к чему в первую очередь приводит момент действующий на ла

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_Z_кр.

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_В_Z=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)

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: 712 ; Мы поможем в написании вашей работы!

Источник

Активные силы и моменты, действующие на ЛА в полете

Напомним, что основной задачей механики полета с точки зрения общей механики является так называемая прямая задача механики – определение параметров движения по заданным силам и моментам. Т.е. силы и моменты в большинстве наших задач выступают как некоторые исходные данные, определяемые, как правило, в других, смежных дисциплинах.

В полете на ЛА в общем случае действуют следующие силы:

1. Силы притяжения Земли и друних небесных тел (Луны, Солнца, других планет);

2. Аэродинамические силы, как результат взаимодействия ЛА со средой, в которой происходит движение;

3. Аэростатические силы;

4. Силы тяги двигателей, установленных на ЛА;

5. Дополнительные силы, например, силы реакций при взаимодействии ЛА с другими телами (аппаратами или их частями) при старте, разделении ступеней и т.п.

Сразу следует отметить, что хотя здесь перечислены только силы, в общем случае ЛА испытывает воздействие и моментов от этих сил.

Гравитационное воздействие на ЛА со стороны Земли мы рассмотрели достаточно подробно. Гравитационное влияние других небесных тел будет рассмотрено в разделе “Механика космического полета”, поскольку таковое влияние на ЛА, совершающие полет в пределах атмосферы Земли, пренебрежимо мало.

Аэродинамические силы и моменты

Все аэродинамические силы, действующие на различные части ЛА, можно привести к результирующей полной аэродинамической силе (действующей на ЛА в целом и проходящей через центр масс ЛА) и результирующему полному аэродинамическому моменту (действующей на ЛА в целом относительно его центра масс). Величина и направление и зависят от многих факторов, в том числе от и т.д.

Полная сила принципиально может быть представлена в виде составляющих по осям любой наиболее удобной СК. Для определенности будем в дальнейшем полагать, что полная аэродинамическая сила в качестве исходных данных представлена в виде составляющих по осям скоростной СК , т.е. в виде

— сила лобового сопротивления ЛА;

— подъемная сила ЛА;

— боковая сила ЛА;

— безразмерные аэродинамические коэффициенты, зависящие от многих факторов, главным образом от формы и размеров ЛА, скорости и высоты полета, углов , , и многих других.

Полный аэродинамический момент обычно представляют в виде составляющих по осям связанной СК , т.е. в виде

— момент крена;

— момент рыскания;

— момент тангажа

— безразмерные коэффициенты момента, зависящие от тех же факторов, что и , но и некоторых дополнительных, например, от угловых скоростей вращения ЛА .

Аэростатические силы

Отметим, что большинство движущихся объектов современной летательной техники являются аппаратами так называемой большой относительной плотности, т.е. такими аппаратами, плотность которых (отношение массы к объему) на 2-3 порядка превышает плотность окружающей среды. Для таких аппаратов влияние сил аэростатической природы (а также сил, обусловленных инерцией присоединенных масс среды) является пренебрежимо малым. Именно такие аппараты главным образом мы и имеем в виду в нашем курсе.

Вопросы динамики аппаратов малой относительной плотности (дирижабли, аэростаты, подводные аппараты) рассмотрены в специальной литературе.

Силы тяги двигателей

Общая характеристика и методы расчета сил тяги двигателей, установленных на ЛА, широко представлены в соответствующей литературе. Отметим только, что суммарная (полная) сила тяги может не проходить через центр масс ЛА и вызывает в этом случае дополнительный момент, действующий относительно центра масс ЛА.

Дополнительные силы

Под дополнительными силами обычно понимаются силы, характерные для так называемых переходных участков траекторий – при старте, разделении ступеней, отделении головных частей и др. Для таких участков траектории характерны также резкие изменения характеристик ЛА и его частей, ДУ, а также режимов работы системы управления; специфичны также и действующие возмущения.

По этим причинам исследование переходных участков траектории представляет собой самостоятельную совокупность задач, объединяемых аналогичностью динамических процессов и идентичностью постановок задач. Во всех таких задачах основным элементом является определение сил, действующих на ЛА. Для этого обычно разрабатываются свои, специфичные методы с учетом конкретных особенностей конструкции ЛА, работы систем и особенностей задачи.

В заключение для иллюстрации на рисунках 2.15 и 2.16 представлены схемы некоторых углов и действующих на ЛА сил при полете строго в вертикальной и строго в горизонтальной плоскостях.

Рис. 2.15. Схема углов и сил, действующих на ракету сил при полете строго в вертикальной плоскости

Рис. 2.16. Схема углов и сил, действующих на ракету сил при полете строго в горизонтальной плоскости

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

Источник

20 Аэродинамические моменты летательного аппарата

Тема 7. Аэродинамические моменты летательного аппарата

7.1. Аэродинамические моменты, действующие на летательный аппарат, и их коэффициенты

Равнодействующая аэродинамических сил R_А создает относительно центра масс самолета момент М_R. Изменяя величину и направление этого момента можно управлять самолетом. Для этого на самолете используются рулевые поверхности.

Разложение момента М_R на оси связанной системы координат дает следующие составляющие:

Рекомендуемые файлы

Момент М_R 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 М_R 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 М_х и М_у отсутствуют и возникает только момент тангажа М_z, действующий в продольном канале (относительно поперечной оси Z)

В общем случае М_z создается нормальной силой Y, приложенной в центре давления

Из рисунка видно, что момент М_z определяется выражением:

Коэффициент продольного момента:

m_z= (7.3)

При малых углах атаки можно полагать с_у » с_уа. Тогда

(7.4)

(7.5)

При бессрывном обтекании самолета момент тангажа, как и коэффициент подъемной силы, линейно зависит от угла атаки

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.

Используя правила параллельного переноса сил можно записать, что момент М_z относительно центра масс самолета

(7.6)

(7.7)

Так как по определению фокуса момент М_ZF остается постоянным при изменении , в том числе таким же, как и при _о (c_у=0), то очевидно, что М_ZF=М_ZO и m_ZF=m_ZO. Поэтому, при достаточно малых (в пределах линейной зависимости m_z от ) 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

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).

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.

Одним из способов борьбы с этим явлением является применение на самолете «наплыва».

Коэффициент m_ZO также изменяется по числам М

Понятие аэродинамического фокуса используется при рассмотрении вопросов устойчивости самолета.

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. При этом возникает приращение подъемной силы DY_а, приложенное в фокусе, и приращение момента DМ_Z. Если фокус расположен за центром масс, то DМ_z будет направлен на уменьшение .