АЭРОМЕХАНИКА САМОЛЕТА

Прежде чем перейти к линеаризации уравнений возмущенного движения са­молета (15.1), рассмотрим методику линеаризации нелинейных дифференциальных уравнений возмущенного движения произвольной динамической системы (см. 9.1) = Уш (*- Уи У». • • Уп) (s=l,2………………….. и). (15.2) Пусть невозмущенному (опорному) движению соответствует одно из частных решений уравнений (15.2) вида ys = у® (t). Подставляя это частное решение в (15.2), получим следующие равенства, отвечающие опорному движению, -іг = М’. *?.*8…………. *£)• <15-3) Будем считать, что кинематические параметры возмущенного движения…

ГЛАВА 15. УРАВНЕНИЯ ВОЗМУЩЕННОГО ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА И МЕТОДЫ ИХ ИССЛЕДОВАНИЯ В реальном движении значения кинематических парамет­ров V, G, а, •&, у, Т, ф, со[28] и других перегрузок — пха, пуа, пга. от­личаются от значений этих параметров при опорном (невозмущенном) движении, Равновесие сил и баланс момёнтов, характерные для установившегося (или квазиустановившегося) невозмущенного дви­жения нарушаются, возникают неуравновешенные силы и моменты, вызывающие дальнейшее изменение параметров движения. Для исследования устойчивости и управляемости самолета удо­бно использовать уравнений движения центра масс,…

Поперечная устойчивость самолета определяется величи­ной /и* < 0 и в значительной мере определяет его фактическую ус­тойчивость и характеристики управляемости по крену. Располага­емое (фактическое) значение т* определяется параметрами верти­кального оперения, стреловидностью % и углом фкр поперечного V крыла т%=т$в. о Ь т£Кр — (14.21) При этом с достаточной точностью (14.22) где Ув. о — плечо вертикального оперения вдоль связанной — оси OY, а a — угол атаки в радианах. ( дт* Значение trtx кр определяется в…

Вертикальное оперение самолета характеризуется относи- _ С — тельными площадью Sb.0 = -° , плечом L„. 0 = LB.0/Z или от­носительным статическим моментом Л„. 0 ■— SB. 0L„. 0. На верти­кальном оперении обычно расположен орган управления рысканием— руль направления с относительной площадью SH = SJSb.0. Вы­бор параметров вертикального оперения и руля направления про­изводится при проектировании самолета исходя из требований путе­вой устойчивости самолета на расчетных режимах полета и баланси­ровки при боковом ветре или при отказе одного…

Параметры горизонтального оперения (площадь Sr.0 и плечо Lr. 0) и органов управления тангажом (бвпред, SB и т. п.) при проектировании самолета обычно выбираются исходя из требо­ваний статической устойчивости и управляемости. Основным здесь является условие, чтобы на всех допустимых режимах полета и при любых, предусмотренных условиями эксплуатации самолета Рис. 14.3. Допустимые центровки и требуемые значения АГш 0 вариантах загрузки обеспечивались требуемая степень статической устой­чивости по перегрузке и балансировка на предельных эксплуатационных углах атаки, т. е. чтобы…

Проведенный в гл. 11—13 анализ условий статической устойчивости и управляемости позволяет сформулировать некото­рые требования к параметрам и характеристикам самолета, связан­ные с этими условиями. Такие требования предъявляются в первую очередь к выбору положения центра масс самолета, а при проекти­ровании — к параметрам его оперения и органов управления, по­скольку именно эти параметры наиболее сильно влияют на харак­теристики устойчивости и управляемости самолета. 8 14.1. ОГРАНИЧЕНИЯ ДОПУСТИМЫХ ЦЕНТРОВОК САМОЛЕТА Положение центра масс самолета относительно САХ (центровка) определяется при проектировании…

Особенность боковой балансировки самолета при посадке и взлете связаны с влиянием бокового ветра. Боковой ветер стремится изменить направление полета на угол, равный Y = W6/V, где W6 — боковая составляющая скорости ве­тра, перпендикулярная к оси взлетно-посадочной полосы (ВПП); V — воздушная скорость самолета. Для того чтобы вектор путевой скорости самолета (Уп) совпадал с направлением оси ВПП, необходимо парировать снос самолета. Это достигается двумя способами: созданием скольжения или из­менением курса полета на величину угла сноса. Первый…

В продольном движении определяются потребные для балансировки самолета углы отклонения руля высоты (управляе­мого стабилизатора), отклонения ручки управления и усилия на ней при заходе самолета на посадку, предпосадочном планировании, по­садке и уходе на второй круг, а также на взлете при подъеме переднего колеса и после отрыва самолета от земли. На участке захода на посадку самолет выводится на высоту круга и курс посадки. На этом этапе полета производится снижение скорости, выпуск шасси и механизации, а также перестановка…

Балансировка самолета на воздушном участке взлета и посадки имеет свор ; офсдоіл#(|че взлетно-по£адо%Уюй конфигурацией саіюлета, влиянием близости Земли (экрана), влия­нием бокового ве+ра и режима работы двигателей. і 13.1. ОСОБЕННОСТИ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МОМЕНТОВ.. ТАНГАЖА САМОЛЕТА ПРИ ПОЛЕТЕ ВБЛИЗИ ЗЕМЛИ. При определении аэродинамических моментов тангажа на воздушном участке взлета и посадки надо учитывать влияние откло­нения органов механизации крыла, выпуска шасси» влийние земли (экрана), а также изменение коэффициента торможения потока в области оперения. При отклонении механизации крыла увеличивается кривизна…

В установившемся криволинейном полете появляются до­полнительные моменты, обусловленные вращением самолета относи­тельно связанных осей Ол, 0Y и OZ, которые должны быть урав­новешены дополнительным отклонением органов управления креном, рысканием и тангажом. В качестве примера рассмотрим балансировку самолета при пра­вильном вираже. В этом случае самЬлет вращается относительно вертикальной оси O0Ye с угловой скоростью с»; скольжение отсут­ствует; центр масс самолета движется в горизонтальной плоскости* а плоскость его симметрии наклонена относительно оси O0Ye под углом у- Составляющие угловой скорости со…

Определим углы отклонения органов управления креном и рысканием, а также отклонения рычагов управления и усилия на них, потребные для балансировки самолета в установившемся боковом движении. Балансировка самолета в установившемся прямолинейном полете со скольжением Установившийся прямолинейный полет со скольжением выполняется при посадке самолета с боковым ветром, несимметрич­ном отказе двигателей и других случаях. Для равновесия самолета необходимо, чтобы сумма моментов относительно связанных осей ОХ и 0Y, а также сумма проекций всех сил на поперечную ось 0Z были…

Путевая и поперечная статическая устойчивость самолета рассматривается с фиксированными и освобожденными органами, и рычагами управления. Сначала рассмотрим статическую устойчивость самолета с фикси­рованными рулем направления (бн = const) и элеронами (6а = = const). Путевая (флюгерная) статическая устойчивость. Под путевой статической устойчивостью самолета понимается его способность самостоятельно, без вмешательства летчика в управление, противо­действовать изменению угла скольжения. Если в исходном устано­вившемся полете скольжение отсутствовало, а в результате воздей­ствия возмущений оно появилось, и при этом у самолета возник…

Боковая статическая устойчивость самолета характери* зует равновесие моментов рыскания и крена. Предположим, что, обеспечив такое ріавновесие, летчик больше не изменяет положение органов управления. Если у сбалансирован­ного самолета, совершавшего установившийся прямолинейный полет без скольжения, под воздействием возмущений появится скольже­ние, то возникнут моменты креиа й рыскания (см. § 10.4) — боковое равновесие самолета нарушится. Так как при скольжении возникают и рыскание и крен, то боко­вую статическую устойчивость условно разделяют на путевую или флюгерную статическую устойчивость — относительно…

Ранее, для горизонтального полета полный коэффициент подъемной силы хамолета с отклоненным рулем высоты был записан в виде (11.35) Суа г, п ~ Суа (ctr. п <Х0) — ф — Суа фуст “1“ Суа&ъ — (11 >75) Рассмотрим подробнее слагаемые с$?тфуст и сУаЬъ с учетом выражения (11.39) для балансировочнбго отклонения 6В: Для балансировки, осуществляемой управляемым стабилизатором, будет При значительных суа г. п = — , когда величина Асуа бал суще­ ственна, МОЖНО считать В первом Приближении…

Определим углы отклонения органов управления танга — жом, отклонение ручки (штурвала) и усилие на ней, потребные для балансировки самолета в установившемся криволинейном полете. Приравнивая нулю выражение (11.4) для коэффициента момента тангажа и имея в виду (11.5),^получим условие балансировки са­молета + т%суа (аг, „) + m*0TcpyCX + 6В + тРЛ + а„ Дс„а =0, (11.56) где а„ — степень статической устойчивости по перегрузке, a m4*0* fn>B Суа (аг. п) = Суа г. п 4 f Фуст…