Кіріспе

Ұшу динамикасы – әуе көлігінің үш өлшемді кеңісте бағытталуы мен басқарылуының ғылымы. Ұшу динамикасының үш маңызды параметрі – көліктің ауырлық орталығы (CG) бойынша үш өлшемде айналу бұрыштары, яғни көлбеу, еңкейіс және қисайю. Бұл көрсеткіштер ұшақтың кеңістіктегі орналасуын (attitude) анықтайды, әдетте нормалды ұшу кезінде атмосфераға қатысты, бірақ сондай-ақ ұшып көтерілу немесе қону кезінде, немесе төмен биіктікте ұшу кезінде жер бетіне қатысты да есептеледі. Кеңістіктегі орналасу ұғымы тек қанатты ұшақтарға ғана емес, сонымен қатар вертолеттер мен дирижабльдер сияқты айналмалы ұшақтарға да қатысты, бірақ кеңістіктегі орналасуды орнату және басқаруға қатысты ұшу динамикасы мүлдем өзгеше. Басқару жүйелері көліктің ауырлық орталығына (CG) қатысты бағытын реттейді. Басқару жүйесіне басқару беттері кіреді, олар бұрылғанда CG шамасында момент (немесе элерон жұбы) тудырады, бұл ұшақты көлбеу, еңкейіс және қисайту арқылы айналдырады. Мысалы, көлбеу моменті – күштің CG-ден алға немесе артқа қарай қолдануынан туындайды, бұл ұшақты жоғары немесе төмен көлбеуге мәжбүр етеді. Қанатты ұшақ мұрынды жоғары немесе төмен бұрғанда, шабуыл бұрышын (AOA) ұлғайту немесе азайту арқылы қанаттардың тудыратын көтеру күшін арттырады немесе азайтады. Еңкейіс бұрышы қанатты ұшақта "бұрылыс" деп те аталады, ол көбінесе ұшудың көлденең бағытын өзгерту үшін қолданылады. Ұшақ соққыны азайту үшін мұрынынан құйрығына дейін аэродинамикалық пішіндес келеді, сондықтан жақтан сырғу бұрышын нөлге жақын ұстау тиімді, бірақ ұшақ соққыны арттыру және қону кезінде төмендеу жылдамдығын жоғарылату үшін, желге қарсы қону кезінде және асимметриялық қуатпен ұшу кезінде ұшақтың бағытын ұшу жолағының бағытына сәйкес ұстау үшін қасады түрде "жақтан сырғытуға" (sideslip) болады.

Тұрақтылық

Тұрақтылық – ұшақтың ұшу бағытына кедергі келтіретін күштерге қарсы тұру қабілеті. Дэвид П. Дэвистің айтуынша, ұшақтың алты түрлі тұрақтылығы бар: жылдамдық тұрақтылығы, рульдік басқарусыз статикалық бойлық тұрақтылық, статикалық көлденең тұрақтылық, бағыттық тұрақтылық, дірілдемелік тұрақтылық және спиральдік тұрақтылық.

Жылдамдық тұрақтылығы

Әдетте, круиздік ұшудағы ұшақтың жылдамдығы тұрақты болады. Егер жылдамдық артса, қарсылық күші артады, бұл жылдамдықты оның конфигурациясы мен итермелеуіне сәйкес тепе-теңдікке дейін төмендетіп тұрады. Егер жылдамдық төмендесе, қарсылық күші азаяды, ал ұшақ итермелеуі қарсылық күшіне тең болатын тепе-теңдік жылдамдығына дейін жылдамдайды. Дегенмен, баяу ұшу кезінде, көтерілуге байланысты туындаған қарсылық күшінің әсерінен жылдамдық төмендеген сайын қарсылық күші артады (және керісінше). Бұл "қарсылық қисығының артқы бөлігі" деп аталады. Ұшақ жылдамдық тұрақсыздығына ұшырайды, себебі жылдамдықтың төмендеуі одан әрі жылдамдықтың төмендеуіне себеп болады.

Ұзындығы бойынша статикалық тұрақтылық

Ұзындығы бойынша тұрақтылық – ұшақтың көлденең жазықтықтағы тұрақтылығын көрсетеді. Тұрақты ұшақ болған жағдайда, егер ұшақ жоғары көтерілсе, қанаттары мен құйрығы ұшақты бастапқы қалпына келтіруге бағытталған төмен қарай бұрылу моментін тудырады. Ал тұрақсыз ұшақ үшін, көлденең жазықтықтағы кез келген бұзылу көлденең бұрылу моментінің күшеюіне әкеледі. Ұзындығы бойынша статикалық тұрақтылық – ұшақтың бастапқы бұзылудан кейін қалпына келу қабілеті. Ұзындығы бойынша динамикалық тұрақтылық – осы тұрақтандыру моменттерін өшіру қабілеті, ол көлденең жазықтықтағы үздіксіз немесе күшейе түсетін тербелістердің алдын алады.

Бағытты тұрақтылық

Бағытты немесе жел көрсеткіш тәрізді тұрақтылық – ұшақтың z осіне қатысты статикалық тұрақтылығымен айналысады. Ұзындығы бойынша тұрақтылық сияқты, ұшақтың қандай да бір бұрылу бұзылысына ұшыраған кезде тепе-теңдік күйіне оралуы тиіс. Мұны қамтамасыз ету үшін бұрылу моменті қисығының еңісі оң болуы керек. Осы тұрақтылыққа ие ұшақ әрқашан салыстырмалы жел бағытына қарай бұрылады, сондықтан оны жел көрсеткіш тәрізді тұрақтылық деп атайды.

Ұзындығы бойынша режимдер

Ұзындығына қатысты қозғалысты сипаттау үшін төртінші дәрежелі сипаттамалық теңдеу туындылып, одан кейін ол шамамен жоғары жиілікті және төмен жиілікті режимдерге бөлінеді. Осы жерде қолданылған тәсіл – ұшақтың мінез-құлқы туралы сапалық білімді пайдаланып, бастапқыда теңдеулерді оңайлату арқылы нәтижеге жеңілрек жолмен жету болып табылады. Екі бойлық қозғалыс (режим) – қысқа мерзімдік бұрылыс тербелісі (SPPO) және фугаид деп аталады.

Жақсы режімдер

Симметриялық зымыран немесе ракетада, кенеттен бұрылу тұрақтылығы, көлденең тұрақтылыққа тең; ол қысқа мерзімді көлденең тербеліске ұқсайды, және кенеттен бұрылу жазықтығында көлденең жазықтықтың тұрақтылық туындыларына эквиваленттері болады. Осы себепті, көлденең және кенеттен бұрылу бағытты тұрақтылығы ракетаның "weathercock" тұрақтылығы деп аталады. Ұшақтарда көлденең және кенеттен бұрылу арасындағы симметрия болмайды, сондықтан кенеттен бұрылудағы бағытты тұрақтылық, тұрақтылық туындыларының басқа жиынтығынан туындайды. Кенеттен бұрылу жазықтығындағы қысқа мерзімді тербеліске тең, ол кенеттен бұрылу жазықтығының бағытты тұрақтылығын сипаттайды және "голланд роллы" деп аталады. Көлденең жазықтықтағы қозғалыстардан айырмашылығы, бүйірлеме режимдерде еңкейту және кенеттен бұрылу қозғалысы қатысады.

Бүйірлік және бойлық тұрақтылық туындылары

Состояниеми являются (боковой скольжение), r (угловая скорость рыскания) и p (угловая скорость крена), с моментами N (рыскание) и L (крен), и силой Y (боковая). Существует девять производных устойчивости, имеющих отношение к этому движению, ниже объясняется, как они возникают. Однако лучшее интуитивное понимание можно получить, просто поиграв с моделью самолета и рассмотрев, как силы на каждом элементе влияют на изменения бокового скольжения и угловой скорости:

Боковая сила, возникающая из-за бокового скольжения (в отсутствие рыскания). Боковое скольжение создает боковую силу от киля и фюзеляжа. Кроме того, если крыло имеет диэдральный угол, боковое скольжение при положительном угле крена увеличивает угол атаки на правом крыле и уменьшает его на левом, что приводит к результирующей силе, направленной прямо противоположно направлению бокового скольжения. Стреловидность крыла оказывает такое же влияние на угол атаки, но поскольку крылья не наклонены в вертикальной плоскости, одна лишь стреловидность не влияет. Однако анэдральный угол может использоваться с большими углами стреловидности в высокопроизводительных самолетах для компенсации влияния бокового скольжения на угол атаки крыла. Любопытно, что это не меняет знак вклада конфигурации крыла в (по сравнению со случаем диэдрального угла). Боковая сила, возникающая из-за скорости крена. Скорость крена вызывает угол атаки на киле, что создает соответствующую боковую силу. Кроме того, положительный крен (правое крыло вниз) увеличивает подъемную силу на правом крыле и уменьшает ее на левом. Если крыло имеет диэдральный угол, это приведет к боковой силе, временно противодействующей тенденции к боковому скольжению. Конфигурации крыла и стабилизатора с анэдральным углом могут изменить знак боковой силы, если эффект киля будет подавлен. Боковая сила, возникающая из-за скорости рыскания. Рыскание создает боковые силы из-за угла атаки на руле направления, киле и фюзеляже. Момент рыскания, возникающий из-за сил бокового скольжения. Боковое скольжение в отсутствие отклонения руля направления вызывает угол атаки на фюзеляже и хвостовом оперении, тем самым создавая момент рыскания, который противодействуется только направленной жесткостью, которая будет стремиться направить нос самолета обратно по ветру в горизонтальных условиях полета. В условиях бокового скольжения при заданном угле крена будет стремиться направить нос в направлении бокового скольжения даже без отклонения руля направления, вызывая спиральное снижение. Момент рыскания, возникающий из-за скорости крена. Скорость крена создает подъемную силу киля, вызывающую момент рыскания, а также дифференциально изменяет подъемную силу на крыльях, тем самым влияя на вклад индуцированного сопротивления каждого крыла, вызывая (небольшой) вклад момента рыскания. Положительный крен обычно вызывает положительные значения, если хвостовое оперение имеет анэдральный угол или киль находится ниже оси крена. Компоненты боковой силы, возникающие из-за разницы подъемной силы крыла с диэдральным или анэдральным углом, оказывают небольшое влияние на , поскольку ось крыла обычно тесно выровнена с центром тяжести. Момент рыскания, возникающий из-за скорости рыскания. Ввод скорости рыскания при любом угле крена создает векторы силы руля направления, киля и фюзеляжа, которые доминируют в результирующем моменте рыскания. Рыскание также увеличивает скорость внешнего крыла, замедляя внутреннее крыло, с соответствующими изменениями сопротивления, вызывающими (небольшой) противодействующий момент рыскания. противодействует присущей направленной жесткости, которая стремится направить нос самолета обратно по ветру и всегда соответствует знаку вводимой скорости рыскания. Момент крена, возникающий из-за бокового скольжения. Положительный угол бокового скольжения создает угол атаки хвостового оперения, который может вызвать положительный или отрицательный момент крена в зависимости от его конфигурации. Для любого ненулевого угла бокового скольжения крылья с диэдральным углом создают момент крена, который стремится вернуть самолет в горизонтальное положение, как и крылья со стреловидностью. При сильно стреловидных крыльях результирующий момент крена может быть чрезмерным для всех требований устойчивости, и анэдральный угол может быть использован для компенсации эффекта момента крена, вызванного стреловидностью крыла. Момент крена, возникающий из-за скорости рыскания. Рыскание увеличивает скорость внешнего крыла, уменьшая скорость внутреннего крыла, вызывая момент крена к внутренней стороне. Вклад киля обычно поддерживает этот внутренний эффект крена, если он не компенсируется стабилизатором с анэдральным углом над осью крена (или диэдральным углом под осью крена). Момент крена, возникающий из-за скорости крена. Крен создает противодействующие силы на правом и левом крыльях, а также генерирует такие силы на хвостовом оперении. Эти противодействующие эффекты момента крена должны быть преодолены отклонением элеронов для поддержания скорости крена. Если крен остановлен при ненулевом угле крена, момент крена вверх, вызванный последующим боковым скольжением, должен вернуть самолет в горизонтальное положение, если он не будет превышен моментом крена вниз, возникающим из-за скорости рыскания, вызванной боковым скольжением. Продольная устойчивость может быть обеспечена или улучшена путем минимизации последнего эффекта.

Роллдың құлдырауы

Таяқты бүйірге жылжыту және ортаға қайтару дөңгелеу бағытындағы өзгеріске алып келеді. Дөңгелеу қозғалысы табиғи тұрақтылықтың жоқтығымен сипатталады, инерциялық дөңгелеу бұрышына жауап ретінде моменттер тудыратын тұрақтылық туындылары жоқ. Дөңгелеуге кедергі келтіру дөңгелеу жылдамдығын тудырады, ол пилот немесе автопилоттың араласуымен ғана тоқтатылады. Бұл бүйірлеу немесе жақша жылдамдығының аз өзгеруімен жүзеге асады, сондықтан қозғалыс теңдеуі мынадай болады: теріс, сондықтан дөңгелеу жылдамдығы уақыт өте келе азаяды. Дөңгелеу жылдамдығы нөлге жетеді, бірақ дөңгелеу бұрышын тікелей басқару мүмкін емес.

Спиральді режим

Жай ғана таяқшаны қозғалмай ұстағанда, қанаттары көлденеңге жақын болған кезде, ұшақ әдетте тік ұшу бағытынан біртіндеп бір жаққа қарай бұрылуға бейімділік көрсетеді. Бұл (сәл тұрақсыз) спиральді күй.