Студопедия
Случайная страница | ТОМ-1 | ТОМ-2 | ТОМ-3
АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатика
ИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханика
ОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторика
СоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансы
ХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника

Самолета в установившемся горизонтальном полете

Читайте также:
  1. В криволинейном неустановившемся движении
  2. Ветер в Свободном Полете.
  3. ВЛИЯНИЕ МАССЫ САМОЛЕТА НА ПОТРЕБНЫЕ СКОРОСТИ.
  4. Горизонтальном полете
  5. ЖЕНЩИНА В СВОБОДНОМ ПОЛЕТЕ
  6. Жизнь в Свободном Полете.
  7. Завод в Свободном Полете.

 

Запишем коэффициент аэродинамического момента тангажа в следующем виде

. (2.32)

Пусть , тогда

. (2.33)

Введем следующие обозначения:

,

где - коэффициент момента тангажа самолета при нулевой подъемной силе, равном нулю и равном нулю;

,

где - относительная величина аэродинамического фо-куса самолета по углу атаки. Тогда

(2.34)

где - коэффициент аэродинамической подъемной силы самолета, обусловленный изменением только угла атаки от до ,

,

,

.

Отметим, что частная производная является важной величиной, характеризующей продольную статическую устойчивость самолета.

Запишем выражение для в окончательном виде . (2.35)

Сделаем два замечания.

1. Если на самолете используется управляемый стабилизатор (руль высоты отсутствует), то , .

2. Если , то надо добавить коэффициент момента от продольной силы .

Полученные для соотношения справедливы при линейной зависимости аэродинамических сил на крыле и оперении от местного угла атаки. На рис. 6 показана зависимость самолета нормальной схемы при различных положениях руля высоты, постоянного числа Маха и .

 

Рис. 6. Примерная зависимость

 

В районе линейность нарушается из-за попадания оперения в зону интенсивного торможения или скоса потока.

На величину момента тангажа существенное влияние оказывает центровка (положение центра масс) самолета и число полета.

При величина , при , а при . Им соответствует разный наклон зависимостей .

Рассмотрим влияние числа полета. Входящие в выражение для аэродинамические характеристики при изменении числа изменяются, причем различным образом в областях , и , где - критическое число Маха. При изменении числа Маха существенно изменяется положение фокуса самолета. С ростом числа полета, начиная с и до фокус смещается назад. При и смещении будет изменяться производная , т.е. наклон кривой будет зависеть от числа полета. Поэтому каждому числу Маха будет соответствовать своя зависимость .

Поскольку для установившегося горизонтального полета , то задаваясь числами , для которых построены пунктирные кривые , получим и, следовательно, зависи­мость (рис. 7). Сплошная линия соответствует установившемуся горизонтальному полету на заданной высоте.

 

Рис.7. Влияние сжимаемости воздуха на аэродинамический момент тангажа самолета с прямым крылом

 

 


Дата добавления: 2015-07-08; просмотров: 186 | Нарушение авторских прав


 

 

Читайте в этой же книге: Введение | Понятия устойчивости и управляемости самолета | Момент тангажа самолета | Момент тангажа крыла | Момент тангажа самолета без горизонтального оперения | Момент тангажа горизонтального оперения | В криволинейном неустановившемся движении | Устойчивость по перегрузке | Устойчивость по скорости | Шарнирные моменты органов управления самолетом |
<== предыдущая страница | следующая страница ==>
Аэродинамические управляющие моменты тангажа| Момент тангажа от тяги двигателей

mybiblioteka.su - 2015-2022 год. (0.031 сек.)