Особенности сооружения опор в сложных условиях: Сооружение ВЛ в районах с суровыми климатическими и тяжелыми геологическими условиями...
Адаптации растений и животных к жизни в горах: Большое значение для жизни организмов в горах имеют степень расчленения, крутизна и экспозиционные различия склонов...
Топ:
Оценка эффективности инструментов коммуникационной политики: Внешние коммуникации - обмен информацией между организацией и её внешней средой...
Выпускная квалификационная работа: Основная часть ВКР, как правило, состоит из двух-трех глав, каждая из которых, в свою очередь...
Марксистская теория происхождения государства: По мнению Маркса и Энгельса, в основе развития общества, происходящих в нем изменений лежит...
Интересное:
Уполаживание и террасирование склонов: Если глубина оврага более 5 м необходимо устройство берм. Варианты использования оврагов для градостроительных целей...
Влияние предпринимательской среды на эффективное функционирование предприятия: Предпринимательская среда – это совокупность внешних и внутренних факторов, оказывающих влияние на функционирование фирмы...
Что нужно делать при лейкемии: Прежде всего, необходимо выяснить, не страдаете ли вы каким-либо душевным недугом...
Дисциплины:
2022-10-11 | 42 |
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)
|
|
Организация стока поверхностных вод: Наибольшее количество влаги на земном шаре испаряется с поверхности морей и океанов (88‰)...
Семя – орган полового размножения и расселения растений: наружи у семян имеется плотный покров – кожура...
Археология об основании Рима: Новые раскопки проясняют и такой острый дискуссионный вопрос, как дата самого возникновения Рима...
Автоматическое растормаживание колес: Тормозные устройства колес предназначены для уменьшения длины пробега и улучшения маневрирования ВС при...
© 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!