Владимир Пышнов - Из истории летательных аппаратов

Согласно принципам балансировки самолетов, которые были развиты в период 1920-- 1930 гг., центр тяжести самолета должен находиться впереди точки, называемой аэродинамическим фокусом самолета. Положение фокуса определяется следующим образом. Предположим, что мы увеличиваем угол атаки самолета на небольшую величину; тогда получим приращения подъемных сил крыла и оперения DYкр и DYго; прилагаем их в точках фокуса крыла и оперения, которые находятся на расстояниях, равных 1/4 длины хорды (соответственно крыла и оперения), и складываем как параллельные силы; их равнодействующая и пройдет через фокус. Особенность расчета положения фокуса состоит в том, что нужно учесть величину удлинения крыльев при определении приращения Су и учесть воздействие крыла на оперение.

Применительно к самолету "Илья Муромец" мы получим следующее. Пусть у крыла приращение подъемной силы DYкр1000; тогда у оперения мы получили бы меньшее приращение -- соответственно меньшей площади, равное 0,23DYкр, но вследствие того, что оперение имеет меньшее удлинение, приращение будет еще меньше, и составит 0,17DYкр.

Рис. 10. Схема центровки самолета "Илья Муромец"

При увеличении угла атаки крыла усилится и скос потока за крылом, который составит около 35% угла атаки, и соответственно снизится приращение подъемной силы оперения. В итоге получим DYго0,11 DYкр110. Определяя положение фокуса самолета (рис. 10), получим его на расстоянии 1,25 м позади фокуса крыла, или на расстоянии 1,88 м от передней кромки крыла. Это составит 0,75 длины хорды крыла и, значит, в итоге центр тяжести оказался не впереди фокуса, а позади него -- на расстоянии, равном 15% длины хорды крыла.

Самолет, у которого центр тяжести расположен позади фокуса, расценивается как статически неустойчивый по углу атаки, т. е. как не способный сохранять угол атаки автоматически. При пилотировании статическая неустойчивость проявляется прежде всего в том, что для увеличения угла атаки сначала нужно отклонить руль высоты, как обычно, вверх, но, когда самолет уже повернется, руль высоты следует не только вернуть в исходное положение, но и отклонить его в обратную сторону, чтобы не допустить дальнейшего увеличения угла атаки (тенденцию к чему самолет проявит). В итоге, при пилотировании летчику приходится больше работать рулем высоты, а освободить штурвал у такого самолета вообще нельзя. Обратное отклонение руля высоты при статической неустойчивости будет особенно заметно при посадке, когда перед касанием самолетом земли руль окажется сильно отклоненным вниз.

Указанное явление, конечно, усложняет пилотирование и требует повышенного внимания. Однако летчики, так или иначе, осваивались с этими особенностями. Статическая неустойчивость самолета может привести к неустойчивости самолета по перегрузке, что является уже опасным и поэтому совершенно недопустимым.

Пусть в полете по некоторой причине изменился угол атаки; это может быть движение рулем высоты или действие восходящего воздушного потока. Изменение угла атаки приведет к увеличению подъемной силы на величину DY и, следовательно, к увеличению коэффициента перегрузки на величину Dn DY/G. Статически устойчивый самолет автоматически вернется к исходному углу атаки, и приращение будет ликвидировано. Однако на уменьшение перегрузки будет влиять еще один фактор.

Перегрузка возникает при изменении угла атаки. Угол атаки представляет собой разность утла тангажа самолета, измеряемого по линии нулевой подъемной силы J, и угла наклона траектории q, т. е. a J-- q. При возникновении перегрузки линия полета (вектор скорости) начинает поворачиваться с некоторой угловой скоростью, которую легко определить из выражения:

При наличии статической неустойчивости, т. е. когда фокус лежит позади центра тяжести, самолет тоже начинает вращаться с некоторой угловой скоростью в сторону увеличения угла тангажа. Расчет этой угловой скорости более сложен, так как для этого нужно сопоставить момент от возникшей перегрузки с тормозящим моментом от движения горизонтального оперения.

Для того чтобы перегрузка стала увеличиваться, угловая скорость вращения самолета должна быть больше угловой скорости вращения вектора скорости. Допустим, что Dny0,1 и скорость полета равна 25 м/сек; тогда угловая скорость вектора скорости будет около 0,04 или 2,3 град/сек. Избыточная подъемная сила DYGDny500 кГ, находящаяся на расстоянии 0,375 м впереди центра тяжести, даст вращающий момент Мвр186 кГ м. Учитываем также тормозящий момент оперения от увеличения его угла атаки при вращении Daw aго/V и равный