- боковая устойчивость
бокова́я усто́йчивость летательного аппарата — способность летательного аппарата (в том числе летательного аппарата с системой улучшения устойчивости и управляемости — ССУ) восстанавливать без вмешательства лётчика исходный режим бокового движения (БД) после прекращения действия возмущения. Б. у. позволяет осуществлять быстрый переход на новый режим полёта и его выдерживание при приемлемых для лётчика усилиях для отклонения органов управления. Аэродинамически Б. у. может быть обеспечена в том случае, если при отклонении параметров БД от заданных аэродинамические моменты крена и рыскания меняются таким образом, чтобы парировать действие возмущающих моментов (см. Аэродинамическое демпфирование. Статическая устойчивость). Б. у. может быть оценена при анализе уравнений БД; её количественной характеристикой является степень устойчивости. Необходимыми, но недостаточными условиями Б. у. являются: степень путевой статической устойчивости mβy < 0 степень поперечной статической устойчивости mβx < 0 и σβ < 0 — коэффициент, характеризующий Б. у. летательного аппарата в его взаимосвязанном движении по крену и рысканию при фиксированных органах управления.
Полная оценка Б. у. может быть получена из анализа корней линеаризованного характеристического уравнения БД. При отсутствии СУУ это уравнение, как правило, имеет два вещественных (большой и малый) и два комплексно-сопряжённых корня. Большой действительный корень определяет быстрое движение летательного аппарата по крену, а малый соответствует спиральному движению (см. Спиральная устойчивость). Пара комплексно-сопряжённых корней определяет колебательное БД летательного аппарата. Для Б. у. летательного аппарата необходимо, чтобы корни характеристического уравнения БД были отрицательными.
В качестве количественных показателей Б. у. летательных аппаратов используются также характеристики затухания колебаний БД (период свободных боковых колебаний, время затухания колебаний до 5% начальной амплитуды), отношение
амплитуд скоростей крена и рыскания при кратковременном отклонении руля направления: = ωxmax/ωymax, значения постоянной времени крена Tкр, постоянной времени спирального движения.Для обеспечения Б. у. и предотвращения расходящихся колебаний, возбуждаемых лётчиком при решении задач точной стабилизации самолёта по крену, наряду с перечисленными показателями необходим учёт характеристик трактов системы управления. Такой учёт сводится к требованию обеспечения запаса устойчивости разомкнутой системы самолёт — лётчик по фазе Δφ = (30—50)° на частоте среза и заданию допустимого уровня неравномерности логарифмической амплитудной частотной характеристики ΔA = (2—3) дБ замкнутой системы самолёт — лётчик в рабочей полосе частот.
Литература:
Пашковский И. М., Устойчивость и управляемость самолёта, М., 1975;
Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Аэродинамика самолёта. Динамика продольного и бокового движения, М., 1979.В. Н. Кобзев.
Энциклопедия «Авиация». - М.: Большая Российская Энциклопедия. Свищёв Г. Г.. 1998.
