Силы и моменты, действующие на самолет в продольном движении.

Силы, действующие на самолет.

    Будем считать, что продольное движение самолета протекает в вертикальной плоскости без крена и скольжения. В полете на самолет действуют аэродинамические силы, тяга силовой установки и сила тяжести. Равнодействующая аэродинамических сил R_A, распределенных по поверхности планера, приложена в центре давления, положение которого зависит от угла атаки, конфигурации самолета, числа М полета.

    В пределах летных углов атаки нормальная сила близка к подъемной т.е. Y=Ya. На основании этого в теории устойчивости и управляемости самолета употребляется термин «подъемная сила», а на самом деле подразумевают нормальную силу.

    Продольная сила X и силы лобового сопротивления Xa на малых α примерно равны, на средних углах атаки продольная сила близка к нулю, а на больших углах атаки они меняет знак и становится направленной вперед по CAX крыла, тогда как сила лобового сопротивления Xa всегда направлена против вектора скорости полета.

    Тяга силовой установки P является равнодействующей тяг двигателей. Точка ее приложения определяется положением двигателей на самолете. Тяга зависит от режима работы двигателей, режима полета (скорости, высоты) и других факторов.

    Сила тяжести G, равная произведению массы самолета m на ускорение свободного падения g, приложена в центре масс самолета

Рис. 2.1 Схема сил, действующих на самолет в полете, и моменты тангажа.

 

 

Статические моменты тангажа.

    В динамике полета моменты рассматриваемые в отрыве от движения, называются СТАТИЧЕСКИМИ. Так как линии действия сил P и R_Aв общем случае не проходят через центр масс самолета, но создают относительно поперечной оси OZ связанной системы координат соответственно момент тангажа тяги M_Pzи аэродинамический момент тангажа планера M_z. Результирующий момент тангажа

(2.1)

    Отрицательные моменты, стремящиеся уменьшить угол атаки называются ПИКИРУЮЩИМИ, а положительные, стремящиеся увеличить угол атаки – КАБРИРУЮЩИМИ.

    У самолетов классической схемы Y_крприложена в ЦД крыла,создает пикирующий момент M_Zкр.

    Для уравновешивания этого момента служит горизонтальное оперение, установленное под таким углом относительно крыла, что при обтекании набегающим воздушным потоком образуется подъемная силаY_г.о. направленная вниз. Действуя на плечо L_г.о. эта сила создает аэродинамический момент M_Zг.о. грубо уравновешивающий M_Zкр. Для точного уравновешивания моментов (балансировка самолета) служит руль высоты, отклоняемый пилотом на требуемый угол δ_{в .}возникающая на руле высоты подъемная сила Y_В создает относительно центра масс балансировочный момент тангажа М_ВZ. Некоторое дополнительное отклонение руля высоты требуется для уравновешивания аэродинамических моментов тангажа, создаваемого другими частями самолета, а так же момента тангажа силовой установки M_PZ.

           На самолетах, с управляемым стабилизатором балансировочный момент тангажа создается отклонением стабилизатора на некоторый угол δ_в, а на самолетах с переставным стабилизатором – за счет угла установки стабилизатора φ и отклонения руля высоты на угол δ_в.

Отклонение руля высоты вверх (штурвал «на себя») создает кабрирующий момент, а вниз (штурвал «от себя») – пикирующий момент. Момент тангажа создаваемый в результате отклонения руля высоты (стабилизатора) на угол δ_вили φ больший чем требуется для балансировки самолета называется управляющим.

    Он вычисляется по формуле:

M_ВZ=Y_ВL_В= φ+ * = +  (2.2)

Где  и  – соответственно эффективность стабилизатора и руля высоты.

 и  – коэффициенты эффективности стабилизатора и руля высоты

 – соответственно площадь и длина САХ крыла.

 

Моменты тангажа обусловленные вращением самолета.

    При вращении самолета относительно оси OZ с угловой скоростью Ѡ_Zкаждая точка горизонтального оперения приобретает свою линейную скорость ΔV_yi(рис 2.2) заменим линейные скорости некоторым значением ΔV_{y ср.} и скорости полета Vприводит к изменению угла атаки Δα_Г.О., что вызывает изменение подъемной силы ΔY_Г.О. На плече L_Г.О. сила ΔY_Г.О. создает аэродинамический момент:

Δ _Г.О.= ΔY_Г.ОL_Г.О.

    Этот момент препятствует вращению самолета и потому называется демпфирующим.

    Аналогично создаются аэродинамические демпфирующие моменты тангажа крыла, фюзеляжа и других частей. Суммарный аэродинамический демпфирующий момент тангажа самолета:

 Δ _Г.О + Δ _кр + Δ _Ф+…

    В соответствии с общей формулой аэродинамического момента можно записать:

= ; (2.3)

    Где  – коэффициент аэродинамического демпфирующего момента тангажа самолета

–производная этого момента (показывает на сколько изменится коэффициент демпфирования момента тангажа при вращении самолета с угловой скоростью )

 

(Рис 2.2)

 

    Для практических расчетов обычно применяется производная оси коэффициента момента тангажа по безразмерной угловой скорости . Здесь = _Z          (2.4)

       Для самолетов со стреловидными крыльями =-1.5 … -10.

    Основная часть аэродинамического демпфирующего момента тангажа создается горизонтальным оперением (до 70%) и крылом (15…40%), на долю фюзеляжа приходится 5…10% суммарного демпфирующего момента тангажа. Демпфирующий момент тангажа увеличивается при выпуске средств механизации.

 

 

---

Дата добавления: 2019-02-26; просмотров: 1824; Мы поможем в написании вашей работы!

Поделиться с друзьями:

---

---

Мы поможем в написании ваших работ!