Архитектура электронного правительства: Единая архитектура – это методологический подход при создании системы управления государства, который строится...
Биохимия спиртового брожения: Основу технологии получения пива составляет спиртовое брожение, - при котором сахар превращается...
Топ:
Особенности труда и отдыха в условиях низких температур: К работам при низких температурах на открытом воздухе и в не отапливаемых помещениях допускаются лица не моложе 18 лет, прошедшие...
Методика измерений сопротивления растеканию тока анодного заземления: Анодный заземлитель (анод) – проводник, погруженный в электролитическую среду (грунт, раствор электролита) и подключенный к положительному...
Генеалогическое древо Султанов Османской империи: Османские правители, вначале, будучи еще бейлербеями Анатолии, женились на дочерях византийских императоров...
Интересное:
Как мы говорим и как мы слушаем: общение можно сравнить с огромным зонтиком, под которым скрыто все...
Лечение прогрессирующих форм рака: Одним из наиболее важных достижений экспериментальной химиотерапии опухолей, начатой в 60-х и реализованной в 70-х годах, является...
Средства для ингаляционного наркоза: Наркоз наступает в результате вдыхания (ингаляции) средств, которое осуществляют или с помощью маски...
Дисциплины:
2022-10-11 | 41 |
5.00
из
|
Заказать работу |
|
|
Момент тангажа самолета
Результирующий момент , действующий на самолет в полете, определяется как сумма аэродинамического момента и момента от силы тяги :
= + (2.1)
Проекцию аэродинамического момента тангажана поперечную ось связанной системыкоординат [1, 2] представим в виде суммы:
, (2.2)
где - момент тангажа самолета без горизонтального оперения;
- момент тангажа от горизонтального оперения при нейтральном положении органов управления;
- управляющий момент тангажа;
- дополнительные моменты тангажа в неустановившемся движении.
Аэродинамический момент тангажа самолета без горизонтального оперения представим как сумму несколько моментов
, (2.3)
где - момент тангажа крыла;
- момент тангажа фюзеляжа;
- момент тангажа гондол двигателей.
Таким образом, проекцию результирующего момента тангажа на поперечную ось связанной системы координат можно представить как сумму
, (2.4)
Момент тангажа считается положительным, если он направлен в сторону кабрирования, т.е. увеличивает угол атаки и тангажа . Момент тангажа считается отрицательным, если он направлен в сторону пикирования, т.е.уменьшает углы и .
Рассмотрим составляющие результирующего момента тангажа самолета.
Момент тангажакрыла
Для сравнения характеристик продольной устойчивости и управляемости самолетов с различными крыльями используется понятие средней аэродинамической хорды (САХ).
За САХ крыла произвольной формы в плане принимается хорда эквивалентного прямоугольного крыла, у которого площадь , полная аэродинамическая сила и аэродинамический момент тангажа от этой силы такие же, как и у действительного крыла.
|
Введем базовую систему координат , относительно плоскости которой большинство элементов самолета расположены симметрично слева и справа. Начало базовой системы координат расположено в носке центральной хорды крыла. Величина САХ представляет собой отрезок, параллельный базовой плоскости самолета и определяется по соотношению [1].
Определив и координаты носка САХ в базовой системе координат, можно заменить действительное крыло эквивалентным прямоугольным крылом и для него найти .
В результате обтекания потоком воздуха крыла возникает полная аэродинамическая сила , приложенная в центре давления. Проектируя эту силу на оси и связанной системы координат, получим нормальную и продольную аэродинамические силы. Определиммомент этих сил относительно поперечной оси , проходящей через центр масс самолета с координатами и (рис. 1):
(2.5)
где - координата центра давления.
Рис. 1. Центр давления и силы, действующие на крыло в полете
Наиболее распространено определение момента тангажа с использованием понятия фокуса по углу атаки.
Фокусом поуглуатаки называется точка, расположенная по линии пересечения плоскости связанной системы координат с плоскостью симметрии самолета , относительно которой момент тангажа остается постоянным прималых изменениях только угла атаки.
Можно определить фокус по углу атаки также как точку приложения приращения аэродинамической силы , вызванной изменением только угла атаки от до .
Используя понятие фокуса представим в виде двух составляющих: при - независящую от изменения и приложенную в центре давления и - зависящую от изменения угла атаки от до и приложенную в фокусе крыла . Проекцию на ось (т.е. силу ) перенесем по линии ее действия в фокус крыла. Тогда в фокусе будет приложена продольная сила (рис. 2).
Рис. 2. Определение аэродинамического момента тангажа крыла с использованием фокуса по углу атаки
|
Из рисунка видно, что аэродинамический момент тангажа крыла относительно оси , проходящей через точку равен
(2.6)
где - момент тангажа при , т.е. при нулевой подъемной силе;
- подъемная сила крыла;
- координата фокуса крыла - расстояние от носка САХ до фокуса .
Здесь и в дальнейшем верхний индекс за скобками означает частную производную величины, стоящей в скобках, по этому индексу.
Вводя безразмерный коэффициент аэродинамического момента тангажа получим
(2.7)
где - коэффициент аэродинамического момента тангажа крыла при нулевой подъемной силе;
- приращение коэффициента нормальной силы крыла при изменении угла атаки от до ;
- коэффициент аэродинамической продольной силы крыла;
- относительные координаты центра масс самолета и фокуса крыла.
Отметим, что при (симметричные профили и отсутствие совместного влияния крутки и стреловидности крыла) фокус крыла совпадает с центром давления . Когда , центр давления не совпадает с фокусом и перемещается по САХ при изменении угла атаки.
При небольших углах атаки . Тогда
, (2.8)
где - приращение коэффициента аэродинамической подъемной силы крыла при изменении угла атаки от (когда ) до ;
.
Если , то .
Величины и зависят от формы крыла в плане, его профиля, крутки и т.п., а также от числа полета. На дозвуковых скоростях = 0,2...0,3, а на сверхзвуковых скоростях фокус смещается назад и = 0,4..,0,5.
Момент тангажа самолета
Результирующий момент , действующий на самолет в полете, определяется как сумма аэродинамического момента и момента от силы тяги :
= + (2.1)
Проекцию аэродинамического момента тангажана поперечную ось связанной системыкоординат [1, 2] представим в виде суммы:
, (2.2)
где - момент тангажа самолета без горизонтального оперения;
- момент тангажа от горизонтального оперения при нейтральном положении органов управления;
- управляющий момент тангажа;
- дополнительные моменты тангажа в неустановившемся движении.
Аэродинамический момент тангажа самолета без горизонтального оперения представим как сумму несколько моментов
, (2.3)
где - момент тангажа крыла;
|
- момент тангажа фюзеляжа;
- момент тангажа гондол двигателей.
Таким образом, проекцию результирующего момента тангажа на поперечную ось связанной системы координат можно представить как сумму
, (2.4)
Момент тангажа считается положительным, если он направлен в сторону кабрирования, т.е. увеличивает угол атаки и тангажа . Момент тангажа считается отрицательным, если он направлен в сторону пикирования, т.е.уменьшает углы и .
Рассмотрим составляющие результирующего момента тангажа самолета.
Момент тангажакрыла
Для сравнения характеристик продольной устойчивости и управляемости самолетов с различными крыльями используется понятие средней аэродинамической хорды (САХ).
За САХ крыла произвольной формы в плане принимается хорда эквивалентного прямоугольного крыла, у которого площадь , полная аэродинамическая сила и аэродинамический момент тангажа от этой силы такие же, как и у действительного крыла.
Введем базовую систему координат , относительно плоскости которой большинство элементов самолета расположены симметрично слева и справа. Начало базовой системы координат расположено в носке центральной хорды крыла. Величина САХ представляет собой отрезок, параллельный базовой плоскости самолета и определяется по соотношению [1].
Определив и координаты носка САХ в базовой системе координат, можно заменить действительное крыло эквивалентным прямоугольным крылом и для него найти .
В результате обтекания потоком воздуха крыла возникает полная аэродинамическая сила , приложенная в центре давления. Проектируя эту силу на оси и связанной системы координат, получим нормальную и продольную аэродинамические силы. Определиммомент этих сил относительно поперечной оси , проходящей через центр масс самолета с координатами и (рис. 1):
(2.5)
где - координата центра давления.
Рис. 1. Центр давления и силы, действующие на крыло в полете
Наиболее распространено определение момента тангажа с использованием понятия фокуса по углу атаки.
Фокусом поуглуатаки называется точка, расположенная по линии пересечения плоскости связанной системы координат с плоскостью симметрии самолета , относительно которой момент тангажа остается постоянным прималых изменениях только угла атаки.
|
Можно определить фокус по углу атаки также как точку приложения приращения аэродинамической силы , вызванной изменением только угла атаки от до .
Используя понятие фокуса представим в виде двух составляющих: при - независящую от изменения и приложенную в центре давления и - зависящую от изменения угла атаки от до и приложенную в фокусе крыла . Проекцию на ось (т.е. силу ) перенесем по линии ее действия в фокус крыла. Тогда в фокусе будет приложена продольная сила (рис. 2).
Рис. 2. Определение аэродинамического момента тангажа крыла с использованием фокуса по углу атаки
Из рисунка видно, что аэродинамический момент тангажа крыла относительно оси , проходящей через точку равен
(2.6)
где - момент тангажа при , т.е. при нулевой подъемной силе;
- подъемная сила крыла;
- координата фокуса крыла - расстояние от носка САХ до фокуса .
Здесь и в дальнейшем верхний индекс за скобками означает частную производную величины, стоящей в скобках, по этому индексу.
Вводя безразмерный коэффициент аэродинамического момента тангажа получим
(2.7)
где - коэффициент аэродинамического момента тангажа крыла при нулевой подъемной силе;
- приращение коэффициента нормальной силы крыла при изменении угла атаки от до ;
- коэффициент аэродинамической продольной силы крыла;
- относительные координаты центра масс самолета и фокуса крыла.
Отметим, что при (симметричные профили и отсутствие совместного влияния крутки и стреловидности крыла) фокус крыла совпадает с центром давления . Когда , центр давления не совпадает с фокусом и перемещается по САХ при изменении угла атаки.
При небольших углах атаки . Тогда
, (2.8)
где - приращение коэффициента аэродинамической подъемной силы крыла при изменении угла атаки от (когда ) до ;
.
Если , то .
Величины и зависят от формы крыла в плане, его профиля, крутки и т.п., а также от числа полета. На дозвуковых скоростях = 0,2...0,3, а на сверхзвуковых скоростях фокус смещается назад и = 0,4..,0,5.
Момент тангажа самолета без горизонтального оперения
Для самолета без горизонтального оперения так же справедливо понятие фокуса - точки, относительно которой изменение угла не приводит к изменению аэродинамического момента тангажа. Аэродинамические силы, действующие на фюзеляж и гондолы двигателей, также создают момент тангажа. Поэтому можно записать
(2.9)
где - коэффициент при нулевой подъемной силе;
|
, - поправки, учитывающие влияние фюзеляжа и гондол двигателей;
;
- безразмерная величина фокуса самолета без горизонтального оперения;
, - безразмерные величины смещения фокуса за счет влияния фюзеляжа и гондол двигателей.
Фюзеляж смещает фокус вперед. Гондолы двигателей, расположенные на крыле, смещают фокус вперед, а расположенные в хвостовой части самолета - назад.
, (2.10)
где .
Если , то
. (2.11)
|
|
Автоматическое растормаживание колес: Тормозные устройства колес предназначены для уменьшения длины пробега и улучшения маневрирования ВС при...
Типы оградительных сооружений в морском порту: По расположению оградительных сооружений в плане различают волноломы, обе оконечности...
Таксономические единицы (категории) растений: Каждая система классификации состоит из определённых соподчиненных друг другу...
Общие условия выбора системы дренажа: Система дренажа выбирается в зависимости от характера защищаемого...
© cyberpedia.su 2017-2024 - Не является автором материалов. Исключительное право сохранено за автором текста.
Если вы не хотите, чтобы данный материал был у нас на сайте, перейдите по ссылке: Нарушение авторских прав. Мы поможем в написании вашей работы!