Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
Контрольные вопросы по дисциплине «Теория полета»
1)Какие вопросы рассматривает аэродинамика?
-закономерности движения газа
-преимущества воздуха
-механическое и тепловое взаимодействия между газом и двужущимися в нем телами
2)Основные параметры воздуха
-давление,температура,плотность
3)Основные физические свойства воздуха
- вязкость, сжимаемость,упругость
4)Каким данным соответствует МСА
-Параметры стандартной атмосферы соответствуют среднегодовым значениям параметров воздуха в средних широтах
5)Массовая плотность воздуха-это отношение массы или веса воздуха к его объему.Масса воздуха, заключенная в единице объема
6)Инертность воздуха- без которого был бы немыслим полет на аппаратах тяжелее воздуха
7)Упругостью -называется способность физических тел возвращаться в исходное состояние после прекращения действия силы, вызвавшей деформацию
8)Сжимаемостью- называется свойства воздуха изменять свой объем плотность при изменении давления и температуры
10)Источник возмущений в атмосфере земли
11) Звук — физическое явление, представляющее собой распространение в виде упругих волн механических колебаний в твёрдой, жидкой или газообразной среде
12)
13)Скорость звука- звук есть процесс распространения в упругой среде слабых возмущений давления и плотности
14)
15) Число М-отношение скорости полета к скорости звука на данной высоте М=V/a
16)Критическое число М-Скорость полета самолета, при которой на крыле наибольшая местная скорость обтекания по величине становиться равной местной скорости звука. Число М, соответствующее критической скорости полета называется критическим.
17) Углом малых возмущений- Угол между границей возмущений и направлением движения источника возмущений
18)Граничная волна малых возмущений-плоскость разделяющая невозмущенные и возмущенные прстранство
19)Конус малых возмущений- источник движется со сверх звуковой скорстью,он обгоняет звуковые волны, созданные им.Все слабые возм. Концентрируются позади источника внутри конуса малых возм.
20)Скачок уплотнения- или ударная волна характерная для сверхзвукого течения газа область, в которой происходит резкое уменьшение его скорости и соответствующий рост давления,температуры и плотности
21) Критический поток — это эффект, возникающий в сжимаемом потоке.
22)
23)
25)Средняя линия профиля крыла- называют линию, соединяющую середины отрезков профиля, перпендикулярных хорде
27)Максимальная толщина профиля крыла- называется расстояние между касательными к верхнему и нижнему контурам профиля, проведенными параллельно его хорде
28)Максимальная кривизна профиля крыла-называется максимальное расстояние между хордой и средней линией профиля
29) Как изменяется Су с ростом скорости до Мкр-увеличивается
30)Относительная толщина профиля крыла-называется отношение максимальной толщины его к хорде, выраженное в процентах
31)Раз мах крыла- называется расстояние между концами крыла
32)Удлинение крыла-называется отношение размаха крыла к средней хорде
33)Сужение крыла- называется отношение корневой хорды к концевой
34)Каким должен быть рациональный скоростной профиль-длинновидный с максимальной толщиной хорды
35)
36)Установочный угол крыла- угол между оси самолета и хорды
37)Стреловидность крыла-это угол между плоскостью,перпендикулярной центральной хорде крыла, и линией фокуса
38)Угол атаки крыла-угол заключенный между хордой и направлением набегающего потока воздуха
39)
40)Трубка тока- в нем движется струйка через эту трубку не передается ни t ни энергия
41)Закон неразрывности потока- представляет собой приложение законосохранение материй
42)Уравнение Бернулли-разновидность законосохранение энергий
43) Полная аэродинамическая сила и причина ее- скорость полета, площадь сечения плотность воздуха, вид течения пограничного слоя,форма тела
44)Подъемная сила крыла-являясь одной из составляющих результирущей аэродинамической силы крыла,направлена перпендикулярно скорости набегающего потока:она создается Ya=cya*pv2/2*S
45)Сила лобового сопротевления крыла- Хпроф+Хi
46)Аэродинамические характеристики крыла-представляют собой графики зависимости коэф Су Сх от угла атаки
47)
48)
49)Пограничный слой- тонкий слой газа перебигающий к поверхности обтекаемого тела в котором проявляется свойства воздуха
50)Толщина пограничнего слоя – определяются по скорости потока на поверхности тела скорость 0 На границе состав 99% от скорости потока
51)
52) Центр давления крыла- это точка пересечения направлений полной аэродинамической силы с хордой
53)Геометрическая крутка крыла-хорда профелей разные устан. Уголы
54)Аэродинамическая крутка крыла- крыло которое направленаиз различных профилей
55)Принцип создания подъемной силы крыла- создаестя за счет разрежения над крылом
56)Сопротивление давления крыла- вызывается разностью давлений перед крылом и за крылом
57)Сопротивление трения крыла- возникает благодаря проявлению вязкости воздуха в пограничном слое при обтекани крыла
58)Индуктивное сопротивление крыла-это дополнительное сопротивление, вызванное наклоном истинной подъемной силы вследсвие скоса потока
59)Поляра крыла—зависимость коэф. Сх Су (α0 αmin αнаивαкрит)
60)Поляра самолета- график выражающий зависимость между аэродинамическими коэф. Сх Су(α0 αmin αнаивαкрит)
61)Скоростная система кординат –используется для определения сил действующих сил в потоке
62)Аэродинамические коэфиценты- . Сх Су Эти коэф выводяться опытным путем они характеризуют условие создание аэрод сил в зависимости от формы крыла ,профиля, угла атаки,степени обработки крыла
63)
64)
65)Геометрическая характеристика профиля крыла- величина и направления аэр сил, действующиих на крыло, в значительной степени определяется формой профиля крыла, очерт анием его в плане и видом спереди, поскольку измененеие этих геомет характеристик крыла влияет на изменение спектра обтекания его.
66)Геометрическая характериситика крыла-по форме в плане крылья делятся на прямоугольные трапецевидные, элипсовидные и стреловидные
67)Механизм крыла, типы механизма,назначение- Устройство служи-ая для изменения аэрод характеристики и улучшения устойчивости управляемости на малых скоростях полета. Виды- шиты, закрылки, предкрылки,интерцепторы, и устройства для управления пограничного слоля. Назначения- увеличение кривизны крыла, при увеличений кривизны увеличивается Су при мин скорости
68)Подьемная сила самолета- может создаваться подьемной силой крыла и другими элементами
69)из чего складывается лобовое сопротивление самолета-в связи с малым удлинением фюзеляжа на самолетах
70)Установочный угол крыла-угол наклона хорды профиля крыла к горизонтальной поверхности.
71)Аэродинамическая интерференция- взаимодействие потоков, обтекающих отдельные элементы ЛА (например, крыла и фюзеляжа, фюзеляжа и оперения) или отдельные объекты.
72)Критическая скорость полета-При скорости, меньшей, чем минимальная, самолет не может держаться в воздухе.
Мкр-скорость полета самолета при которой наибольшая местная скорость обтекания крыла по величине становиться равной местности
73)
74)Воздушный винт-лопаточная машина (лопастной агрегат), приводимая во вращение двигателем и предназначенная для преобразования мощности (крутящего момента) двигателя в тягу. Воздушный винт применяется в качестве движителя для самолётов, автожиров, цикложиров (циклокоптеров) и вертолётов с поршневыми и турбовинтовыми двигателями
75)Геомет параметры ВВ- профиль лопости, хорда, средняя линия, отн толщина
76)Геомет характеристика профиля лопостей- угол
77)Кинематические параметры ВВ. Геометрический шаг винта(Н)-расстояние, проходимое ВВ за один оборот в твердой среде за Н=2nччtα Поступь винта На- расстояние, проходимое ВВ за один оборот в воздухе На=V/n. Относительная поступь λ= На/Д.
78)Аэродинамические силы и моменты ВВ.Лопость винта находиться под воздействием: -окружной скорости, поступательной скорости, результирующей скорости, угол
79)угол установки лопасти винта –угол между плоскости вращения и хорды. Угол атаки лопасти ВВ- угол между результирующей скоростью и хордой. Шаг винта- это расстояние которая пройдет винт при данной жесткой среде
80)
81)
82)Поступь винта- это рас которое винт проходит за оборот. Относительная поступь винта- ν= На/d
83)Сумма элементарных сил тяги составляет силу тяги винта и определяется по формуле P=aвкгс
84)Скольжение- раст между гемет шагом и постубом
85)
87)Мощность потребная для вращения винта- мощность необходимая для продления работы сил сопротивления вращению винта за еденицу времени
88)Т яговая мощность-Полезная мощностью называется работы силы тяги за 1 секунду.
89) Эфективная мощность двигателя
90)
101. Тяга, необходимая для того, чтобы уравновесить силу лобового сопротивления при полете самолета на данном угле атаки, называется потребной тягой горизонтального гіолега
С увеличением полетного веса самолета G увеличивается потребная скорость, что приводит к увеличению лобового сопротивления, а значит, и потребной тяги. Следовательно, с увеличением веса самолета потребная тяга увеличивается На определенной высоте полета потребная тяга будет изменяться от изменения скорости полета ѵ. При этом с увеличением скорости полета уменьшается величина Сх за счет уменьшения доли индуктивного сопротивления Схі .Однако влияние скорости полета на величину потребной тяги более эффективно, чем влияние коэффициента лобового сопротивления Сх.
Во время полета самолет может описывать сложную траекторию в пространстве. Для описания этого движения вводят оси, связанные с самолетом и описывают их движение относительно другой системы координат, например земной. Эта система координат движется и вращается вместе с самолетом.
Связанная система координат — это система координат, используемая для анализа движения воздушных судов в механике полета. Она состоит из продольной, поперечной и вертикальной осей, которые проходят через центр масс объекта
130. Взлетом самолета называется движение самолета от начала разбега до достижения
безопасной скорости и высоты (рис. 14.1). Безопасной высотой считается высота 10.7 м. 131.
Безопасной скоростью V2 является скорость, на которой самолет обладает
достаточной устойчивостью и управляемостью для перехода к следующему этапу –
начальному набору высоты. Взлет самолета состоит из двух этапов:
- разбег по ВПП от момента страгивания до достижения скорости отрыва Vотр;
- разгон от скорости Vотр до безопасной скорости взлета V2 с одновременным
набором высоты 10.7 м.
132. Взлётно-посадочные характеристики
Взлётно-посадочные характеристики
— комплекс летно-технических характеристик летательных аппаратов, обеспечивающих безопасное, (по условиям устойчивости и управляемости) выполнение взлёта и посадки и определяющих потребные размеры аэродрома. Для самолётов основные В.-п. х. включают: длину разбега; скорость отрыва; взлётную дистанцию — расстояние по горизонтали, проходимое самолётом от точки старта до набора некоторой нормированной высоты, например, 10,7 м по Нормам лётной годности гражданских самолётов СССР (НЛГС); посадочную дистанцию — расстояние по горизонтали, проходимое самолётом от начала посадки (с высоты 15 м по НЛГС) до полной его остановки; посадочную скорость; длину пробега по взлётно-посадочной полосе. В.-п. х. рассматриваются для нормальных условий взлёта и посадки, при нормированном. (по скорости и направлению) ветре, а также при отказе двигателя критического (см. Скорость принятия решения), (см.Сбалансированная длина ВВП). Требования к В.-п. х. являются важной составной частью технических требований к летательному аппарату и обеспечиваются выбором рациональных (зависящих от его назначения) основных проектировочных параметров (тяговооружённости, удельной нагрузки на крыло и др.) и различными конструктивными мерами — применением механизации крыла, тормозных парашютов, реверсирования тяги силовой установки (см. Реверсивное устройство), (см. Реверсирование винта), тормозов самолёта, ускорителей (в особых случаях).
135. Аэродинами́ческое ка́чество летательного аппарата — отношение подъёмной силы к лобовому сопротивлению (или отношение их коэффициентов) в поточной системе координат при данном угле атаки.
Аэродинамическое качество определяется следующим соотношением:
где
— угол атаки;
— коэффициент лобового сопротивления;
— коэффициент подъёмной силы.
136 факторы влияющие на дальности планирование самолета
При планировании на самолет действуют сила веса самолета G, и полная аэродинамическая сила R. Так как движение самолета осуществляется по наклонной вниз траектории, то силы действуют следующим образом.
1. Сила веса G направлена вертикально вниз и раскладывается на две составляющие: в направлении, перпендикулярном траектории движения - , и в направлении движения самолета - .
2. Полная аэродинамическая сила R раскладывается на:
- подъемную силу У, уравновешивающую силу G1, чем обеспечивается прямолинейность движения;
- силу лобового сопротивления, уравновешивающую силу G2, что обеспечивает постоянство скорости движения по траектории.
Поскольку планирование рассматривается как плоское поступательное установившееся движение самолета, то линии действия всех сил, действующих на самолет, пересекаются в его центре тяжести.
Так как при планировании самолет движется прямолинейно и равномерно, то все силы должны быть взаимно уравновешены, и самолет в этом случае будет двигаться по инерции.
Для того чтобы движение самолета было прямолинейным, необходимо равновесие сил, действующих перпендикулярно траектории движения.
137 Посадочная дистанция-расстояние, проходимое самолетом при посадке, начиная с высоты 25 м и до полной его остановки.
138 ПРОБЕГ САМОЛЕТА— расстояние в метрах, проходимое, самолетом после посадки его на воду или землю, считая с момента соприкосновения с поверхностью воды или земли, до полной остановки, а также от момента начала движения до взлета (разбег). Величина П. С. может быть также выражена и временем в секундах, затрачиваемым на полное погашение скорости самолета после посадки.
139 Посадкой называется замедленное движение самолета с высоты 15 м до его
остановки после приземления. Согласно схеме посадки (рис. 14.3) самолет достигает
высоты Нпос=15 м со скоростью захода на посадку Vз.п и движется с этой же скоростью
или постепенно уменьшающейся скоростью по траектории снижения с постоянным углом
наклона до высоты начала выравнивания Нвыр.
К основным посадочным характеристикам самолета относятся:
140 перегрузка (авиация) — отношение подъёмной силы к весу;
141. В авиации вираж — это фигура простого пилотажа, при выполнении которой летательный аппарат, двигаясь поступательно, разворачивается в горизонтальной плоскости на 360°. Часть виража, имеющая цель изменение направления движения на угол, меньший 360°, называется разворотом. Вираж с постоянной скоростью и углом крена называется установившимся; установившийся вираж без скольжения — правильным. Предельным называется вираж, для выполнения которого на заданной высоте при максимальном крене и максимальной эксплуатационной перегрузке использована вся мощность двигательной установки летательного аппарата. Время выполнения виража и его радиус — основные характеристики маневренных возможностей самолёта в горизонтальной плоскост 142.
На вираже на самолет действует подъемная сила Y и лобовое сопротивление X, вес самолета G и тяга силовой установки Р.
Для осуществления виража необходима неуравновешенная сила, направленная горизонтально к центру виража - центростремительная сила. Для получения этой силы необходимо накренить самолет элеронами в сторону виража на угол g, который называется углом крена (Схема сил, действующих на самолет на вираже (Рис. 10). В результате этого на тот же угол наклонится и вектор подъемной силы крыла Y. Разложив эту силу по вертикали и горизонтали, получим две силы - Ycos и Ysin . Из них сила Ycos должна уравновешивать силу веса самолета G, а сила Y sin служит центростремительной силой.
Значит, для осуществления правильного виража подъемная сила должна увеличиться с таким расчетом, чтобы ее вертикальная составляющая Ycos могла уравновесить вес самолета G. Это достигается двумя способами: увеличением угла атаки или увеличением скорости полета. Если не выполнить эти условия, то вертикальная составляющая Ycos 7 будет меньше веса самолета и под действием разности сил (G-Ycos 7) самолет будет снижаться на вираже, т. е.получится неправильный вираж - со скольжением.
Уравнения движения на правильном вираже будут иметь вид:
условие постоянства скорости
Р-Х=0; (11.14)
условие постоянства высоты
Ycos-G=0; (11.15)
условие искривления траектории
144Перегрузка увеличивает нагрузку на конструкцию машин и может привести к их поломке или разрушению, а также к перемещению не закрепленного или плохо закрепленного груза. Допустимое значение перегрузок для гражданских самолётов составляет 2,5 g.
145
Радиус и время виража являются основными величинами, характеризующими маневренные возможности самолета в горизонтальной плоскости.
Как уже говорилось, для выполнения виража необходима центростремительная сила. То есть для уменьшения радиуса виража необходимо увеличить горизонтальную составляющую подъемной силы , а для этого следует увеличить крен самолета, одновременно увеличивая подъемную силу увеличением угла атаки или скорости.
Центростремительная сила, с одной стороны, равна ,
а с другой (из условия искривления траектории в горизонтальной плоскости (формула 10.16). Следовательно,
откуда радиус виража будет равен
(11.22)
Таким образом, радиус виража определяется скоростью и нормальной перегрузкой. Анализируя выражения формулы (11.22), сделаем заключение, что радиус виража будет тем меньше, чем:
меньше удельная нагрузка на кры;
больше плотность воздуха (с увеличением высоты полета радиус увеличивается);
больше коэффициент подъемной силы Су;
больше крен самолета ; при Су=Судоп с уменьшением скорости радиус растет.
Для выполнения виража подъемная сила должна быть увеличена, и тем больше, чем больше крен. Следовательно, на вираже создается перегрузка, причем она будет расти с увеличением крена.
На правильном вираже вес уравновешивается вертикальной составляющей подъемной силы. Выполняется условие G=Ycos, откуда нормальная перегрузка на вираже равна
(11.17)
Таким образом, на правильном вираже величина потребной перегрузки определяется только углом крена.
Зависимость потребной перегрузки nу от углов крена на вираже показаны на графике Рис. 11.
Рис. 11 Зависимость перегрузки на вираже от крена
Следовательно, чем больше перегрузка, тем больше угол крена. При крене более 85° потребная перегрузка превышает эксплуатационную самолета Як-55 (+9), а при крене более 75°-эксплуатационную самолета Як-52 (+7)..
Величина предельного угла крена на вираже ограничивается теми же факторами, что и величина располагаемой и предельной по тяге перегрузки. С подъемом на высоту величина предельного угла крена в соответствии с уменьшением предельной перегрузки будет понижаться, вызывая при этом увеличение радиуса и времени виража.
Следовательно, следует помнить, что при выполнении виража на предельном угле крена по тряске даже незначительное увеличение угла крена может привести к срыву, так как запас по перегрузке от тряски до срыва невелик.
148. Средняя аэродинамическая хорда крыла
Одной из важнейших характеристик крыла конечного размаха является средняя
аэродинамическая хорда.
За среднюю аэродинамическую хорду (САХ) произвольного крыла принимается
хорда эквивалентного прямоугольного крыла, имеющего такие же аэродинамические
характеристики (Y1, X1, Mz
,), а также площадь S, как заданное крыло. При нахождении
САХ допускают, что аэродинамические коэффициенты сечений крыла постоянны и равны
коэффициенту крыла. Тогда САХ bA и ее координаты xA, yA зависят только от
геометрических характеристик. На рис. 8.30 показан графический метод определения
САХ и ее положения. Для таких крыльев
149. Определение центровки моноплана и биплана
Если известно положение центра тяжести самолета и САХ егд ’ крЬ1ла, можно определить центровку самолета,
Центровкой самолета называется расстояние от ere . центра тяжести до ребра атаки САХ в процентах ее величины V. (Фиг. 316).
Ш, Расположение центра тяжести самолета относительно САХ |Рл*азывают двумя отрезками: с — вдоль продольной оси X и d — вДоль вертикальной оси У. При таких обозначениях центровку самолета согласно данному выше определению можно выразить так:
150. Факторы, влияющие на центровку
Как видно из самого определения центровки, на нее влияют размещение грузов на самолете и положение САХ.
Размещение грузов на самолете может очень сильно изменить его центровку, сделав ее более передней или более задней.
I Чтобы сделать центровку белее передней, нужно положить по вый груз впереди центра тяжести, снять какой-либо груз, раз- положенный сзади центра тяжести, или передвинуть груз вперед, к двигателю. Наоборот, более заднюю центровку можно получить, если положить груз сзади центра тяжести, снять его впереди ентра тяжести или передвинуть какой-либо груз назад, к хвостовому оперению.
Прк размещении грузов нужно переменную нагрузку (бомбы, баки с топливом и т. д.) располагать вблизи центра тяжести. Тогда по мере расходования топлива или при сбрасывании бомб нентровка самолета не изменится; следовательно, останутся неиз-. менными и летные свойства самолета.
’Способы пересчета центровки. Выведем формулу, при помощи Которой можно находить новую центровку самолета в случае изменения его загрузки.
Первоначально центр тяжести самолета находился в точке О (фиг. 319), затем новый дополнительный груз g, положенный сзади центра тяжести на расстоянии а от него, сместил центр тяжести самолета назад на величину т, в точку Оь
Найдем изменение центровки Ах.
Очевидно, момент ga дополнительного груза g относительн точки О равен моменту (G -± g) т нового веса самолета относ тельно той же точки О, так как смещение центра тяжести, п величину т вызвано исключительно грузом g.
151.
|
СИСТЕМА КООРДИНАТ СКОРОСТНАЯ |
наиболее важная в аэродинамике система, в которой ось х направлена по скорости полета, ось у лежит в плоскости симметрии самолета и перпендикулярна к оси х, а ось z перпендикулярна к осям х и у и образует с ними правую систему (направлена в сторону правого крыла). Система координат скоростная служит для определения положения самолета (модели) относительно потока и применяется при аэродинамическом расчете. |
152 Связанная система координат — это система координат, используемая для анализа движения воздушных судов в механике полета. Она состоит из продольной, поперечной и вертикальной осей, которые проходят через центр масс объекта
153 Ля устойчивого равновесия самолета в полете большую роль играет положение его центра тяжести.
Центр тяжести самолета во всех случаях лежит позади передней кромки крыла (рис. 22, а). Расстояние от передней кромки до центра тяжести (расстояние Ц) называют центровкой самолета. Конструктор самолета указывает допустимые изменения центровки, то есть возможные перемещения центра тяжести по длине самолета. Позволительны лишь небольшие перемещения. Однако даже самое правильное положение центра тяжести еще не обеспечивает самолету равновесия в полете. Необходимо также, чтобы моменты всех сил относительно центра тяжести взаимно уравновешивались.
154. Продольное равновесие самолета достигается рулем высоты:
А) момент подъемной силы руля высоты и стабилизатора уравновешивает момент подъемной силы крыла;
Б) равновесие весов; в) оси вращения самолета.
. Особого внимания от летчика требует продольное равновесие. При нарушении его изменяется угол атаки крыла и, следовательно, его подъемная сила, а это ведет к искривлению траектории полета в вертикальной плоскости.
На самолет действуют два главных продольных момента: момент подъемной силы крыла П-а и момент подъемной силы горизонтального оперения п*А (рис. 22, а). Они стремятся вращать самолет вокруг поперечной оси в противоположных направлениях. Летчик уравновешивает их рулем высоты. Отклоняя руль немного вверх или вниз, он изменяет угол атаки горизонтального оперения и величину его подъемной силы. Следовательно, летчик может так подобрать величину момента подъемной силы горизонтального оперения, чтобы он был равен моменту подъемной силы крыла, то есть чтобы самолет сохранял продольное равновесие.
155 Поперечное равновесие достигается при помощи элеронов (рис. 23, а). Опущенный элерон увеличивает
подъемную силу полукрыла, а поднятый уменьшает. При этом создается накреняющий момент, который может уравновесить накреняющий момент противоположного направления, например, накреняющий момент винта (воздушный винт, вращаясь в одну сторону, стремится накренить самолет в противоположную сторону, подобно тому, как, прыгая с лодки на берег, мы отталкиваем лодку в противоположную сторону). Таким образом, достигается поперечное равновесие.
156 Сбалансировать самолет в установившемся прямолинейном полете - это значит уравновесить все продольные статические моменты относительно оси Z, SMz = 0.
Самолеты Як-52 и Як-55 в продольном отношении балансируются во всем диапазоне допустимых скоростей полета и высот.
Для объяснения балансировки допустим, что самолет Як-52 совершает установившийся горизонтальный полет (Рис. 10). На самолет действуют: сила тяжести G, подъемная сила Y, сила лобового сопротивления X, сила тяги силовой установки Р.
158 Любой самолет, поднявшийся в воздух, кроме высоких летно-тактических данных должен быть хорошо уравновешен, быть устойчивым и одновременно хорошо управляемым. Выполнение этих требований - сложная конструктивная задача.
Полет самолета определяется его взаимодействием с другими телами и главным образом с воздухом, обтекающим крыло, фюзеляж, горизонтальное оперение и т. д. При взаимодействии с воздухом возникают внешние аэродинамические силы, которые нагружают самолет и создают моменты сил. Для осуществления различных режимов полета требуется полное или частичное равновесие внешних сил и моментов, действующих на самолет.
Условия равновесия записываются следующим образом:
|
SX = 0 |
SМх = 0 |
|
|
SУ = 0 |
SМу = 0 |
(9.1) |
|
SZ = 0 |
SМz = 0. |
|
Из уравнений следует, что в установившемся пролете проекции внешних сил на оси X, У, Z, а также моменты относительно этих осей должны быть равны нулю.
Устойчивость характеризует способность самолета без вмешательства летчика сохранять заданный режим полета.
159 Устойчивость самолета по скорости
Под устойчивостью по скорости понимают способность самолета сохранять
заданную скорость полета и возвращаться к ней самостоятельно без вмешательства
пилота (автопилота).
При случайном уменьшении скорости самолет получит отрицательное приращение
подъемной силы, в результате чего он будет терять высоту, увеличивая скорость.
Поскольку подъемная сила всегда пропорциональна скорости, то может показаться, что
отношение ∆Y/∆V будет положительным и самолет всегда будет статически устойчив по
скорости. На самом деле это не всегда так. Действительно, при числах М полета, больших
М
*
, центр давления и фокус самолета резко смещаются назад и при неизменной
балансировке на самолет действует пикирующий момент тангажа, под действием
которого угол тангажа и угол атаки уменьшаются, а самолет теряет высоту, увеличивая
скорость. Если пилот не вмешивается в управление, то скорость самолета еще более
растет, а вследствие уменьшения угла атаки подъемная сила уменьшается. Пикирующий
момент при смещении фокуса назад может оказаться настолько большим, что для его
парирования даже полного отклонения руля высоты может быть недостаточно. Это
явление называется затягиванием в пикирование. Область скоростей затягивания в
пикирование для транспортных самолетов лежит за пределами ограничения максимальной
скорости по числу М полета. 160. Статические моменты тангажа
Для простоты будем считать, что продольное движение самолета протекает в
вертикальной плоскости, крен и скольжение отсутствуют. Полет совершается под
действием тяги, силы тяжести, аэродинамических сил и их моментов относительно
поперечной оси 0Z, проходящей через центр масс самолета
170-171
Де́мпфер (нем. Dämpfer — глушитель, амортизатор от dämpfen — заглушать) — устройство для гашения (демпфирования) или предотвращения колебаний, возникающих в машинах, приборах, системах или сооружениях при их работе. При включенных гидросистемах демпфирование колебаний рулевых приводов определяет устойчивость движения рулевой поверхности. Это демпфирование обусловлено свойствами рулевого привода и рулевой поверхности. Демпфирующие свойства рулевой поверхности характеризуются силами трения в подшипниках навески рулевой поверхности и в конструкции рулевой поверхности при ее колебаниях. Гидроприводы имеют низкие демпфирующие свойства, дефицит которых постоянно ощущается при создании бустерных систем с заданными запасами устойчивости. Поэтому учет демпфирования колебаний собственно рулевой поверхности в общем балансе демпфирующих характеристик системы позволяет точнее оценить ее запасы устойчивости.
При выключении функциональных систем, в том числе и гидросистем, на стоянке самолета рулевые поверхности под действием ветровых возмущений могут перемещаться с определенной скоростью вплоть до механического упора. При остановке рулевой поверхности механическим упором возникает динамическое нагружение системы, которая суммируется с ветровой нагрузкой. Эта суммарная сила воздействует на все элементы системы управления рулями (СУР) и каркас и может привести к разрушению системы. В статье приводятся рекомендации по выбору необходимого демпфирования при включенных и выключенных гидросистемах, а также даны конструктивные решения, позволяющие обеспечить неюбходимое демпфирование колебаний рулей.
172 Следовательно, динамическая устойчивость есть способность самолета без вмешательства летчика восстановить через некоторое время после прекращения действия возмущающей причины первоначальный режим полета — скорость, высоту, перегрузку, направление полета (восстановить невозмущенное движение
175 . Аэродинамическая компенсация рулей
В полете при отклонении рулевых поверхностей возникают шарнирные моменты, которые уравновешиваются усилиями летчика на командных рычагах управления. Эти усилия зависят от размеров и угла отклонения руля, а также от скоростного напора. На современных самолетах усилия управления получаются слишком большими, поэтому приходится в конструкции рулей предусматривать специальные средства для уменьшения шарнирных моментов и уравновешивающих их усилий управления. С этой целью используется аэродинамическая компенсация рулей, суть которой заключается в том, что часть аэродинамических сил руля создают момент относительно оси вращения, противоположный основному шарнирному моменту.
Наибольшее распространение получили следующие виды аэродинамической компенсации:
176-178 Управляемость - это способность самолета должным образом реагировать на отклонение летчиком рулей управления (рулей высоты, поворота и элеронов). Между равновесием, устойчивостью и управляемостью существует определенная взаимосвязь. В общем случае движение самолета оказывается весьма сложным, поэтому для удобства анализа его разлагают на простейшие виды: продольное и боковое.
Соответственно с продольным и боковым движением самолета рассматривают:
- продольное и боковое равновесие;
- продольную и боковую устойчивость;
- продольную и боковую управляемость.
Любое вращение самолета вокруг его центра тяжести можно разложить на вращение вокруг трех взаимно перпендикулярных осей X, У, Z, проходящих через центр тяжести. При изучении устойчивости и управляемости обычно используют связанную систему координат (Рис. 1). В связанной системе координат ось Х1 связана с самолетом, параллельна оси самолета или хорде крыла и находится в плоскости симметрии. Ось У1 находится также в плоскости симметрии, перпендикулярна оси Х1 и направлена вверх. Ось Z перпендикулярна осям Х и У и направлена вдоль правой плоскости.
Соответственно трем осям на самолет действуют следующие моменты.
1. Продольный момент или момент тангажа Mz стремящийся повернуть самолет вокруг оси Z1.
Продольный момент может быть кабрирующим, стремящимся увеличить угол тангажа, или пикирующим, стремящимся уменьшить угол тангажа.
2. Поперечный момент или момент крена Мх, стремящийся повернуть самолет вокруг оси Х1
3. Путевой момент или момент рысканья My, стремящийся повернуть самолет вокруг оси У1 т. е. изменить курс самолета.
177 Элероны (рули крена) — аэродинамические органы управления, симметрично расположенные на задней кромке консолей крыла[1] у самолётов[2] нормальной схемы и самолётов схемы «утка». Элероны предназначены, в первую очередь, для управления углом крена самолёта, при этом элероны отклоняются дифференциально, то есть в противоположные стороны: для крена самолёта вправо правый элерон поворачивается вверх, а левый — вниз; и наоборот. Принцип действия элеронов состоит в том, что у части крыла[3], расположенной перед элероном, поднятым вверх, подъёмная сила уменьшается, а у части крыла перед опущенным элероном подъёмная сила увеличивается; создаётсямомент силы, изменяющий скорость вращения самолёта вокруг оси, близкой к продольной оси самолёта.
179-180 Устойчивость по углу атаки. Этот термин наиболее точно соответствует ситуации, когда модель ЛА, находящаяся в аэродинамической трубе, имеет возможность вращения вокруг центра масс (ЦМ). Модель устойчива по углу атаки (α) в потоке воздуха, если производная аэродинамического коэффициента mz момента тангажа по углу атаки ∂mz/∂(α) меньше нуля:
так как
Аэродинамические коэффициенты), что выполняется, если аэродинамический фокус по углу атаки расположен позади ЦМ (оси вращения модели). ">
((), () — приведённые координаты, в долях САХ, ЦМ и фокуса аэродинамического; см. также Аэродинамические коэффициенты), что выполняется, если аэродинамический фокус по углу атаки расположен позади ЦМ (оси вращения модели).
Устойчивость по перегрузке. Этот термин, в отличие от предыдущего, предполагает возможность перемещения ЦМ ЛА по высоте. Вертикальное перемещение с ускорением (перегрузкой) в сочетании с поступательным движением приводит к криволинейному движению, в котором на ЛА действует дополнительный момент, пропорциональный
что увеличивает общую тенденцию ЛА к восстановлению исходного режима полёта. Указанный дополнительный эффект, в сравнении с устойчивостью по углу атаки, виден из формулы для степени устойчивости по перегрузке:
где — приведённый вес ЛА (G — вес ЛА, S — площадь крыла, (ρ) — плотность воздуха, g — ускорение свободного падения bA — САХ); V — скорость ЛА; (ω) — приведенная скорость тангажа (см. Вращательные производные).
Статическая (моментная) устойчивость ЛА по скорости. Этот термин описывает тенденцию ЛА к восстановлению исходной скорости полёта при наличии возмущений по скорости. Определяющим фактором в этой тенденции является изменение моментов, действующих на ЛА при изменении скорости, что описывается вторым слагаемым в выражении для степени У. самолёта по скорости:
где М — Маха число. Указанные понятия статической У. ЛА сформулированы при условии неизменности положения управляющих аэродинамических поверхностей, то есть при невмешательстве лётчика в управление.
Статическая (силовая) устойчивость ЛА по скорости. Этот термин предполагает определённое вмешательство лётчика или автомата в управление ЛА с целью поддержания горизонтального полёта и описывает тенденцию ЛА к сохранению исходной скорости полёта, исходя из баланса изменений тяги Р и аэродинамического сопротивления Xг. п по скорости в горизонтальном полёте, а условие статической У. ЛА имеет вид:
Путевая статическая устойчивость является аналогом продольной статической У. по углу атаки (mz(α)):
где (β) — угол скольжения .
Поперечная статическая устойчивость — название частной производной безразмерного момента крена по углу скольжения