Читайте также: |
|
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
<== предыдущая страница | | | следующая страница ==> |
Аэродинамические управляющие моменты тангажа | | | Момент тангажа от тяги двигателей |