktorý vypočítava výšku- rýchlostné parametre (Air Data Computer). Ďalej sa signál posiela do cievky ovládania klapky (pozrite si schému hlavného kormidlového zariadenia nosnej rakety v časti „Ovládanie jazdy“). Cievka riadi pohyb ovládača tlmiča, ktorý posúva stred otáčania primárneho a sekundárneho sčítacieho ramena a tým sa pridáva k pohybu pedálov od pilotov a vedie k pohybu tiahla hlavného kormidla. riadiť.

V tomto prípade sa pohyby ovládača tlmiča neprenášajú do pedálov a pilot hmatom necíti činnosť tlmiča. Pre kontrolu jeho činnosti sa zobrazuje indikátor odchýlok pohonu klapky.

Pohodlné ovládanie pri rolovaní: tyč by sa mala na začiatku vychýliť v smere opačnom k zákrute. Lišta sa potom môže vrátiť do neutrálu alebo sa dokonca odchýliť v smere reverzácie. Je to spôsobené zložitým zákonom vychýlenia kormidla, kedy kormidlo reaguje na rýchlo sa meniacu zložku uhlovej rýchlosti otáčania a nereaguje na jej konštantnú zložku.

Pri bežnej prevádzke tlmiča za letu je vychýlenie indikačnej lišty takmer nepostrehnuteľné.

Na novom lietadle s integrovanou komunikačnou jednotkou (IFSAU) inštalovanou medzi ACS a lietadlom (pozri Automatický riadiaci systém) sa s vysunutými klapkami signál tlmiča zvýši o 29 %, aby sa pôsobilo proti zvyšujúcej sa bočnej stabilite. Okrem toho sú signály s frekvenciou 8 Hz zoslabené o 50 %, aby sa znížili vibrácie a zlepšil sa komfort cestujúcich.

Koordinované posúvanie

Koordinovaný sklz je riadiaci manéver vykonávaný pri letových skúškach lietadla. Umožňuje odhaliť vlastnosti bočnej stability a ovládateľnosti lietadla, najmä vzájomnú účinnosť bočného a smerového riadenia. Pri jeho vykonávaní sa udržiava priamy let v konštantnej výške a rýchlosti s postupným stupňovitým vychýlením kormidla. Aby výsledný sklz nezobral lietadlo z priamej dráhy, vytvorí sa kotúľa v opačnom smere. Bočná zložka gravitácie teda kompenzuje bočnú silu z kĺzania. Pri tomto manévri sa cestovný kanál akoby borí s priečnym. Ak neexistujú žiadne obmedzenia pevnosti, potom sa výchylky kormidla vykonajú na plný prietok. Ako prvé zastavujú spravidla pedále a bočné ovládanie má ešte rezervu. Ale stáva sa aj opak.

Vo vyšetrovacej správe k havárii Boeingu 737-200 z 3. marca 1991 v oblasti Colorado Springs NTSB zverejnila výsledky koordinovaných sklzov vykonaných pri rýchlosti 150-160 uzlov v rôznych konfiguráciách klapiek od 40 do 10 stupňov.

Zvažoval sa prípad úplného vychýlenia (nedobrovoľného stiahnutia) kormidla doprava o 25 stupňov.

Z tabuľky teda vyplýva, že stiahnutie kormidla do krajnej polohy nie je nebezpečné pri uvoľnení klapiek do polohy od 40 do 25 stupňov. Náklonový moment z výsledného kĺzania možno odvrátiť vychýlením volantu pod uhlom od 35 do 68 stupňov. Vysvetľuje sa to prudko zvýšenou účinnosťou spojlerov vychýlených za letu (letové spojlery), ktoré narušujú prúdenie od klapky na polovici krídla, ktorá by sa mala spustiť.

Pri uhle vysunutia klapky menšom ako 25 stupňov, úplné vychýlenie strmeňa nestačí na odvrátenie ťahu kormidla (pri rýchlosti experimentu - 150-160 uzlov). Takže s klapkami 15 bolo vyváženie dosiahnuté len pri d РН =23 stupňov, s klapkami 10 - pri d РН =21 stupňov.

Spodný riadok tabuľky sa nevzťahuje na koordinované posúvanie. V tomto prípade sa vyváženie dosiahlo pri vykonaní zákruty doprava s náklonom 40 stupňov. V tomto prípade bol volant vychýlený doľava o plný uhol a pokles uhla sklzu zo 16 na 13 stupňov je dosiahnutý v dôsledku objavenia sa tlmiaceho zemného momentu M Y w y od uhlovej rýchlosti zákruty.

Aj v tejto správe sú informácie, že behaviorálne štúdie ukázali, že keď rýchlosť klesne na určitú hodnotu, účinnosť bočného ovládania s klapkami vysunutými o 1 stupeň nestačí na odvrátenie stiahnutia kormidla do krajnej polohy. Táto rýchlosť sa nazýva „rýchlosť kritického bodu“ (prekrížená rýchlosť vzduchu).

Automatický riadiaci systém

Automatický systém riadenia lietadla (AFCS) pozostáva z troch nezávislých systémov: digitálneho systému riadenia letu (DFCS), tlmiča vybočenia (pozri Príčná stabilita a riadenie) a automatického plynu. Tieto systémy zabezpečujú automatickú stabilizáciu lietadla v náklone, náklone a sklze a riadenie lietadla signálmi z rádionavigačných zariadení, palubného navigačného počítača (FMC), počítača výškových a rýchlostných parametrov (ADC) a stabilizácie kurzu.

Spojenie medzi digitálnym riadiacim systémom a lietadlom zabezpečuje v závislosti od konfigurácie lietadla komunikačné centrum (AFC) alebo integrované komunikačné centrum (IFSAU). V závislosti od toho sa činnosť tlmiča vybočenia trochu mení.

Automatické riadenie lietadla sa vykonáva pomocou výškovky a krídielok. Na lietadlo modifikácie "NG" môže byť inštalovaný automatické ovládanie kormidlo.

Taktiež dochádza k automatickému odstráneniu síl z volantu v pozdĺžnom kanáli (s vrátením stĺpika riadenia do neutrálnej polohy) preskupením stabilizátora. V priečnom kanáli nedochádza k automatickému uvoľneniu síl, preto je zakázané používať vyvažovací mechanizmus krídiel pri zapnutom autopilotovi. V tomto prípade riadiaci stroj autopilota prekoná pružinu nakladacieho mechanizmu (pocit krídielok a centrovaciu jednotku) a keď je autopilot vypnutý, lietadlo sa začne pre pilota neočakávane otáčať.

K podobnému incidentu došlo 6. septembra 2011 v leteckej spoločnosti ANA, aj keď tam pilot nedobrovoľným vychýlením mechanizmu kormidla vychýlil dráhový kanál, čo viedlo k vypnutiu autopilota a prudkému pohybu lietadla.

Počas letu so zapnutým autopilotom musia byť ovládací stĺpik a volant v neutrálnej polohe. To naznačuje absenciu úsilia v zapojení výťahu a krídielok. Vychýlenie stĺpika riadenia z neutrálu je znakom zlyhania ovládania stabilizátora alebo jeho odchodu (útek).

Výchylka volantu naznačuje priečnu (rozchodovú) asymetriu lietadla, nerovnomernú spotrebu paliva či asymetrický ťah motora. Technika trimovania bočného kanála je opísaná v časti bočná stabilita a kontrola.

V prípade letu s asymetrickým ťahom motora musí pilot samostatne ovládať dráhový kanál vychyľovaním pedálov. V opačnom prípade nie je zaručená presnosť dodržania stanovených letových parametrov.

Vypnutie autopilota (DFCS) je indikované blikaním červených kontroliek tlačidla A/P P/RST a zvukom sirény a odpojenie automatického plynu je indikované iba červenými kontrolkami tlačidla A/T P/RST. Podľa správy AAIB (Air Accidents Investigation Branch) o vyšetrovaní incidentu Thomsonfly Boeing 737-300 v Bournemouthe (Spojené kráľovstvo) z 23. septembra 2007 prispela k incidentu absencia počuteľného alarmu odpojenia automatického plynu. Počas priblíženia na pristátie, keď motory bežali v režime „Small throttle“, sa automatický plyn vypol, čo si posádka nevšimla. Na zostupe lietadlo stratilo rýchlosť na 82 uzlov (20 km/h pod V REF) a vstúpilo do režimu zastavenia.

Okrem riadenia lietadla digitálny systém riadenia letu (DFCS) signalizuje pilotom odchýlky smerových tyčí v náklone a sklone. Tieto odchýlky sú ekvivalentné príkazom pre riadiace stroje autopilota. Preto, keď je autopilot vypnutý a pilot riadi lietadlo pozdĺž riadiacich priečok, vykonáva prácu stroja na riadenie autopilota. Pilotovanie riaditeľmi výrazne zvyšuje presnosť udržiavania špecifikovaných režimov, ale odstavuje pilota od skenovania a analyzovania údajov prístrojov, to znamená, že prispieva k zhoršovaniu letových schopností. Napomáha tomu politika leteckých spoločností, ktoré v mene komfortu pasažierov zakazujú svojim pilotom lietať s vypnutými riaditeľmi aj za jednoduchých poveternostných podmienok. Problém straty zručností letovej posádky pri riadení lietadla pri vypnutej automatizácii bol opakovane zdôrazňovaný medzinárodných konferencií o bezpečnosti letov, ale veci sú stále tam.

Let lietadla pod asymetrickým ťahom

Zvážte správanie lietadla bezprostredne po poruche jedného z motorov a požadované ovládanie (vyváženie) na zabezpečenie priameho letu s jedným zastaveným motorom.

Nechajte ľavý motor zlyhať. Moment vybočenia M U DV začne pôsobiť na lietadlo a otáča ho doľava. Pri zastavenom motore dôjde ku šmyku na pravom krídle a následne k náklonu Mx b smerom ku krídlu. Obrázok ukazuje približnú zmenu uhlov sklzu a náklonu, keď je ľavý motor zastavený.

Pretože je tu veľká bočná stabilita (najmä s vysunutými klapkami), náklon bude násilný, čo si vyžaduje okamžitý zásah pilota. Na odvrátenie momentu náklonu, keď motor beží v režime vzletu, nestačí plné vychýlenie volantu. Je potrebné odstrániť sklz kormidla.

Uvažujme, aké sú podmienky vyváženia pri dlhom lete s jedným motorom na voľnobeh. Rozoberme si dva konkrétne prípady vyvažovania v priamom lete so zastaveným motorom: 1) bez nakláňania, 2) bez preklzu, ako aj odporúčanie Boeingu.

1. Lietajte bez rolovania.

Na vyváženie bez rolovania je potrebné vytvoriť sklz na ľavom krídle. Potom sa k momentu z asymetrického ťahu Mu dvig pridá moment z posuvného Mu b. Ich vyváženie si vyžaduje veľké vychýlenie kormidla. Bočné sily od kormidla Z rn a od sklzu Z b budú pôsobiť v opačných smeroch a budú sa vyrovnávať pod určitým uhlom sklzu. Priečny moment Mx b bude kompenzovaný momentmi z kormidla Mx rn a krídielok Mx eler.

Zdalo by sa, že pre pilota je najprijateľnejší priamy let bez náklonu, ale vzhľadom na veľký potrebný uhol vychýlenia kormidla sa zvyšuje odpor lietadla. To zhoršuje výkon lietadla, najmä v prípade poruchy motora pri vzlete s veľkou hmotnosťou a pri vysokých teplotách.

Všimnite si, že aj keď let tu prebieha so sklzom, loptička indikátora kĺzania bude umiestnená presne v strede. Faktom je, že aerodynamické sily sú v tomto prípade umiestnené v rovine symetrie lietadla. Všeobecne povedané, toto zariadenie nie je indikátor sklzu, ale indikátor bočného preťaženia. Bočná g-sila vzniká z nekompenzovanej aerodynamickej sily Z, ktorá je vyvážená bočnou zložkou gravitácie G*sing pri lete s náklonom alebo odstredivou silou pri otáčaní lietadla.

2. Let bez kĺzania.

Otočný moment od motora Mu dvig je vyvážený momentom od kormidla M rn. Bočná sila Z pH je vyvážená bočnou zložkou gravitácie G*sing, pri vytváraní kotúľa na pravom krídle. Priečny moment od kormidla Mx rn je vyvážený momentom od krídielok Mx eler. Všimnite si vychýlenie krídielok v opačnom smere v porovnaní s vyvažovaním bez rolovania. Lopta bude v tomto prípade odklonená smerom k zníženému krídlu, hoci nedôjde k pošmyknutiu.

Tento režim vyváženia je najvýhodnejší pre energiu lietadla, pretože poskytuje minimálny odpor. Ale presné udržanie režimu je problematické. Po prvé piloti nemajú indikáciu uhla sklzu a po druhé, pri zmene ťahu bežiaceho motora sa mení moment otáčania, čo znamená, že sa mení požadovaná výchylka kormidla a podľa toho sa mení aj bočná sila kormidla a teda požadovaný uhol natočenia na jeho kompenzáciu. Letové príručky pre sovietske lietadlá udávali pilotom približnú hodnotu 3 až 5 stupňov naklonenia na jeden spustený motor.

Boeing dáva iné kritérium kontroly. Zvážte vyvažovací diagram v prípade poruchy ľavého motora.

Na ňom čísla 1 a 2 znázorňujú uvažované prípady vyvažovania bez rolovania a bez sklzu. Existuje však nekonečné množstvo iných vyrovnávacích pozícií. Boeing odporúča pilotom, aby vyvážili lietadlo s nulovým vychýlením krídielok (vyrovnajte ovládacie koliesko). Je napísané, že v tomto prípade dochádza k miernemu rolovaniu na bežiaci motor a guľa je mierne vychýlená rovnakým smerom. Ako je možné vidieť z vyvažovacieho diagramu, táto pozícia je niečo medzi dvoma uvažovanými prípadmi vyvažovania. Je vhodné ho udržiavať, pretože na ovládanie „horizontality“ volantu nie je potrebné ani pozerať do kokpitu a správnu polohu kormidla môžete ovládať hmatovými vnemami ruky. Ktorá polovica volantu je znížená, znamená to, že pedále musia byť na vyváženie vychýlené rovnakým smerom. Presne rovnaká technika pilotovania so zapnutým autopilotom, keďže pedále od autopilota nie sú ovládané.

Bezpečné

Failsafe sa vzťahuje na analýzu vplyvu porúch na správanie lietadla a schopnosť bezpečne dokončiť let.

Pri vyšetrovaní havárie 3. marca 1991 NTSB vyhodnotila vychýlenie nakláňania potrebné na vyvrátenie nasledujúcich porúch riadiaceho systému:

1. Výsuvná lamelová časť alebo Kruegerova lamela nie je vysunutá. V turbulentných podmienkach toto zlyhanie pravdepodobne zostane nepovšimnuté.

2. Porucha tlmiča vybočenia pri vytiahnutom kormidle o 2 stupne. (Maximálny uhol odchýlky kormidla od tlmiča vybočenia v sérii (300-500) je 3 stupne). Parrying vyžaduje 20-stupňové vychýlenie jarma.

3. "Plávajúce" spojler-krídlo.

(Spustený spojler je počas letu držaný hydraulickým systémom. Ak dôjde k poruche systému zadržiavania spojlera, môže sa v dôsledku riedenia nad krídlom zdvihnúť nad povrch krídla. Toto sa nazýva "plávajúce".)

Odrazenie takéhoto zlyhania si vyžaduje vychýlenie kormidla o 25 stupňov.

4. Cievka kormidla spôsobujúca vychýlenie kormidla o 10,5 stupňa. Vyžaduje vychýlenie volantu o 40 stupňov.

5. Odvrátenie asymetrického ťahu motora s 8 stupňovým ťahom kormidla vyžaduje 30 stupňov vychýlenia kormidla.

Bol urobený všeobecný záver, že tieto poruchy nemôžu byť dôvodom straty ovládateľnosti lietadla.

Nevýhody lietadla

Z hľadiska aerodynamiky má lietadlo tieto nevýhody:

1. Napriek tomu, že lietadlo je vybavené veternými korouhvami, informácie o aktuálnom uhle nábehu sa pilotom neposkytujú (s výnimkou niektorých konfigurácií lietadiel radu 600 a novších). Podávanie takýchto informácií by výrazne pomohlo v prípadoch nespoľahlivej prevádzky počítača pre výškové a rýchlostné parametre, chybného zadávania informácií o hmotnosti lietadla do navigačného počítača (FMC), odstránenia lietadla zo sťaženej polohy, pristátia. prístup s rôznymi poruchami mechanizácie a pod.

2. V zákone o riadení motora neexistuje priame obmedzenie režimu motora pri dosiahnutí maximálnej povolenej teploty plynu za turbínou. V procese zvyšovania rýchlosti vzletu sa preto teplota plynov za turbínou neustále zvyšuje a pri štartoch v horúcom počasí s veľkými vzletovými hmotnosťami môže prekročiť maximálnu povolenú hodnotu. To predstavuje ďalšiu záťaž pre posádku pri dodatočnej kontrole a manuálnom nastavovaní režimu motora počas rozbehu a počas počiatočného stúpania. Čo neprispieva k bezpečnosti letu.

3. Lietadlo má nadmernú bočnú stabilitu, najmä pri vysunutých klapkách. To komplikuje jeho pilotovanie a spôsobuje nepríjemnosti cestujúcim pri štarte a pristávaní v nárazovom bočnom vetre a pri lete v búrlivej atmosfére.

Ako príklad tohto odseku je vhodný incident s Boeingom 737-500 spoločnosti Ukraine International Airlines z 13. februára 2008.

Pri pristávaní v Helsinkách v silnom nárazovom bočnom vetre veliteľ posádky, ktorý nadmernou energiou odvrátil prevrátenie spôsobené poryvom vetra, umožnil končekom krídla dotknúť sa dráhy.

Na lietadlách modifikácie NG s wingletom sa táto nevýhoda ešte zintenzívnila.

Z rovnakého dôvodu lietadlo prudko reaguje nakláňaním na sklz, ku ktorému dochádza v prípade poruchy motora pri štarte. V tomto prípade plná výchylka volantu pozdĺž náklonu nestačí na odvrátenie momentu náklonu a je potrebné neodkladne vychýliť kormidlo na odvrátenie vzniknutého šmyku. V podmienkach viditeľnosti prirodzeného horizontu sa tento problém zvyčajne rieši bez problémov. Ale v oblakoch alebo pri obmedzenej viditeľnosti si riešenie tohto problému vyžaduje špeciálny výcvik a je dosť náročné pre pilotov, ktorí sú zvyknutí na pilotovanie podľa sovietskeho zobrazovacieho systému – pohľad zo zeme na lietadlo.

4. Podľa správy AAIB (Air Accidents Investigation Branch) o vyšetrovaní incidentu s Boeingom 737-300 Thomsonfly, ku ktorému došlo 23. septembra 2007 v Bournemouthe (Spojené kráľovstvo), plné vychýlenie výškovky nestačilo na odvrátenie nadhozu. moment z motorov. Po vyradení lietadla z prerušovacieho režimu posádka uviedla motory do režimu presahujúceho plný vzletový výkon. Zároveň sa sklon lietadla zvýšil na 44 stupňov, napriek tomu, že veliteľ úplne odmietol riadiaci stĺpec od seba. V tomto prípade je potrebná pomoc stabilizátora.

5. Na lietadlách modifikácie NG sa cestovné číslo letu M zvýšilo a priblížilo sa k M MO . Avšak zvýšená zotrvačnosť lietadla (v dôsledku väčšej hmotnosti) a algoritmus činnosti automatického škrtenia klapky sú také, že reálne hrozí neúmyselné prekročenie M MO pri cestovnom lete v turbulentnej atmosfére so zosilnením prichádzajúceho vetra. rýchlostná zložka.

6. Servokompenzátor výškovky, navrhnutý tak, aby znižoval námahu na volante pri priamom (bezposilňovacom) riadení lietadla, môže vyvolať samoosciláciu v ovládacom zapojení. Tieto prípady boli zaznamenané 1. marca 2010 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 .

Tiež vibrácie servokompenzátora sa považujú za jednu z nich možné príčiny Havária Boeingu 737-800 v Bejrúte 25. januára 2010

Ako už bolo uvedené, krídlo s nízkym odporom určené na let vysokou rýchlosťou nemá dobré nosné vlastnosti pri nízkych rýchlostiach letu v letovej konfigurácii, a preto má veľmi vysoké pádové rýchlosti. Vysoká pádová rýchlosť v letovej konfigurácii by mohla byť povolená pod povinnou podmienkou dôkladnej analýzy všetkých rýchlostných rezerv a prevádzkových pravidiel lietadla, ale takáto rýchlosť je neprijateľná, pretože zvyšuje vzletové a pristávacie vzdialenosti lietadla. Preto sa na zníženie pádovej rýchlosti a s ňou súvisiacich rýchlostí počas vzletu a pristátia používajú zariadenia na zvýšenie vztlaku. Použitie týchto zariadení samozrejme pomáha skracovať vzletovú a pristávaciu vzdialenosť lietadla.

Vráťme sa ešte raz k vzorcu vztlakovej sily c ff S-V 2 pl/ 2 a pamätajte, že S je efektívna plocha krídla a s pri- koeficient zdvihu.

Princíp činnosti klapiek umiestnených pozdĺž odtokovej hrany krídla je jasný. Takéto klapky, s výnimkou jednoduchých klapiek a delených klapiek, poskytujú zvýšenie zdvihu v dôsledku:

A) zvýšenie tetivy krídla a z toho vyplývajúce veľmi výrazné
výrazné zväčšenie plochy krídel (t.j. v dôsledku zväčšenia
multiplikátor S vo vzorci zdvihovej sily);

B) zvýšenie celkového zakrivenia profilu krídla (t.j
zvýšenie multiplikátora s pri ). Profil zvýšeného zakrivenia z
intenzívnejšie nakláňa tok a tým sa zvyšuje
zdvíhacia sila.

Klapka môže byť veľmi zložitá a je vyrobená vo forme dvojštrbinového aj trojdrážkového dizajnu. Štrbiny majú zabezpečiť stabilitu prúdenia cez hornú plochu profilu a tým oddialiť oddelenie prúdenia na najvyššie možné uhly nábehu.

Ako sa prúdová letecká doprava vyvíjala, potreba dobrého vysokorýchlostného krídla sa stala ešte naliehavejšou, pretože je potrebné kombinovať ekonomickú prevádzku pri veľmi vysokých cestovných rýchlostiach s dobrým výkonom pri vzlete a pristátí. Napriek ďalším zlepšeniam v dizajne klapiek však zostali rýchlosti pri páde vysoké a bolo potrebné urobiť niečo nové. Celkom prirodzene zaujala konštruktérov nábežná hrana krídla a aj na ňu sa začali umiestňovať zariadenia na zlepšenie nosných vlastností krídla.

Najprv to boli jednoduché ponožky vychýlené smerom nadol, no neskôr sa objavili výsuvné štrbinové nábehové hrany či lamely. Fungujú rovnako ako klapky, teda: a) vo väčšine

^8 D. DABIS OD

Konfigurácia pristátia

cestovná konfigurácia

Ryža. 4.8. Zmena vztlaku v závislosti od konfigurácie lietadla

V niektorých prípadoch sa plocha krídla mierne zväčší, b) celkové zakrivenie profilu sa ďalej zväčší a c) zvýši sa účinnosť profilu hlavného krídla. Lamely zaisťujú dobré prúdenie vzduchu okolo krídla až do veľkých uhlov nábehu, zabraňujú oddeleniu prúdenia a tým umožňujú získať vyššie hodnoty maximálnych koeficientov vztlaku.

Na obr. 4.8 môžete vidieť rozdiely medzi sekciami krídla v cestovnej a pristávacej konfigurácii.

Opísané zariadenia umožňujú premeniť vysokorýchlostné krídlo s nízkym odporom na krídlo s veľmi vysokou nosnosťou pri vzlete a pristávaní.

Veľa z toho, čo sa dá povedať o dôsledkoch zavedenia mechanizovaných krídel, je celkom elementárne. Treba však zdôrazniť najmä nasledujúce štyri okolnosti.

^ Nadmerný výťah

AT počiatočný moment priblíženia, keď sa lietadlo zmení z cestovnej na pristávaciu konfiguráciu, vzniká značný prebytok vztlaku. Ak sa uhlová poloha lietadla nezmení, potom tento nadmerný zdvih povedie k zvýšeniu letovej výšky. V tomto prípade má vplyv rýchlosti do určitej miery akademický charakter, pretože prebytok odporu krátko po dokončení procesu rekonfigurácie povedie k zníženiu rýchlosti letu. Všeobecná zmena trim môže byť dosť významný a je potrebné venovať veľkú pozornosť tomu, aby sa v záujme presnosti dráhy letu nezvýšila výška letu.

^ Predčasné čistenie mechanizácie

Ak sa po štarte mechanizácia zatiahne pri príliš nízkej rýchlosti, lietadlo sa môže ocitnúť vo veľmi nebezpečnej zóne rýchlostí blízkych pádovej rýchlosti pre letovú konfiguráciu.

a zároveň môžu vzniknúť ďalšie komplikácie v dôsledku vysokého nárastu odporu súvisiaceho s lietaním pri rýchlostiach pod V IMD . Na prekonanie týchto komplikácií je potrebný väčší ťah motora. Ak sa už používa maximálny ťah, potom je strata výšky po návrate do normálnych letových podmienok takmer nevyhnutná. Tí, ktorí sú oboznámení s konštrukčnými letovými charakteristikami nadzvukového dopravného lietadla, očividne zistia, že tento režim je ekvivalentný letu menšou rýchlosťou pri nulovej rýchlosti stúpania, pri ktorom je návrat k normálnemu letu možný len so stratou výšky. Dôsledky predčasného zatiahnutia mechanizácie budú ešte nebezpečnejšie počas letu v zákrute kvôli zvýšeným pádovým rýchlostiam, ktoré sú vlastné tomuto režimu.

Preto sa po vzlietnutí pred odstránením mechanizácie presvedčte, že rýchlosť je už dostatočná pre letovú konfiguráciu. Ak sa klapky zasúvajú pomaly, čo je veľmi bežné, skombinujte svoju známu rýchlosť zatiahnutia klapiek s očakávanou rýchlosťou zrýchlenia lietadla, aby ste dosiahli požadovanú vzdušnú rýchlosť v čase, keď sú klapky zasunuté.

^ Prípad čiastočnej poruchy mechanizácie

Účel a spoľahlivosť konštrukcie lamiel a klapiek určujú frekvenciu konkrétnej poruchy. Pre veľkú väčšinu lietadiel, ktoré autor pozná, je akákoľvek mechanizácia krídla lepšia ako žiadna; preto sa na zvýšenie vztlaku zvyčajne používajú všetky funkčné prostriedky mechanizácie krídel, ale samozrejme za podmienky ich symetrického uvoľnenia. Tieto nezvyčajné konfigurácie zjavne zodpovedajú vysokým pristávacím rýchlostiam a horším, no napriek tomu celkom bezpečným pádovým charakteristikám lietadla. Letový výkon zostáva takmer normálny, až na to, že v prípade poruchy systému vysúvania klapiek bude mať lietadlo pri lete po zostupovej dráhe zvýšený uhol sklonu. Treba si uvedomiť, že niektoré prúdové lietadlá nemajú povolené vysunúť klapky bez vysunutia lamiel alebo naopak. Preto porucha ktoréhokoľvek z týchto zariadení má za následok potrebu pristátia v letovej konfigurácii. Otestujte sa, aby ste sa uistili, že poznáte všetky špecifiká pilotovania lietadla v týchto podmienkach.

^ Prípad úplného zlyhania mechanizácie

V ojedinelých prípadoch úplného zlyhania všetkých mechanizačných prostriedkov krídla sa pilot bude musieť priblížiť k lietadlu v letovej konfigurácii. Pilotovanie lietadla nespôsobuje žiadne zvláštne ťažkosti. Samozrejmosťou je rýchlosť vstupu

Pristátie bude dosť vysoké, ale len samo o sebe v rýchlosti nič neohrozuje (viac o tom pozri nižšie) a približovanie prebieha rovnako ako na bežnom lietadle s PD bez klapiek.

Tu je vhodné poznamenať nasledovné:

Hmotnosť lietadla by sa mala čo najviac znížiť,
znížiť požadovanú rýchlosť priblíženia a neprekročiť
nastavte maximálnu povolenú rýchlosť pneumatiky
lietadlá na zemi.
Treba sa vyhnúť nepriaznivým poveternostným podmienkam. to
jedna z tých oblastí, kde sa samotná rýchlosť vzduchu stáva
veľmi dôležité, pretože pre akúkoľvek danú výšku, čas, nie
obídené, aby sa eliminovala bočná chyba pilota lietadla -
okamihom nadviazania vizuálneho kontaktu so zemou a do
zem – s rastúcou rýchlosťou klesá.
Požadovaná vzdialenosť pristátia lietadla môže byť veľmi
veľký. Závisí od typu lietadla a značne sa líši.
limity. Pre tie typy lietadiel, pre ktoré sú v podobných systémoch
situáciách je dovolené použiť plný spätný ťah nie
tesne pred pristátím, požadovaná dĺžka pristátia
bude o niečo viac ako normálne. V lietadle s
lamely a pomocou spätného ťahu až po dotyku,
vzdialenosť od okamihu, keď lietadlo prešlo nábežnou hranou dráhy
v rýchlosti V AT k úplnému zastaveniu lietadla môže byť
bez vetra okolo 2700 m (bez rezervy).
Vykonajte jemné priblíženie na pristátie takmer do kopca.
dáždniky. Na štvormotorovom lietadle regulácia rýchlosti
let je uľahčený výstupom externých motorov do režimu malého
plyn a keď sa používa iba na priblíženie na pristátie
vnútorné motory (pre trojmotorové lietadlo v režime
malý plyn, výstupný centrálny motor). Od re
aktívne lietadlo má nízky odpor vzduchu,
môj ťah bude celkom dosť a veľké pohyby vrčia
Gov ovládanie motora bude možné bez veľkých
zmeny rýchlosti.
Pri pristávaní nedvíhajte lietadlo príliš vysoko, inak môžete
môžete naraziť na zem chvostovou časťou trupu. Zavrieť
zem po tom, čo ste už znížili svoju vertikálnu rýchlosť
pokles o malú odchýlku výťahu nahor, akurát
stále sa približujte k zemi.
Po dotyku zamerajte všetku svoju pozornosť na brzdu
lietadla. Okamžite a úplne rozšírte spojlery
zapnite spätný ťah na všetkých motoroch. Udržujte svoje motory v poriadku
stlačte reverzáciu ťahu, kým nie je jasné, že
lietadlo neprebehne dráhu. Nechajte ťah obrátiť
v prvých sekundách urobiť trik. Uistite sa, že sa
kladivo pevne na tri body, a potom jemne priniesť
brzdné sily na maximum a vydržia ich na nejaký čas

116

Čas. Moderné brzdy sú veľmi účinné a množstvo energie, ktorú absorbujú, je v tomto prípade menšie ako pri prerušenom štarte lietadla s maximálnou vzletovou hmotnosťou pri rýchlosti. Vi prestať.

Na záver treba povedať, že ak je možné v prípade pristátia lietadla v letovej konfigurácii prejsť na náhradné letisko s dlhou pristávacou dráhou, dobrými priblíženiami a dobrými poveternostnými podmienkami, treba túto možnosť využiť.

^ SWEEP WING

Vztlak generuje krídlo zrýchlením prúdenia vzduchu nad horným povrchom krídla na rýchlosť väčšiu ako je prúdenie pod spodným povrchom. Čím väčší je rozdiel medzi týmito rýchlosťami, tým väčší je pokles tlaku a tým väčší je vektor zdvihovej sily.

Keďže lokálna rýchlosť prúdenia nad horným povrchom prevyšuje rýchlosť nerušeného prúdenia pri výraznom zakrivení profilu o dosť výraznú mieru, je zrejmé, že prúdenie nad horným povrchom dosiahne rýchlosť zvuku skôr ako toto sa deje v nerušenom toku. Pri tejto rýchlosti sa na krídle vytvárajú lokálne rázy a začína sa prejavovať efekt stlačiteľnosti, zvyšuje sa odpor, je cítiť búšenie, zdvih a zmena polohy stredu tlaku, čo pri pevnom uhle stabilizátora vedie k zmene v pozdĺžnom momente. Číslo M, pri ktorom sa začína prejavovať vplyv stlačiteľnosti, sa nazýva kritické; pre rovné krídlo to môže byť dosť malé, asi 0,7.

Pripomeňme, že pri výraznom pohybe krídla bude vektor rýchlosti kolmý na nábežnú hranu menší ako vektor rýchlosti nerušeného prúdenia. Na obr. 4,5 vektor AC menej ako AB. Keďže krídlo reaguje iba na vektor rýchlosti kolmice na nábežnú hranu, potom na zmietnutom krídle pri ľubovoľnom počte M prichádzajúceho prúdenia klesá efektívna zložka rýchlosti kolmice na nábežnú hranu krídla. To znamená, že rýchlosť vzduchu sa môže zvyšovať, kým táto zložka rýchlosti nedosiahne rýchlosť zvuku, čím sa zvýši kritické číslo M. To je dôvod, prečo majú vysokorýchlostné lietadlá zametané krídla. Keďže relatívna hrúbka krídla určuje mieru zrýchlenia prúdenia vzduchu cez hornú plochu krídla, čím je krídlo tenšie, tým je zrýchlenie prúdenia menšie. Preto s tenkým krídlom možno dosiahnuť vyššie rýchlosti vzduchu skôr, ako sa prúdenie vzduchu nad horným povrchom stane zvukovým. Preto majú vysokorýchlostné lietadlá tenký zametené krídla.

Použitie zameteného krídla vedie k veľmi významným dôsledkom. Pri pohľade na tabuľku rozdielov,

Zvýšená Znížená Ryža. 4.9. Závislosť efektívneho rozšírenia
projekčná projekcia uhol natočenia krídla

rozpätie rozpätia

H Je jasné, koľko vlastností má lietadlo, ktoré závisia od zametania. Všetky z nich sú dostatočne dôležité na to, aby si zaslúžili osobitné pododdiely, a iba o dvoch z nich by sa malo diskutovať v tomto pododdiele.

Pretože zametanie vedie k zníženiu efektívnej rýchlosti prúdenia, potom, ak sú ostatné veci rovnaké, zametané krídlo pri akejkoľvek rýchlosti letu vytvorí menšiu vztlakovú silu ako priame krídlo. Táto strata zdvihu môže byť kompenzovaná zvýšením

Uhol nábehu, ktorý najmä vysvetľuje prítomnosť pomerne veľkých uhlov sklonu prúdových lietadiel počas priblíženia na pristátie. To vôbec neznamená, že lietadlo so šípovými krídlami letí v uhloch nábehu bližšie k pádu ako lietadlo s rovnými krídlami; obe tieto lietadlá sú prevádzkované pri príslušných rýchlostiach (približne l,3Vs)> ale lietadlo so šípovými krídlami dosahuje maximálne hodnoty s pri pri vyšších uhloch nábehu ako lietadlo s rovnými krídlami. Je to preto, že prúdenie cez horný povrch zameteného krídla je menej "energetické" ako prúdenie priameho krídla, a preto k približovaniu dochádza pri vysokých uhloch nábehu.

Keď sa lietadlo s rovným krídlom vychýli, tak sa aj prevráti. Je to preto, že vnútorná konzola krídla sa spomaľuje a klesá smerom k zákrute, zatiaľ čo vonkajšia sa zrýchľuje a stúpa, pretože pri rôznych rýchlostiach konzol krídla sa na každej konzole získajú rôzne hodnoty zdvihu. Na lietadle so šípovými krídlami je tento efekt umocnený skutočnosťou, že sklon každej konzoly krídla výrazne ovplyvňuje uhol sklzu. Rýchlejšia konzola vonkajšieho krídla sa stáva menej vychýlenou vzhľadom na prúdenie a vytvára pri rovnakom uhle nábehu zvýšený vztlak, pretože to zvyšuje efektívny pomer strán krídla. Pomalšia vnútorná krídlová konzola sa stáva ešte viac vychýrenou a pri rovnakom uhle nábehu z rovnakého dôvodu stráca vztlak. Tým sa ďalej porušuje rovnosť zložiek vztlakovej sily na krídlové panely a výrazne sa zvyšuje tendencia k prevráteniu. Ryža. 4.9 ukazuje, že vonkajšie krídlo má oveľa väčší efektívny pomer strán,

ako vnútorná konzola a navyše sa pohybuje vyššou rýchlosťou. Teda platí pre každú konzolu krídla zvlášť vzorec c r S ^UpV 2 , vidíme, že konzola vonkajšieho krídla má vyššie hodnoty V 2 a s pri , zatiaľ čo vnútorná konzola je menšia. To vedie k veľmi výraznému rolovaniu lietadla. Tento veľký klopný moment pri vybočení lietadla je veľmi dôležitý pre analýzu letových vlastností lietadla a jeho rôzne prejavy budú podrobne odzrkadlené v príslušných podkapitolách knihy.

^ HOLANDSKÉ KROKOVÉ KÝVANIE

Ak letíte na starostlivo vyváženom a silovom lietadle (vrátane použitia kormidla a vyvažovania krídiel) s PD pri jazde a potom uvoľníte riadenie na všetkých troch kanáloch naraz, lietadlo si udrží stabilný let vďaka stabilite lietadla vo všetkých troch osiach. Ak teraz uchopíte riadiaci stĺpik a jemne nakloníte lietadlo, najprv povedzte 15 stupňov doľava a potom 15 stupňov doprava a toto niekoľkokrát zopakujete, stane sa niečo, čo piloti prúdových lietadiel pociťujú ako oscilácie, často nazývaný „holandský krok“. Potom nechajte lietadlo upokojiť a potom vychýľte kormidlo najprv doľava a potom doprava. Rovnako ako len u krídielok sa vyvinie podobný pohyb: uklonenie v jednom smere spôsobí, že sa lietadlo bude nakláňať v určitom smere (ako je vysvetlené vyššie), potom zatočenie v druhom smere spôsobí, že sa lietadlo bude otáčať opačným smerom. Teraz sme veľmi blízko predstave, čo je v skutočnosti „holandský krok“ prúdového lietadla.

„Holandský krok“ je kombinovaný pohyb vybočenia a naklonenia, kde vybočenie nie je také významné ako naklonenie a zdá sa, že lietadlo prechádza dlhým striedavým pohybom nakláňania. Pokiaľ nie je pohyb „holandskej výšky tónu“ nadmerne intenzívny, nepozorujú sa žiadne poruchy výšky tónu.

V opačnom prípade môže byť „holandský krok“ definovaný ako priečny oscilačný pohyb lietadla. Spolu s oscilačným pohybom existuje špirálový pohyb, jav, ktorý bude vysvetlený nižšie, hoci samotný pojem takmer vysvetľuje jeho podstatu.

Charakteristiky smerového a bočného pohybu lietadla závisia od niekoľkých vzájomne súvisiacich faktorov. Na jednej strane je to vplyv uhla priečnika V a uhol sklonu, od ktorého hlavne závisia vlastnosti priečneho pohybu lietadla; na druhej strane ide o vplyv zvislého chvosta a kormidla, od ktorých závisí hlavne charakteristika smerového pohybu. Zo vzťahu týchto dvoch skupín faktorov vlastnosti špirály a kmitania

battalny pohyby lietadla, ktore su vzdy v konflikte. Ak dominujú faktory pôsobiace v priečnej rovine, potom má lietadlo tendenciu k špirálovej stabilite a oscilačnej nestabilite; ak dominujú faktory pôsobiace v rovine vychýlenia, lietadlo má tendenciu k špirálovej nestabilite a oscilačnej stabilite. Na správanie lietadla majú, samozrejme, vplyv aj ďalšie faktory, no ako vždy je v konečnom dôsledku rozhodujúci úspešný kompromis medzi dvoma naznačenými charakteristikami stability.

Vibračná stabilita, t. j. tlmený „holandský sklon“, môže byť teraz definovaný ako tendencia lietadla v prítomnosti porúch v dráhe aj v priečnom kanáli tlmiť výsledné oscilácie vybočenia a nakláňania a vrátiť sa k ustálenému letu. podmienky.

Predtým, ako pristúpite k zváženiu príčin tohto správania lietadla, nezabudnite, že zahnuté krídlo má značnú tendenciu otáčať sa, keď sa lietadlo vychýli (toto bolo podrobnejšie diskutované vyššie).

Keď sa lietadlo vychýli, valí sa. Zvislý chvost a kormidlo zabraňujú vybočeniu, spomaľujú ho a zastavujú a lietadlo sa vracia do priameho letu. Ak majú vertikálny chvost a kormidlo dostatočne veľké plochy, potom amplitúda každého nasledujúceho kmitania vybočenia a nakláňania bude menšia ako amplitúda každého predchádzajúceho kmitania; amplitúda sa bude postupne znižovať až do úplného zastavenia oscilácií. Ak sú však vertikálny chvost a kormidlo príliš malé (pozn. „príliš malé“ len v zmysle poskytnutia potrebných charakteristík vibračnej stability), amplitúda každej nasledujúcej oscilácie vybočenia a naklonenia bude väčšia ako amplitúda predchádzajúcej a oscilačný pohyb lietadla, nazývaný "holandský sklon", sa stáva divergentným, t.j. nestabilným. A hoci je prvotnou príčinou tohto nepriaznivého správania lietadla práve počiatočné vybočenie, na väčšine lietadiel bude pohyb v rovine náklonu pre pilota najpozoruhodnejší. To je dôvod, prečo sa pohyb lietadla v tejto rovine používa ako základ pre hodnotenie výkonu „holandského ihriska“.

Rovnako ako iné typy stability, vibračná stabilita môže byť pozitívna, negatívna alebo môže existovať nulová vibračná stabilita; tieto typy oscilačnej stability zodpovedajú tlmenému, divergentnému a netlmenému „holandskému kroku“ (kmitanie konštantnej amplitúdy). Charakteristiky „holandského kroku“ sú určené z oscilogramov zmeny uhla náklonu v závislosti od času. Oscilogram tlmeného pohybu je znázornený na obr. 4.10.

Ryža. 4.10. Miznúci „holandský krok“

Tlmený kmitavý pohyb je bezpečný, pretože lietadlo ponechané svojmu osudu sa nakoniec rýchlo alebo pomaly vráti do ustáleného letu. Ryža. 4.11 ilustruje povahu netlmeného „holandského kroku“ konštantnej amplitúdy. Tento pohyb, ktorý charakterizuje nulovú hranicu vibračnej stability, je celkom bezpečný, pretože sám o sebe nezhoršuje stav vecí, ale napriek tomu chýba okraj vibračnej stability je nežiaduci, pretože ak je amplitúda kmitov veľká alebo frekvencia kmitov malá, riadenie lietadla sa stáva nepríjemným a únavným.

Na obr. 4.12 ukazuje oscilogram divergentného „holandského kroku“ (negatívna oscilačná stabilita). Takýto pohyb je potenciálne nebezpečný, pretože skôr či neskôr, v závislosti od stupňa nestability, sa lietadlo môže úplne vymknúť kontrole alebo si vyžaduje neustálu pozornosť a veľmi vysokú zručnosť pilota na udržanie správnej úrovne ovládateľnosti.

Divergujúce oscilácie by sa mali hodnotiť nasledovne: ak sa oscilácie líšia v amplitúde, lietadlo nemôže byť certifikované na prevádzku, ale ak sa tieto oscilácie rozchádzajú veľmi pomaly, potom môže byť lietadlu povolený vstup do prevádzky. Piloti zvyčajne nenachádzajú významný rozdiel medzi pomaly sa rozbiehajúcimi osciláciami „holandského kroku“ a osciláciami s konštantnou amplitúdou, pretože to vyžaduje veľmi dlhý čas. Z tohto dôvodu sú počas krátkej doby slabo divergentné kmity „holandského kroku“ pilotmi vnímané ako kmity s konštantnou amplitúdou. Najvhodnejším parametrom na posúdenie stupňa vibračnej stability lietadla je preto čas, počas ktorého sa amplitúda kmitov zdvojnásobí (oscilačné

nestabilita) alebo, alternatívne,

". ústa, zmenšené o dve

Pre (vibračná stabilita).

Ryža. 4.11. Nepretržitý „holandský krok“ s konštantnou amplitúdou

Ryža. 4.12. Nepretržitý „holandský krok“ s divergentnou amplitúdou

5 10

Čas, s

Požiadavky v tejto oblasti ešte nie sú definitívne stanovené, hoci v poslednom čase sa uskutočnilo veľké množstvo výskumov v súvislosti s nadzvukovými dopravnými lietadlami a výsledky týchto štúdií možno zjavne rozšíriť aj na podzvukové lietadlá. Štúdie preukázali, že ak sa amplitúda oscilácií zdvojnásobí za 50 sekúnd alebo viac, potom môžeme predpokladať, že lietadlo má nulovú hranicu oscilačnej stability, zatiaľ čo dvojnásobné zvýšenie amplitúdy za 15 sekúnd alebo menej naznačuje významnú oscilačnú nestabilitu lietadla. Je zrejmé, že čas zdvojnásobenia amplitúdy, rovnajúci sa 35-40 sekundám, možno považovať za hranicu oscilačnej nestability. Samotné toto kritérium však stále nestačí na posúdenie stupňa oscilačnej nestability. Veľmi dôležitým parametrom je frekvencia kmitov. Ak sa perióda kmitania skráti na tri sekundy, zmena smeru náklonu nastane tak rýchlo, že pre pilota bude ťažké odvrátiť takýto pohyb pomocou krídielok a bude hroziť nebezpečenstvo pilota. situáciu ešte viac skomplikovať.

Výkon holandského kroku sa mení v závislosti od konfigurácie lietadla, výšky letu a koeficientu vztlaku. Tieto charakteristiky sa zhoršujú s rastúcou výškou a klesajúcou rýchlosťou (nie však vždy) pri konštantnej hmotnosti lietadla, alebo so zvyšujúcou sa hmotnosťou lietadla pri konštantnej rýchlosti.

Ovládanie rozbiehavého „holandského kroku“ nie je pri správnom pilotovaní náročné. Predpokladajme, že lietadlo robí divergentný pohyb „holandský krok“. Prvá vec, ktorú musíte urobiť, je nerobiť nič, opakujem - nič. Príliš veľa pilotov, ktorí sa unáhlene chopia riadenia, len komplikujú situáciu a stavajú sa do ešte zložitejšej situácie. Počkajte niekoľko sekúnd - počas tejto doby sa situácia výrazne nezhorší. Len pozorujte pohyb lietadla a zapamätajte si ho. Potom, keď dobre pochopíte obraz a vnútorne sa pripravíte, urobte jeden istý, ale plynulý korekčný pohyb krídielok na zastavenie rolovania. Nenechávajte krídelká vychýlené príliš dlho – stačí otočiť strmeň a vrátiť ho do pôvodnej polohy, inak situáciu len zhoršíte. Jediným plynulým ovládaním krídielok zrušíte väčšinu náklonu lietadla.

Stále budete mať zvyškový rušivý pohyb, ktorý sa dá časom eliminovať pomocou samotných krídielok.

Nepokúšajte sa korigovať manéver pomocou kormidla; ako už bolo spomenuté, vybočenie je často veľmi jemné a môže byť veľmi ťažké určiť, ktorým smerom by sa malo kormidlo v danom momente vychýliť. Preto použitie kormidla vedie k tomu, že pravdepodobnosť chybných akcií pilota, ktoré zhoršujú situáciu, je veľmi veľká.

Ďalej sa nikdy nepokúšajte uhasiť „holandský krok“ jedným nápravným opatrením, ale snažte sa naraz uhasiť iba väčšinu porúch a potom v budúcnosti už „vysporiadajte“ zvyšok. Pri odrazení „holandského kroku“ počas zákruty sa snažte tlmiť oscilácie v uhle náklonu zodpovedajúcemu stálej zákrute. Nepokúšajte sa súčasne bojovať proti „holandskému kroku“ a priviesť lietadlo do vodorovného letu; najprv sa zbavte „holandského kroku“ a potom, ak je to potrebné, vyveďte lietadlo zo zákruty.

Dramatické úsudky o „holandskom kroku“ lietadiel, ktoré existovali v minulosti, nevyplývali ani tak z vlastností samotného lietadla, ale z nedostatku vedomostí v tejto oblasti a možno z množstva protichodných informácií od pilotov. S uspokojením možno konštatovať, že v súčasnosti nie je v prevádzke ani jedno osobné lietadlo, ktorého pilotovanie by bolo spojené s nejakými ťažkosťami vzhľadom na charakteristiku vibračnej stability. Väčšina lietadiel má veľmi miernu nestabilitu, ktorá sa vyznačuje divergentným „holandským sklonom“ (ak sa môže vyskytnúť), ostatné lietadlá sú pred týmto javom spoľahlivo chránené automatickými zariadeniami inštalovanými na lietadle (o nich bude reč v ďalšej podkapitole o vybočení a tlmiče rolovania).

Vyššie odporúčané techniky pilotovania na odstránenie "holandského sklonu" pomocou krídielok sú celkom vhodné pre všetky podzvukové prúdové lietadlá. Je zaujímavé poznamenať, že ako je známe, takéto techniky pilotovania možno len ťažko odporučiť na odvrátenie „holandského kroku“ nadzvukových prúdových lietadiel kvôli veľkému vychýleniu, ku ktorému dochádza pri vychyľovaní krídielok, ale tento problém bude vyriešený čas, tak nech ťa to ešte netrápi.

^ TLMIČE VYCHÁDZANIA A NÁRAZU

Pilotovanie lietadla, ktoré má výraznú tendenciu vyvíjať „holandský sklon“, teda keď vibrácie lietadla dostatočne rýchlo neutnú, je pre pilota veľmi únavné, pretože si vyžaduje od neho zvýšenú pozornosť.

V takýchto podmienkach pilot potrebuje asistenciu automatických zariadení.

Už bolo povedané vyššie, že hlavným dôvodom, ktorý spôsobuje tendenciu k „holandskému kroku“ (samozrejme okrem zametania), je nedostatočne účinná oblasť zvislého chvosta a kormidla; bolo tiež spomenuté, že príliš veľká zvislá chvostová plocha zhoršuje špirálovú stabilitu lietadla. Preto je konečný výber vertikálnej chvostovej plochy ako vždy kompromisom. A ak na tieto účely nie je možné zväčšiť oblasť peria, malo by sa to urobiť nejako inak.

Na niektorých skorých manuálnych prúdových lietadlách má kormidlo tendenciu skĺznuť proti prúdu, aspoň pri nízkych uhloch sklzu, čo znižuje účinnosť vertikálneho chvosta a zhoršuje vibračnú stabilitu lietadla. Zavedenie nevratného ovládania posilňovača v kormidlovom kanáli viedlo k tomu, že kormidlo zostalo pri posúvaní v nulovej polohe a tým sa výrazne zlepšila charakteristika „holandského kroku“.

Prirodzeným ďalším krokom na lietadlách s posilňovačom riadenia (a väčšina lietadiel teraz má takéto riadenie) bolo vychýliť kormidlo v smere opačnom k vybočeniu lietadla, aby sa zabránilo vzniku a rozvoju šmyku. Presne toto robí tlmič vybočenia.

Tlmič vybočenia je zariadenie poháňané hydraulickým systémom, ktorý je citlivý na zmeny uhlovej rýchlosti vybočenia. Tento systém vyšle signál do ovládača klapky, ktorý vychýli kormidlo tak, aby zabránil vybočeniu lietadla. S takýmto zariadením sa nevyvíjajú holandské výškové oscilácie, pretože uhol vybočenia - hlavná príčina výskytu týchto oscilácií - sa nevyvíja. Ak pri vypnutom tlmiči vybočenia nastanú oscilácie „holandského sklonu“, zapnutie tlmiča umožní lietadlu rýchly návrat do normálneho riadeného letu. V normálnej prevádzke tlmič nerobí chyby: vychýli kormidlo správnym smerom a o správnu mieru, čím zníži uhol sklzu na nulu a zastaví akúkoľvek tendenciu lietadla nakláňať sa.

Požadovaný pomer redundancie tlmiča vybočenia závisí od charakteristík "holandského sklonu" pôvodného lietadla a od vlastností systému riadenia posilňovača. Ak kmity nakláňania pôvodného lietadla (bez tlmiča) pilota len unavia, potom bude potrebná a postačujúca inštalácia neredundantného tlmiča, pretože sa predpokladá, že v prípade poruchy

Tlmič za letu pokračovať v lete po danej trase nebude pre pilota príliš náročný. Ak sa „holandský krok“ zreteľne rozchádza, je potrebné nainštalovať duplicitnú klapku, ktorá zostane funkčná aj po prvej poruche. V prípade výrazne divergentného holandského sklonu by mal byť nainštalovaný redundantný tlmič vybočenia, ktorý zostane funkčný aj po druhej poruche, takže úplná porucha takéhoto tlmiča, ktorá má za následok potrebu pilotovať pôvodné lietadlo, je extrémne nepravdepodobná.

Bolo by správne povedať, že požadované množstvo redundancie tlmiča vybočenia odráža stupeň divergencie „holandského rozstupu“, ale nie je to tak vždy – niektorí dizajnéri inštalujú tlmič vybočenia s väčšou redundanciou ako charakteristika „holandského rozstupu“. vyžadujú, t.j. robia to z iných úvah. Napríklad, ak je na lietadle nainštalované delené kormidlo, ktoré sa vychyľuje pomocou posilňovačov, potom samozrejme každá časť kormidla musí mať svoj vlastný tlmič.

V zásade existujú dva typy tlmičov vybočenia. Prvé návrhy tlmičov vybočenia boli zavedené do vedenia riadenia kormidla tak, že ich činnosť bola sprevádzaná pohybom pedálov. Takáto činnosť tlmičov bola výhodná v tom, že informovala pilotov o ich výkone, ale keď pracovali, námaha na pedáloch sa zvyšovala. Aby sa predišlo možným komplikáciám v riadení v prípade poruchy motora pri štarte alebo pristátí s bočným vetrom, boli takéto tlmiče počas štartovacích a pristávacích režimov vypnuté. Keďže tieto tlmiče pracovali paralelne s pilotmi, stali sa známymi ako paralelné tlmiče.

Klapky neskorších prevedení sú v ovládacom zapojení sériového typu klapky. Sú zaradené do riadiacej kabeláže, aby pôsobili len na kormidlo a nespôsobovali vychýlenie pedálu. A keďže námaha na pedáloch sa pri činnosti tlmičov so sekvenčným zaraďovaním nezvýši, dajú sa využiť aj v režimoch vzletu a pristátia.

Na niektorých lietadlách je dodatočne inštalovaný tlmič rolovania; tento tlmič robí zhruba rovnakú prácu ako tlmič vybočenia, ale s pomocou krídielok. Na niektorých lietadlách sa tieto tlmiče neinštalujú nevyhnutne na zlepšenie „holandského sklonu“, ale jednoducho na tlmenie kmitov nakláňania lietadla pri lete v turbulentnej atmosfére, a to sa robí napríklad na lietadlách s veľkými momentmi zotrvačnosť v rovine rolovania. Samozrejme, tieto tlmiče sú vylepšené krídelkami a charakteristikou „holandského rozstupu“, a preto ich možno považovať za ekvivalent tlmiča vybočenia.

Týmto sa končí naša diskusia o zavedení tlmičov vybočenia a naklonenia. Problém bol zvážený dostatočne podrobne, aby sa ukázalo, že s primeranými znalosťami, praktickými zručnosťami a určitou mierou dôvery v tieto zariadenia nespôsobujú žiadne komplikácie pri pilotovaní. Je potrebné zdôrazniť otázku dôvery; s neustálym zvyšovaním uhla sklonu a dĺžky trupu sa charakteristiky „holandského kroku“ stále zhoršujú, a preto musíme stále viac a viac dúfať v fungovanie systémov automatického zvyšovania stability.

Keďže cvičné lety sú samozrejme určené na získanie dobrej predstavy o základných letových vlastnostiach daného typu lietadla, inštruktor a pilot vo výcviku môžu byť vystavení podmienkam, kedy má lietadlo výraznú oscilačnú nestabilitu. Aby bola zaistená primeraná úroveň bezpečnosti pri takýchto prevádzkach, budenie „holandského kroku“ by sa malo vykonávať hladko a opatrne a okrem toho je potrebné, aby schopnosti každého tlmiča v prípade, že je viac ako jeden tlmič inštalované v lietadle, musia byť dostatočne známe. Pre jedno z lietadiel, ktoré práve lietajú, letová príručka obsahuje presne definované postupy vrátane uvoľnenia brzdových klapiek a okamžitého zníženia letovej výšky v prípade, že sa odrazenie divergentných kmitov „holandského kroku“ zdá príliš dlhé alebo je sprevádzané veľkými náklonové uhly a sklz.

Pokúste sa dôkladne spoznať svoje lietadlo a nacvičiť si odvrátenie „holandského kroku“, ak má vaše lietadlo výraznú tendenciu „holandského kroku“; pri lete za tmavej upršanej noci, keď máte za sebou obrovské množstvo pasažierov, je už príliš neskoro na to, aby ste zistili, kto je pánom situácie – vy alebo lietadlo.

Zametanie krídel.

Ako je znázornené na obrázku, kĺzaním sa mení efektívne vychýlenie polovičných krídel. Ak krídlo vytvára vztlak, potom polovičné krídlo s menej účinným pohybom vyvinie väčšiu silu ako protiľahlé polovičné krídlo. To poskytne stabilizačný moment otáčania. Touto cestou, Šikmé krídlo zvyšuje bočnú stabilitu lietadla.(Zahnuté zadné krídlo znižuje bočnú stabilitu).

Lietadlá so šípovým krídlom potrebujú menšie priečne krídlo V ako lietadlá s rovným krídlom.

Kýl vytvára malý stabilizačný rolovací moment pri kĺzaní. Pretože bod pôsobenia bočnej sily kýlu je nad ťažiskom, pôsobí aj bočná sila kýlu, ktorá zabezpečuje smerovú stabilitu. malú úlohu v bočnej stabilite lietadla.
ventrálny hrebeň umiestnený pod ťažiskom, a preto má negatívny vplyv na bočnú stabilitu.

Vo všeobecnosti by bočná stabilita nemala byť príliš veľká. Nadmerná odozva lietadla na nakláňanie na sklz môže mať za následok kolísanie náklonu alebo môže vyžadovať, aby bočný riadiaci systém lietadla bol veľmi účinný pri vzletoch a pristátiach s bočným vetrom.

Vysunutie klapiek zefektívňuje vnútorné časti krídla a keďže sú bližšie k ťažisku, znižuje sa výsledný moment zo zmeny vztlakových síl polokrídel.

Vplyv ťahu motora v prúdových lietadlách je nevýznamný, ale u lietadiel s vrtuľovým pohonom významný.

Silové fúkanie vnútorných častí krídla pri nízkych letových rýchlostiach ich robí oveľa efektívnejšie ako vonkajšie časti, čo znižuje bočnú stabilitu.

Kombinácia účinku klapiek a silového fúkania vrtule môže viesť k výraznému zníženiu bočnej stability v režimoch vzletu a pristátia vrtuľových lietadiel.

Lietadlo musí byť bočne stabilné, ale stabilita nesmie byť veľká. Okrem toho sú povolené niektoré výnimky pre režimy vzletu a pristátia.

Problémy, ktoré vyplývajú z nadmernej odolnosti, sú významné a ťažko riešiteľné.

Bočnú stabilitu pilot pociťuje prostredníctvom nevyhnutného vychýlenia volantu (riadiacej páky) na udržanie daného náklonu v prípade šmyku lietadla (bočný poryv, vychýlenie pedálov, asymetrický ťah motora atď.). Za prítomnosti bočnej stability bude pilot nútený vychýliť volant v smere výsledného sklzu (strana opačná k vychýlenému pedálu).
Záver: Dizajnér stojí pred dilemou. Na zvýšenie rýchlosti letu je na lietadle inštalované zametacie krídlo, čo však zvyšuje jeho bočnú stabilitu. Ak ho chcete znížiť, znížte priečne V krídla. S horným krídlom na trupe je dodatočný efekt, ktorý zvyšuje bočnú stabilitu. Na boj proti tomu sa používa negatívne krídlo V.
Dynamická interakcia koľajového a krížového pohybu.
V predchádzajúcom prehľade sa odozva lietadla na nakláňanie a vybočenie posudzovala izolovane na účely podrobnej analýzy.
V skutočnosti sa obidva tieto momenty vyskytujú súčasne: klopný moment z bočnej statickej stability a klopný moment zo smerovej statickej stability.
Špirálová nestabilita.
Lietadlo vykazuje špirálovitú nestabilitu, ak je jeho smerová stabilita veľmi vysoká v porovnaní s bočnou stabilitou.
Špirálová nestabilita sa prejavuje hladko. Lietadlo po ovplyvnení vyrušením začne postupne zvyšovať náklon, ktorý sa môže postupne zmeniť na strmú klesajúcu špirálu.

Rýchlosť nakláňania počas špirálovej nestability je zvyčajne nízka, čo nespôsobuje pilotovi ťažkosti pri riadení lietadla.
„Holandský krok“.
Holandské výkyvy sklonu sa vyskytujú, keď je bočná stabilita lietadla väčšia ako jeho smerová stabilita.
Ide o spontánne sa vyskytujúce nežiaduce vibrácie spôsobené interakciou koľaje a priečneho kanála.
Keď má lietadlo sklz, moment náklonu rázne vytvorí náklon proti šmyku. Na stúpajúcom polokrídle je vztlak a indukčný odpor väčší ako na zostupnom polokrídle. To vytvára moment vybočenia na zníženie uhla sklzu, ale v dôsledku zotrvačnosti lietadlo prekročí nulovú hodnotu a na druhej strane dôjde k sklzu. Potom sa proces opakuje na druhej strane.
Na odstránenie holandského sklonu sú lietadlá vybavené tlmičmi vybočenia, ktoré umelo zvyšujú smerovú stabilitu vychýlením kormidla, aby pôsobili proti výslednej rýchlosti vybočenia.
Ak tlmič vybočenia zlyhá za letu, potom sa odporúča eliminovať vzniknuté kmity pomocou bočného riadenia lietadla. Pretože pri použití kormidla je oneskorenie reakcie lietadla také, že je možné, aby pilot lietadlo rozkýval (PIO). V tomto prípade môže „holandský krok“ rýchlo viesť k divergujúcim osciláciám a strate kontroly nad lietadlom.
"Holandské stúpanie" je nežiaduce a špirálová nestabilita je prijateľná, ak je rýchlosť stúpania náklonu nízka. Stupeň bočnej stability by preto nemal byť veľký.
Ak je miera smerovej stability lietadla dostatočná na zabránenie „holandskému kroku“, potom automaticky postačuje na zabránenie smerovej aperiodickej nestabilite (nepretržité zvyšovanie uhla sklzu). Keďže najlepšie letové vlastnosti vykazujú lietadlá s vysokým stupňom smerovej stability a minimálnym požadovaným stupňom bočnej stability, väčšina lietadiel má malú špirálovitú nestabilitu. Ako už bolo spomenuté, slabá špirálová nestabilita pilotov veľmi nezaujíma a je oveľa vhodnejšia ako „holandský krok“.
Šikmé krídlo výrazne ovplyvňuje bočnú stabilitu. Keďže miera tohto vplyvu závisí od C y, dynamické charakteristiky lietadla sa môžu meniť v závislosti od rýchlosti letu. Pri vysokých rýchlostiach (malé C y) je bočná stabilita nízka a lietadlo má špirálovitú nestabilitu. V nízkych rýchlostiach sa zvyšuje bočná stabilita a zvyšuje sa tendencia ku kmitaniu „holandského kroku“.
Pilotná hojdačka (PIO).
Určité nežiaduce vibrácie lietadla môžu byť spôsobené neúmyselnými pohybmi ovládacích prvkov lietadla. Oscilácie sa môžu vyskytnúť okolo akejkoľvek osi, ale najnebezpečnejšie sú krátkodobé pozdĺžne oscilácie. V dôsledku oneskorenia spätnej väzby môže pilot/riadiaci systém/systém lietadla vyvolať vibrácie vedúce k poruche konštrukcie a strate kontroly.
Keď sa reakčný čas pilota a oneskorenie riadiaceho systému zhodujú s periódou prirodzenej oscilácie lietadla, neúmyselné riadiace reakcie pilota môžu viesť k prudkému zvýšeniu amplitúdy oscilácií. Keďže tieto oscilácie majú relatívne vysokú frekvenciu, amplitúda môže dosiahnuť nebezpečné hodnoty vo veľmi krátkom čase.
Pri vstupe do tohto letového režimu je najúčinnejšou akciou uvoľnenie ovládacích prvkov. Akýkoľvek pokus o násilné zastavenie oscilácií bude len pokračovať v budení a zvýši jeho veľkosť. Uvoľnením ovládacích prvkov sa eliminuje príčina budiacich vibrácií a vďaka vlastnej dynamickej stabilite umožňuje lietadlu opustiť režim.
Lietanie pri vysokých číslach M.
Zvyčajne sa let pri vysokých číslach M vyskytuje vo vysokej nadmorskej výške. Zvážte vplyv vysokej nadmorskej výšky na správanie lietadla. Aerodynamické tlmenie sa prejavuje vznikom momentov síl, ktoré bránia lietadlu otáčať sa okolo jeho troch osí. Dôvodom vzniku týchto momentov je zmena uhlov prúdenia okolo krídla, stabilizátora a kýlu počas rotácie lietadla.

Čím väčšia je skutočná rýchlosť lietadla, tým menšie sú zmeny v uhloch prúdenia pri danej uhlovej rýchlosti otáčania, a teda tým menšie tlmenie. Stupeň zníženia tlmenia je úmerný odmocnina z relatívnej hustoty vzduchu. Udávaná pozemná (EAS) a skutočná (TAS) rýchlosť je v rovnakom pomere. Takže napríklad v štandardnej atmosfére vo výške 40 000 stôp bude tlmenie polovičné ako pri hladine mora.

Zabezpečenie stability rýchlosti na transsonických M číslach.
Keď počet M letu presiahne M krit, nad hornou plochou krídla sa vytvorí nadzvuková zóna s rázovou vlnou. To vedie k:

posunutie stredu tlaku zadného krídla, a
zníženie skosenia prúdenia za krídlom.

Tieto dva faktory spolu vedú k potápačskému momentu. Pri veľkých číslach M sa lietadlo stáva nestabilným v rýchlosti. Pri zvyšovaní rýchlosti sa namiesto tlakových síl na volant objavujú ťažné sily. To je potenciálne nebezpečné, pretože lietadlo má tendenciu klesať nosom, čo povedie k ďalšiemu zvýšeniu rýchlosti a ešte väčšiemu zvýšeniu momentu ponoru. Tento jav je známy ako"ťahanie do ponoru" (Mach Tuck) , obmedzuje maximálnu prevádzkovú rýchlosť moderných dopravných lietadiel.
Pre udržanie potrebného gradientu síl na volante z hľadiska rýchlosti je v systéme riadenia moderných lietadiel zabudované zariadenie, ktoré tento moment kompenzuje (Mach trim).

Zvýšením čísla M môže toto zariadenie:

vychýliť výťah nahor;
posuňte vychyľovaciu špičku stabilizátora nadol, príp
posunúť ťažisko lietadla prečerpaním paliva do zadnej nádrže.

K tejto činnosti dochádza bez zásahu pilota tak, že lietadlo má miernu tendenciu zväčšovať uhol sklonu a na udržanie vodorovného letu je potrebné vyvinúť tlak na strmeň.

Ktorý spôsob sa použije, závisí od výrobcu lietadla. Tento systém reguluje sily v pozdĺžnom riadiacom kanáli a funguje len pri veľkých číslach M.

Záver
Stabilita je vlastnosť vlastná lietadlu a umožňuje mu vrátiť sa do pôvodného letového režimu pod vplyvom porúch. Existujú dva typy stability – statická a dynamická. V každom z týchto režimov môže byť lietadlo stabilné, neutrálne alebo nestabilné.
Statická stabilita popisuje počiatočnú reakciu lietadla na odchýlku od rovnováhy okolo jednej alebo viacerých osí (lietadlo má tri osi rotácie).
Lietadlo je staticky stabilné, ak má pri vychýlení z rovnovážneho stavu tendenciu vrátiť sa do pôvodného stavu.
Lietadlo je staticky neutrálne, ak pri vychýlení z rovnovážneho stavu nevyvinie žiadnu tendenciu a zostane v novom stave.
Lietadlo je staticky nestabilné, ak pri vychýlení z rovnovážneho stavu má tendenciu odchýlku ďalej zvyšovať. Ide o vysoko nežiaducu vlastnosť, ktorá môže viesť k strate kontroly nad lietadlom.
Väčšina lietadiel je staticky stabilná v náklone a vybočení a v náklone sú takmer staticky neutrálne.
Ak má lietadlo statickú stabilitu, dynamická stabilita zohľadňuje časový proces správania sa lietadla po odznení rušenia. V procese návratu do rovnovážneho stavu lietadlo zotrvačnosťou prestrelí východiskovú polohu, čím vznikne odchýlka v opačnom smere a proces sa opakuje.
Ak je lietadlo dynamicky stabilné, potom sú tieto oscilácie tlmené. Lietadlo musí byť dynamicky stabilné.
Ak je lietadlo dynamicky neutrálne, oscilácie sa neznížia. Dynamická neutralita je nežiaducim javom.
Ak sa amplitúda kmitov lietadla s časom zvyšuje, potom je toto lietadlo dynamicky nestabilné, čo je vysoko nežiaduce.
Stabilita (alebo nestabilita) lietadla je určená tvarom a rozmermi jeho plôch.
Kýl je hlavný povrch, ktorý poskytuje smerovú stabilitu. Stabilizátor poskytuje pozdĺžnu stabilitu a krídlo poskytuje priečnu stabilitu.
Umiestnenie ťažiska ovplyvňuje aj stabilitu. Ak je ťažisko blízko krajnej zadnej hranice, potom bude lietadlo menej stabilné v náklone a vybočení. Keď sa ťažisko posunie dopredu, stabilita sa zvýši.

Hoci je lietadlo menej stabilné, keď je vycentrované vzadu, jeho letové výkony sa zlepšujú v dôsledku zníženia sily pôsobiacej smerom nadol na stabilizátor (strata vyváženia). Takéto lietadlo má pri rovnakom režime motora o niečo nižšiu pádovú rýchlosť, menší odpor, vyššiu cestovnú rýchlosť.

Manévrovateľnosť je kvalita lietadla, ktorá mu umožňuje ľahko manévrovať a odolávať namáhaniu spojenému s týmto manévrom.
Ovládateľnosť je schopnosť lietadla reagovať na riadiace činnosti pilota, najmä kontrolovať polohu a dráhu letu.
Lietadlo je stabilné v stúpaní, ak sa vráti do vodorovného letu po tom, čo pominie rušenie spôsobené vertikálnym poryvom alebo vychýlením výškovky. Poloha ťažiska a účinnosť stabilizátora majú zásadný vplyv na stabilitu a kontrolu sklonu.
Zvýšenie stability pozdĺž ktorejkoľvek z osí:

znižuje manévrovateľnosť a ovládateľnosť a
zvyšuje námahu na volante (ovládacia rukoväť, pedále).

Phugoidné oscilácie sú dlhoperiodické oscilácie spojené so zmenami výšky, rýchlosti a výšky pri približne konštantnom uhle nábehu. V tomto prípade dochádza k čiastočnému prechodu kinetickej energie lietadla (rýchlosti) na potenciálnu energiu (nadmorská výška) a naopak. Lietadlo vykonávajúce phugoidné oscilácie je staticky stabilné. Tieto oscilácie sú ľahko ovládateľné pilotom.
Lietadlo po náhodnom rolovaní zníži náklon, ak má statickú stabilitu. Bočná stabilita sa v anglických textoch často nazýva „dihedral effect“ (efekt priečneho krídla V).

Horné krídlo tiež zvyšuje bočnú stabilitu, takže horné krídla nevyžadujú kladné krídlo V, ale často opak, záporné krídlo V.

Prílišná priečna statická stabilita vedie k dynamickej nestabilite – kmitaniu typu „holandský krok“.
Statická smerová stabilita (lopatka) je tendencia lietadla otáčať nosom v smere prichádzajúceho prúdenia (v rovine krídel). Je to dané tým, že bočná plocha lietadla (vrátane kýlu) za ťažiskom je väčšia ako plocha pred ťažiskom.

Šikmé krídlo tiež zvyšuje smerovú stabilitu.

Prílišná statická smerová stabilita vedie k dynamickej nestabilite – sklonu lietadla k špirálovej nestabilite.
Interakcia priečnej a smerovej stability. Pri rolovaní sa lietadlo začne posúvať na spustené polovičné krídlo. Smerová stabilita vytvára moment pre stiahnutie sklzu (otočenie nosa smerom k spustenému polokrídlu) a priečna stabilita vytvára moment pre stiahnutie rolády.

Ak je bočná stabilita silná a smerová stabilita slabá, lietadlo bude mať tendenciu kmitať ako „holandský krok“.
Systém na zabezpečenie stability v rýchlosti pri veľkých počtoch M (Mach trim) udržuje daný gradient úsilia v rýchlosti. Systém reguluje zaťaženie volantu (riadiaca páka) a funguje len pri veľkých M číslach.