новинка Вузы Войти через Заказать Добавить файл Статьи Лекции Главная » Лекции » Инженерия » Аэромеханика » 20 Аэродинамические моменты летательного аппарата 20 Аэродинамические моменты летательного аппарата Ваш логин Лекция 19 Пароль Тема 7. Аэродинамические моменты летательного аппарата Войти Забыли пароль? 7.1. Аэродинамические моменты, действующие на летательный аппарат, и их коэффициенты Равнодействующая аэродинамических сил RА создает относительно центра масс самолета момент МR. Изменяя величину и направление этого момента можно управлять самолетом. Для этого на самолете используются рулевые поверхности. Разложение момента МR на оси связанной системы координат дает следующие составляющие: Регистрация - Мх - момент крена (поперечный), - Мy - момент рыскания (путевой), - Мz - момент тангажа (продольный). Рис.7.1 Момент МR можно рассматривать как сумму моментов отдельных частей самолета с учетом интерференции. Правило знаков для моментов, действующих на самолет, такое же, как и для моментов крыла. Следует заметить, что существует правило знаков и для отклонения рулевых поверхностей. За их положительное отклонение принимается такое, при котором на самолете возникает соответствующий отрицательный момент. Например, за положительное отклонение руля высоты принимается отклонение его хвостиком вниз ( для нормальной схемы самолета), при котором возникает пикирующий момент, имеющий отрицательный знак. Аэродинамический момент МR и его составляющие будут зависеть от тех же факторов, от которых зависят аэродинамические характеристики частей самолета, т.е. от угла атаки , угла скольжения , числа М полета, угла отклонения рулевых поверхностей, геометрических параметров самолета, координаты центра масс и др. 7.2. Аэродинамический момент тангажа и его зависимость от угла атаки При полете без скольжения и при не отклоненных органах путевого и поперечного управления моменты Мх и Му отсутствуют и возникает только момент тангажа Мz, действующий в продольном канале (относительно поперечной оси Z) Мz=Mzkp+Mzk+Mzго+Mzp+Mzмг+… (7.1) В общем случае Мz создается нормальной силой Y, приложенной в центре давления Рис.7.2 Из рисунка видно, что момент Мz определяется выражением: Mz= -Y(xц.д.-xц.м.), (7.2) где хц.д. и хц.м. - координаты центра давления и центра масс соответственно относительно начала координат, за которое чаще всего принимается носок средней аэродинамической хорды. Коэффициент продольного момента: m z= (7.3) где хц.д.= хц.д./ ва, хц.м./ ва. При малых углах атаки можно полагать су » суа. Тогда (7.4) Отсюда имеем (7.5) При бессрывном обтекании самолета момент тангажа, как и коэффициент подъемной силы, линейно зависит от угла атаки Рис.7.3 Здесь о.м. - угол атаки нулевого момента тангажа. В общем случае в силу не симметрии самолета относительно продольной плоскости. При прочих равных условиях угол атаки однозначно определяет коэффициенты суа и mz., поэтому можно построить зависимость mz=f(суа). Здесь mzo - коэффициент момента тангажа при нулевой подъемной силе. Рис.7.4 так же, как и суаa, Производная коэффициента продольного момента по углу атаки зависит от геометрических параметров самолета и числа М полета. Характер протекания данной зависимости объясняется характером изменения суа от М и тем, что при М > Мкр. Центр давления смещается назад вследствие перераспределения давления на отдельных частях самолета. Рис.7.5 7.3. Аэродинамический фокус по углу атаки и зависимость его положения от формы, упругих деформаций летательного аппарата и числа М. Различают четыре вида аэродинамических фокусов: фокус по углу атаки или просто фокус; фокус по углу скольжения; фокус по отклонению органа управления тангажа; фокус по отклонению органа управления рысканием. Рассмотрим первый фокус. Определение: аэродинамическим фокусом самолета называется точка на его продольной оси, относительно которой момент тангажа не изменяется при изменении угла атаки . Из данного определения вытекает важное следствие, которое является вторым определением фокуса. Так как при изменении подъемная сила изменяется, а момент относительно фокуса остается постоянным, то фокусом самолета называется точка, в которой приложено приращение подъемной силы при малых изменениях угла атаки. Рис.7.6 Используя правила параллельного переноса сил можно записать, что момент Мz относительно центра масс самолета (7.6) или (7.7) где МZF - момент относительно фокуса, =xF/ ва - относительная координата фокуса. Так как по определению фокуса момент МZF остается постоянным при изменении же, как и при о , в том числе таким (cу=0), то очевидно, что МZF=МZO и mZF=mZO. Поэтому, при достаточно малых линейной зависимости mz от (в пределах ) будет иметь место равенство: (7.8) Замечание: изменение подъемной силы, т.е. возникновение ее приращения, может иметь место не только при изменении угла атаки, но и при изменении скорости, а также при изменении расстояния от самолета до границы раздела сред (земли, воды и т.д.), поэтому существуют понятия фокуса по скорости и по относительному расстоянию (уточни!) Эти вопросы выходят за рамки учебной программы дисциплины и частично будут рассмотрены в дисциплине «Динамика полета». Форма крыла в плане качественно так же, как и форма горизонтального оперения, влияет на положение фокуса. Но крыло на самолетах располагается вблизи центра масс и поэтому изменение несущих свойств крыла в меньшей степени смещает фокус самолета. Корпус, как правило, смещает фокус вперед. На смещение фокуса влияет форма головной части корпуса и ее удаление от масс. Заостренная головная часть создает, при прочих условиях, наибольшую подъемную силу и сильнее смещает фокус вперед. Влияние формы отдельных частей самолета на положение фокуса может менятся при изменении режима полета. Так, наплыв малого удлинения и большой стреловидности, расположенный впереди базового крыла, на малых и умеренных углах атаки создает небольшую подъемную силу; на больших же углах атаки за счет образования мощного вихря существенно увеличивает подъемную силу и на самом наплыве, и на крыле и может вносить заметные коррективы в положение фокуса самолета. На положение фокуса влияют деформации всех основных частей самолета. Наиболее существенное влияние на положение фокуса самолета оказывают деформация крыла и оперения и деформация хвостовой части фюзеляжа, приводящая к изменению фактических углов атаки оперения. Современные самолеты имеют, как правило, стреловидные крылья и оперение. Крыло и оперение под действием скоростного напора может закручиваться, увеличивая или уменьшая угол атаки, или изгибаться. Изгиб стреловидного крыла прямой стреловидности вызывает уменьшение местных углов атаки в концевых его сечениях (рис. 7.7), что ведет к уменьшению несущих свойств ( ) и абсолютной величины . В зависимости от того, какая из этих величин меняется в большей степени, фокус может смещаться или вперед, или назад. Как правило, с ростом скоростного напо- ра фокус крыла смещается вперед (рис. 7.8). Рис.7.7 Рис.7.8 Горизонтальное оперение на основных режимах полета создает положительную подъемную силу, изгибая хвостовую часть корпуса в направлении уменьшения местных углов атаки горизонтального оперения. При этом фокус самолета смещается вперед. Положение фокуса самолета зависит от числа М полета в силу изменения характера распределения давления при переходе на закритические числа М. Рис.7.9 Одним из способов борьбы с этим явлением является применение на самолете "наплыва". Коэффициент mZO также изменяется по числам М Рис.7.10 Понятие аэродинамического фокуса используется при рассмотрении вопросов устойчивости самолета. Определение: устойчивость - это способность самолета без вмешательства летчика возвращаться к исходному режиму полета после прекращения действия внешних возмущений. Различают продольную устойчивость (по тангажу) и боковую (по крену и рысканию). Кроме того различают статическую и динамическую устойчивость. Под статической устойчивостью понимается первоначальная тенденция самолета создавать стабилизирующий момент (на ликвидацию последствий возмущения). Однако переходный процесс к исходному режиму полета может быть при этом или сходящимся или расходящимся. При сходящемся переходном процессе самолет будет не только статически, но и динамически устойчив. Вопросы динамической устойчивости рассматриваются в дисциплине "Динамика полета". Познакомимся с понятием продольной статической устойчивости. Определение: продольной статической устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства летчика создавать момент тангажа, направленный на возвращение к исходному углу атаки после прекращения действия внешних возмущений. Пусть самолет под действием возмущения увеличит угол атаки на величину D приращение подъемной силы DYа, приложенное в фокусе, и приращение момента расположен за центром масс, то DМz будет направлен на уменьшение . При этом возникает DМZ. Если фокус . Рис.7.11 Таким образом, условием продольной статической устойчивости является Если , то самолет неустойчив, если , то он нейтрален, т.е. не реагирует на изменение угла атаки. В пределах линейной зависимости коэффициента mz от Суа (7.9) где Таким образом, условием продольной статической устойчивости является: (7.10) Рис.7.12 Величина называется запасом продольной статической устойчивости и выражается в долях или в % средней аэродинамической хорды. Предыдущая лекция Оглавление Следующая лекция Рекомендуемые лекции ДИОСИНИЙ 1 Основные понятия о государстве 6 Акушерские кровотечения. 27 Комплекс радиооборудования самолета ту-154м 28 Луковичные и клубневые растения 2010-2021 © Все права защищены. Копирование материалов разрешается только со cсылкой на источник. Статьи Разделы Материалы Новости ВУЗы К экзамену/зачёту Бесплатные программы Общие файлы Книги и методические указания Советы студенту Лекции Контрольные работы и аттестации Экономия Правила сайта Курсовые/домашние работы Льготы и преимущества Политика конфиденциальности Лабораторные работы Новости ВУЗов Возврат Лекции и семинары Разное Безопасность операций Рефераты, доклады и презентации FAQ Правообладателям Диссертации Ответы на тесты Статистика Досье на преподавателей Теги Для авторов Файловый архив Устаревшие разделы
