АЭРОМЕХАНИКА САМОЛЕТА

Определим углы отклонения органов управления танга — жом, а также отклонение ручки и усилие на ней, потребные для балансировки самолета в установившемся горизонтальном полете. При этом для упрощения анализа будем предполагать, что влияние продольной силы на момент тангажа пренебрежимо мало. Приравнивая нулю выражение (10.53), получим условие балан­сировки самолета, имеющего стабилизатор и руль высоты тго -f тї&Суа (аг. „) + tnCTфуст + m*B6В + тРа = 0, (11.34) где суа (аг. п) = Суа («г. п…

Отклонения органов управления, рычагов управления (ручка, штурвал, педали) и усилия на рычагах управления зависят от режима полета — скорости, высоты, перегрузки и т. п. Графические зависимости управляющих параметров (отклонение органа и рычага управления и усилие на рычаге) от управляемых параметров движения (углов атаки, скольжения, перегрузки, ско­рости и числа М полета и др.) на характерных режимах установив­шегося’ полета называются балансировочными кривыми. В продольном движении в качестве характерных режимов рас­сматриваются установившийся прямолинейный полет с постоянной — перегрузкой,…

Статическую устойчивость самолета рассматривают как при фиксированных органах и рычагах управления, так и при осво­божденном управлении. Продольная статическая устойчивость при фиксированном руле высоты Сначала рассмотрим статическую устойчивость по пере­грузке. Пусть самолет с фиксированным рулем высоты (6В = const) совершает квазиустановившийся криволинейный полет в верти­кальной плоскости с постоянной скоростью и о = 0. В этом случае коэффициент момента тангажа (10.65), mRz = mz0 + mfaya (а) + m*CT<руот + m*B6B + mPzl + m* гюг. Здесь…

Ранее, в гл. 9 было дано определение статической устой­чивости самолета. Напомним, что статическая устойчивость харак­теризует начальную тенденцию, наличие в начальный момент после отклонения от опорного сбалансированного движения возвраща­ющего момента или силы. Начальная тенденция — важное, но не достаточное условие устойчивости. В процессе возмущенного дви­жения и моменты, и силы, и отклонения будут изменяться, и началь­ная тенденция еще не гарантирует окончательного устранения отклонений, т. е. устойчивости в смысле Ляпунова (см. § 9.1). Статическая устойчивость оценивается раздельно по…

При анализе продольного установившегося движения было показано, что деформации изгиба и кручения приводят к изменению местных углов атаки крыла й горизонтального оперения, в результате чего изменяются моментцьіе ха­рактеристики самолета. В боковом установившемся двкжении наличие скольжения приводит к несимметричному относительно плоскости XOY распределению дефор­маций частей самолета н к возникновению дополнительных, по сравнению с жестким самолетом, боковых моментов. Предполагая, как и ранее, что ось жесткости совпадает с линией центров изгиба н Хж * X* рассмотрим влияние деформаций…

Ранее моменты тангажа, крена и рыскания определялись в предположении, что самолет является абсолютно жестким телом. Реальный самолет является упругим телом. Поэтому в полете под действием аэродинамических и массовых сил элементы конструкции самолета деформируются. Самолет меняет свою исходную геометри­ческую форму, что приводит к изменению аэродинамической на­грузки по поверхности самолета. В свою очередь, дополнительная нйРрузка, обусловленная деформацией, Приводит к изменению самих деформаций. Если процесс изменения деформации и нагрузки уста* навливается, то самолет приобретает определенную геометрическую форму и…

Аэродинамическими шарнирными моментами называю? моменты аэродинамических сил, действующих на органы управления относительно их осей вращения. Шарнирный момент считается положительным, если он стремится отклонить руль (элерон) в положительном направлении. У самолетов с обратимой системой управления от величины шарнирных моментов зависят усилия, прикладываемые летчиком к рычагам управления. При автоматическом или ручном управлении с рулевым приводом (бустером) шарнирными моментами определяется мощность рулевого привода, отклоняющего органы управления. Шарнирный момент любого органа управления Мш = отш5рЬдрА0И7> (10.112) где тш —…

При вращении самолета вокруг осей ОХ и OY с угловыми скоростями (о,,; и со у возникают дополнительные аэродинамические моменты крена и рыскайия. Возникают также боковые моменты от запаздывания скоса потока у вертикального оперения. Однако для летательных аппаратов самолетной схемы они малы и ими можно пренебрегать [11]. Аэродинамические моменты, возникающие при вращении само­лета вокруг оси ОХ. При вращении самолета с угловой скоростью to* чп. .икают боковые моменты крыла и вертикального оперения. Некоторую долю боковых моментов создают…

При скольжении самолета аэродинамическая поперечная сила Z возникает в результате перераспределения воздушной на­грузки на его боковых поверхностях. Если скольжение самолета происходит на правое полукрыло ф >0), то поперечная сила будет направлена по отрицательной полуоси GZ. Аэродинамическая поперечная сила самолета, в основном, скла­дывается из поперечных сил, действующих на фюзеляж Zф, верти­кальное оперение Z„. о и гондолы двигателей Zr. д, ‘ Z = гф — j- ZB. о — j — Zr. д = ctSq, (10.66) где…

Боковые аэродинамические силы и моменты самолета могут возникать только при несимметричном обтекании его воздуш­ным потоком. Симметрия потока относительно плоскости XOYв установившемся прямолинейном движении нарушается при полете самолета со скольжением (Р 0) и при отклонении органов управле­ния креном и рысканием. Боковые моменты возникают и при одно­стороннем отказе двигателя (двигателей) в полете от несимметричной тяги. Наиболее надежно боковые силы и моменты определяются экспе­риментальным путем. При отсутствии опытных данных их можно приближенно определять расчетом. Рассмотрим структуру и каче­ственный…

Ранее были получены выражения для дополнительных моментов тангажа в неустановившемся полете. При движении само­лета эти дополнительные моменты складываются с моментом тангажа тпг для прямолинейного полета (см. § 10.1). Суммируя (10.53), (10.61) и (10.63), получим коэффициент ре­зультирующего момента тангажа для самолета нормальной схемы в неустановившемся полете при уТ — 0 tnRz —та т%Суа (а) + тгстфу СТ + ГПгВ 6В + тРг і + + mtz6>z — f — а. (10.65) При учете влияния положения центра…

Пусть самолет, летящий со скоростью V, одновременно вращается вокруг оси OZ с угловой скоростью тангажа со2. В резуль­тате сложения поступательного и вращательного движений линии тока искривятся, и местные углы встречи потока с элементами поверхности самолета изменятся. Возникнут дополнительные аэро­динамические силы, действующие на отдельные части самолета, которые можно свести к равнодействующей Л/?, приложенной в центре масс самолета и моменту ДМ2 относительно поперечной оси OZ. Величина ДR мала, и в расчетах аэродинамических сил ею обычно пренебрегают. Момент…

Движение самолета является неустановившимся (неста­ционарным), если его кинематические параметры изменяются с тече­нием времени. Изменение кинематических параметров обусловливает зависимость аэродинамических сил и моментов от времени. Поэтому в общем случае, при определении коэффициентов аэродинамическихсил и Моментов следовало бы Исходить из того, ЧТО они зависят от кинематических параметров и их производных по времени, вплоть до высоких порядков. Однако при решении задач динамики полета самолета в диапазоне полетных углов атаки и скольжения оказы­вается, что эта зависимость невелика и можно…

Результирующий момент тангажа самолета складывается из аэродинамического, определенного в (10.30), и момента от тяги, учитывающего работу двигателей самолета MRz — Мг + МРг. Момент тангажа от тягн. Рассмотрим лишь простые расчетные соотношения, позволяющие приближенно оценить влияние работающего двигателя на mRz са­молета. В общем случае ось двигателя не проходит через ЦМ самолета, поэтому возни­кает момент тангажа от тяги Я относительно оси OZ (рис. 10.10). Кроме того, при наличии косой обдувки о. рФ 0 у самолетов с…

Согласно принятому правилу знаков момент тангажа считается положительным, если он направлен в сторону кабрирова­ния, т. е. увеличения углов атаки и тангажа, и отрицательным — при вращении самолета в сторону пикирования — уменьшения а и Ф (см. рис. 10.1). Выделяя основные составляющие, определяющие устойчивость и управляемость самолета, момент Мг удобно представить как алгебраическую сумму аэродинамических моментов тангажа. само­лета без горизонтального оперения Мг с. г.0, момента горизонталь­ного оперения Мгт. о (при нейтральном положении органов управ­ления) и управляющих…