Azərbaycanca
Беларускі
Dansk
Deutsch
Española
Français
Indonesia
Italiana
日本語
Қазақ
Lietuvos
Nederlands
Português
Русский
සිංහල
แบบไทย
Türkçe
Українська
中國人
United State
Afrikaans
Статична стійкість літака, що перебуває у стані рівноваги, це його реакція на зовнішнє обурення. Якщо початкова реакція літака буде повернення до початкового стану, то літак статично стійкий. Якщо його реакцією буде збереження нового стану, то літак статично нейтральний. Якщо літак матиме тенденцію на подальше відхилення від стану рівноваги, він статично нестійкий.
Центр тиску та аеродинамічний центр
Для початку розглянемо поняття центру тиску та аеродинамічного центру (фокусу) поверхні що несе. Аеродинамічна сила, як і сила тяжіння, є розподіленою силою. Її дія поширюється попри всі зовнішні поверхні літака. Щоб розрахувати дію аеродинамічної сили визначають центр тиску — точку застосування результівної всіх розподілених сил.
Однак при зміні кута атаки центр тиску переміщається, що не дозволяє оцінити момент сили щодо центру тяжіння. Доведено теоретично та перевірено практично, що на криловому профілі на дозвукових швидкостях існує точка, щодо якої момент аеродинамічної сили не змінюється. Вона розташована приблизно на 25 % довжини хорди крила при відліку від носика (на надзвуку — близько 50 % хорди). Називається ця точка аеродинамічний центр (фокус) поверхні. Далі вважають точкою докладання результівної сили точку аеродинамічного центру і розраховують момент сили щодо центру тяжіння від цієї фіксованої точки, а до результату додають відомий постійний момент сили щодо аеродинамічного центру.
Аналіз поздовжньої статичної стійкості
Розглянемо літак із заднім розташуванням горизонтального оперення.
На малюнку показаний літак у збалансованому стані. На літаках із заднім оперенням стабілізатор зазвичай працює на негативному куті атаки. Хоча при задніх центрівках можливі ситуації, коли крило створюватиме момент на кабрування. У цьому випадку стабілізатор працюватиме на позитивному куті атаки.
При аналізі стійкості розглядають проєкції аеродинамічних сил на осі зв'язаної системи координат. Тому замість підіймальної сили Y, яка перпендикулярна швидкості, позначена її проєкція N на ось Оy. Замість опору X — проєкція C на ось Ох.
![image]()
Вплив крила на поздовжню стійкість
На статично стійкому літаку виникає сумарний негативний (на зменшення тангажу) момент зі збільшенням кута атаки. Тобто градієнт
![image]()
< 0.
Вплив окремих частин літака на поздовжню стійкість
Вплив крила залежить від його розташування щодо центру тяжіння.
Фюзеляж, зазвичай, погіршує поздовжню стійкість.
Горизонтальне оперення створює поздовжню стійкість. Його ефективність тим більше, що більше його площа і відстань від аеродинамічного центру горизонтального оперення до центру тяжіння.
На роботу горизонтального оперення впливає крило, розташоване попереду. Під впливом підіймальної сили крила утворюється скіс потоку та оперення обтикається під меншим кутом атаки, ніж крило. Експериментально доведено, що відношення кута атаки стабілізатора до кута атаки крила 
є величина практично постійна, її визначають при продуванні в аеродинамічній трубі.
Крім цього, коштом гальмування у прикордонному шарі падає динамічний тиск повітря. Рівень динамічного тиску повітря в районі оперення становить 0,65 — 0,95 від тиску в районі крила.
Якщо на крилі почався зрив потоку й оперення потрапляє в супутній струмінь від крила, ефективність оперення може впасти до нуля.
Двигуни, розташовані під крилом, зменшують поздовжню стійкість. Вектор тяги, що проходить нижче центру тяжіння дає момент кабрування та повітря, що проходить через двигуни, повертається на кут атаки у вхідному пристрої двигуна, що створює нормальну силу. Якщо повітрозабірник двигуна розташований попереду центру тяжіння, то момент цієї сили погіршує стійкість.
Щоб двигун сприяв поздовжній стійкості, він повинен бути розташований ззаду і вище центру тяжіння.
Оцінку стійкості виконують у двох різних конфігураціях: при фіксованій та при звільненій ручці керування літаком (штурвалі).
Поздовжня статична стійкість при зафіксованій ручці керування
Нейтральне центрування — це положення центру тяжіння при якому літак стає статично нейтральним у поздовжньому відношенні. Тобто градієнт 
= 0. Якщо розглянути градієнт 
, він чисельно дорівнює відстані між центром тяжіння та нейтральним центруванням, вираженим у відсотках від довжини середньої аеродинамічної хорди крила (САХ).
Розглянемо літак з переднім та заднім розташуванням центру тяжіння та двома фіксованими відхиленнями керма висоти. Допустимо літак має заднє центрування і збалансований відхиленням керма висоти +10° у точці В. Якщо при фіксованому кермі висоти перемістити центрування вперед, літак виявиться збалансованим на меншому куті атаки в точці А. (Стійкість зросла, кут нахилу діаграми став більшим). Балансування в точці А можна досягти не змінюючи центрування, а відхиливши кермо висоти на пікірування на 5°.
На наступному малюнку показаний той самий графік, але показані лише положення керма висоти, що відповідають збалансованому стану. З малюнка видно, що чим вище стійкість літака, тим більший кут потрібно відхиляти кермо висоти, щоб змінити кут атаки.
Гранично-переднє центрування (максимальний ступінь стійкості) визначається здатністю керма висоти (при повному відхиленні) збалансувати літак на Cy max при посадці.
При наближенні до ЗПС на посадці на літак починає діяти екранний ефект, який виявляється у зменшенні кута скосу потоку за крилом. Виникає тенденція на опускання носа літака. Для протидії — потрібне додаткове відхилення керма висоти.
Також потрібно мати запас ходу керма на виконання маневрування перед посадкою.
Поздовжня статична стійкість при звільненій ручці керування
Назва цього виду стійкості прийшла з ери прямих механічних систем управління. При цьому розглядається зміна в поздовжній стійкості в разі, якщо кермо висоти буде вільно переміщатися під впливом потоку повітря. Цей вид стійкості визначає як змінюються зусилля на ручці управління під час зміни швидкості польоту.
Літак вважається стійким за швидкістю, якщо під час зростання швидкості льотчику, щоб утримати літак від набору висоти, необхідно тиснути від себе на ручку керування. Якщо літак зі звільненим кермом висоти під час збільшення швидкості почне збільшувати кут тангажу, значить пілоту потрібно тиснути на ручку управління, щоб зберегти режим, це означає, що літак стійкий за швидкістю.
На літаках із незворотною бустерною системою керування кермо висоти жорстко прив'язане до штоків гідроциліндрів і не може вільно переміщатися під дією аеродинамічних сил. Зусилля на ручці управління створюються штучно за допомогою завантажувачів. Таким чином система управління може створювати для пілота відчуття стійкості, хоча сам літак може при цьому бути аеродинамічно нестійким за швидкістю.
Розглянемо літак із прямою системою управління без гідропідсилювачів. Стійкість зі звільненою ручкою керування залежить від шарнірних моментів на кермі висоти, викликаних аеродинамічними силами. Аеродинамічні сили на кермі висоти виникають через зміну поля тиску на кермі під час його відхилення та/або під час зміни кута атаки горизонтального оперення.
Примітки
Вікіпедія, Українська, Україна, книга, книги, бібліотека, стаття, читати, завантажити, безкоштовно, безкоштовно завантажити, mp3, відео, mp4, 3gp, jpg, jpeg, gif, png, малюнок, музика, пісня, фільм, книга, гра, ігри, мобільний, телефон, android, ios, apple, мобільний телефон, samsung, iphone, xiomi, xiaomi, redmi, honor, oppo, nokia, sonya, mi, ПК, web, Інтернет
Nemaye perevirenih versij ciyeyi storinki jmovirno yiyi she ne pereviryali na vidpovidnist pravilam proektu Statichna stijkist litaka sho perebuvaye u stani rivnovagi ce jogo reakciya na zovnishnye oburennya Yaksho pochatkova reakciya litaka bude povernennya do pochatkovogo stanu to litak statichno stijkij Yaksho jogo reakciyeyu bude zberezhennya novogo stanu to litak statichno nejtralnij Yaksho litak matime tendenciyu na podalshe vidhilennya vid stanu rivnovagi vin statichno nestijkij statichna pozdovzhnya stijkistCentr tisku ta aerodinamichnij centrCentr tisku ta aerodinamichnij centr Dlya pochatku rozglyanemo ponyattya centru tisku ta aerodinamichnogo centru fokusu poverhni sho nese Aerodinamichna sila yak i sila tyazhinnya ye rozpodilenoyu siloyu Yiyi diya poshiryuyetsya popri vsi zovnishni poverhni litaka Shob rozrahuvati diyu aerodinamichnoyi sili viznachayut centr tisku tochku zastosuvannya rezultivnoyi vsih rozpodilenih sil Odnak pri zmini kuta ataki centr tisku peremishayetsya sho ne dozvolyaye ociniti moment sili shodo centru tyazhinnya Dovedeno teoretichno ta perevireno praktichno sho na krilovomu profili na dozvukovih shvidkostyah isnuye tochka shodo yakoyi moment aerodinamichnoyi sili ne zminyuyetsya Vona roztashovana priblizno na 25 dovzhini hordi krila pri vidliku vid nosika na nadzvuku blizko 50 hordi Nazivayetsya cya tochka aerodinamichnij centr fokus poverhni Dali vvazhayut tochkoyu dokladannya rezultivnoyi sili tochku aerodinamichnogo centru i rozrahovuyut moment sili shodo centru tyazhinnya vid ciyeyi fiksovanoyi tochki a do rezultatu dodayut vidomij postijnij moment sili shodo aerodinamichnogo centru Analiz pozdovzhnoyi statichnoyi stijkostiRozglyanemo litak iz zadnim roztashuvannyam gorizontalnogo operennya Osnovni pozdovzhni momenti Na malyunku pokazanij litak u zbalansovanomu stani Na litakah iz zadnim operennyam stabilizator zazvichaj pracyuye na negativnomu kuti ataki Hocha pri zadnih centrivkah mozhlivi situaciyi koli krilo stvoryuvatime moment na kabruvannya U comu vipadku stabilizator pracyuvatime na pozitivnomu kuti ataki Proyekciyi na zv yazanu sistemu koordinat Pri analizi stijkosti rozglyadayut proyekciyi aerodinamichnih sil na osi zv yazanoyi sistemi koordinat Tomu zamist pidijmalnoyi sili Y yaka perpendikulyarna shvidkosti poznachena yiyi proyekciya N na os Oy Zamist oporu X proyekciya C na os Oh Pokaznik stijkosti Vpliv krila na pozdovzhnyu stijkist Na statichno stijkomu litaku vinikaye sumarnij negativnij na zmenshennya tangazhu moment zi zbilshennyam kuta ataki Tobto gradiyent d M z d a displaystyle frac d Mz d alpha lt 0 dd Vpliv okremih chastin litaka na pozdovzhnyu stijkistVpliv krila zalezhit vid jogo roztashuvannya shodo centru tyazhinnya Fyuzelyazh zazvichaj pogirshuye pozdovzhnyu stijkist Gorizontalne operennya stvoryuye pozdovzhnyu stijkist Jogo efektivnist tim bilshe sho bilshe jogo plosha i vidstan vid aerodinamichnogo centru gorizontalnogo operennya do centru tyazhinnya Na robotu gorizontalnogo operennya vplivaye krilo roztashovane poperedu Pid vplivom pidijmalnoyi sili krila utvoryuyetsya skis potoku ta operennya obtikayetsya pid menshim kutom ataki nizh krilo Eksperimentalno dovedeno sho vidnoshennya kuta ataki stabilizatora do kuta ataki krila a t a w displaystyle frac alpha mathrm t alpha mathrm w ye velichina praktichno postijna yiyi viznachayut pri produvanni v aerodinamichnij trubi Krim cogo koshtom galmuvannya u prikordonnomu shari padaye dinamichnij tisk povitrya Riven dinamichnogo tisku povitrya v rajoni operennya stanovit 0 65 0 95 vid tisku v rajoni krila Yaksho na krili pochavsya zriv potoku j operennya potraplyaye v suputnij strumin vid krila efektivnist operennya mozhe vpasti do nulya Dviguni roztashovani pid krilom zmenshuyut pozdovzhnyu stijkist Vektor tyagi sho prohodit nizhche centru tyazhinnya daye moment kabruvannya ta povitrya sho prohodit cherez dviguni povertayetsya na kut ataki u vhidnomu pristroyi dviguna sho stvoryuye normalnu silu Yaksho povitrozabirnik dviguna roztashovanij poperedu centru tyazhinnya to moment ciyeyi sili pogirshuye stijkist Shob dvigun spriyav pozdovzhnij stijkosti vin povinen buti roztashovanij zzadu i vishe centru tyazhinnya Ocinku stijkosti vikonuyut u dvoh riznih konfiguraciyah pri fiksovanij ta pri zvilnenij ruchci keruvannya litakom shturvali Pozdovzhnya statichna stijkist pri zafiksovanij ruchci keruvannyabalansuvalna diagrama pri riznih centruvannyah Nejtralne centruvannya ce polozhennya centru tyazhinnya pri yakomu litak staye statichno nejtralnim u pozdovzhnomu vidnoshenni Tobto gradiyent d M z d a displaystyle frac d Mz d alpha 0 Yaksho rozglyanuti gradiyent d M z d C y displaystyle frac d Mz d Cy vin chiselno dorivnyuye vidstani mizh centrom tyazhinnya ta nejtralnim centruvannyam virazhenim u vidsotkah vid dovzhini serednoyi aerodinamichnoyi hordi krila SAH zbilshennya vitrati kerma visoti pri posilenni stijkosti maksimalno dopustima stijkist Rozglyanemo litak z perednim ta zadnim roztashuvannyam centru tyazhinnya ta dvoma fiksovanimi vidhilennyami kerma visoti Dopustimo litak maye zadnye centruvannya i zbalansovanij vidhilennyam kerma visoti 10 u tochci V Yaksho pri fiksovanomu kermi visoti peremistiti centruvannya vpered litak viyavitsya zbalansovanim na menshomu kuti ataki v tochci A Stijkist zrosla kut nahilu diagrami stav bilshim Balansuvannya v tochci A mozhna dosyagti ne zminyuyuchi centruvannya a vidhilivshi kermo visoti na pikiruvannya na 5 Na nastupnomu malyunku pokazanij toj samij grafik ale pokazani lishe polozhennya kerma visoti sho vidpovidayut zbalansovanomu stanu Z malyunka vidno sho chim vishe stijkist litaka tim bilshij kut potribno vidhilyati kermo visoti shob zminiti kut ataki Granichno perednye centruvannya maksimalnij stupin stijkosti viznachayetsya zdatnistyu kerma visoti pri povnomu vidhilenni zbalansuvati litak na Cy max pri posadci Pri nablizhenni do ZPS na posadci na litak pochinaye diyati ekrannij efekt yakij viyavlyayetsya u zmenshenni kuta skosu potoku za krilom Vinikaye tendenciya na opuskannya nosa litaka Dlya protidiyi potribne dodatkove vidhilennya kerma visoti Takozh potribno mati zapas hodu kerma na vikonannya manevruvannya pered posadkoyu Pozdovzhnya statichna stijkist pri zvilnenij ruchci keruvannyaNazva cogo vidu stijkosti prijshla z eri pryamih mehanichnih sistem upravlinnya Pri comu rozglyadayetsya zmina v pozdovzhnij stijkosti v razi yaksho kermo visoti bude vilno peremishatisya pid vplivom potoku povitrya Cej vid stijkosti viznachaye yak zminyuyutsya zusillya na ruchci upravlinnya pid chas zmini shvidkosti polotu Litak vvazhayetsya stijkim za shvidkistyu yaksho pid chas zrostannya shvidkosti lotchiku shob utrimati litak vid naboru visoti neobhidno tisnuti vid sebe na ruchku keruvannya Yaksho litak zi zvilnenim kermom visoti pid chas zbilshennya shvidkosti pochne zbilshuvati kut tangazhu znachit pilotu potribno tisnuti na ruchku upravlinnya shob zberegti rezhim ce oznachaye sho litak stijkij za shvidkistyu Na litakah iz nezvorotnoyu busternoyu sistemoyu keruvannya kermo visoti zhorstko priv yazane do shtokiv gidrocilindriv i ne mozhe vilno peremishatisya pid diyeyu aerodinamichnih sil Zusillya na ruchci upravlinnya stvoryuyutsya shtuchno za dopomogoyu zavantazhuvachiv Takim chinom sistema upravlinnya mozhe stvoryuvati dlya pilota vidchuttya stijkosti hocha sam litak mozhe pri comu buti aerodinamichno nestijkim za shvidkistyu Viniknennya sharnirnogo momentu na kermi visoti Rozglyanemo litak iz pryamoyu sistemoyu upravlinnya bez gidropidsilyuvachiv Stijkist zi zvilnenoyu ruchkoyu keruvannya zalezhit vid sharnirnih momentiv na kermi visoti viklikanih aerodinamichnimi silami Aerodinamichni sili na kermi visoti vinikayut cherez zminu polya tisku na kermi pid chas jogo vidhilennya ta abo pid chas zmini kuta ataki gorizontalnogo operennya Primitkihttps apps dtic mil sti tr pdf ADA319976 pdf https apps dtic mil sti tr pdf ADA319976 pdf Page 13 27