ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Составляющие сил и моментов из "Управление и стабилизация в аэродинамике " Аналогичные выражения можно написать для векторов и 7И в связанной системе координат с той разницей, что составляющие вектора силы будут X, У, 2, а вектора момента — Мх, Му, М . [c.13] Проекции вектора в той и другой системах координат имеют одно и то же название, а именно составляющие относительно осей и л называются моментом крена (соответственно, М ), составляющие относительно осей уа и у — моментом рыскания (Му, Му), составляющие относительно осей 2а и г — моментом тангажа (Мга, М )- Положительным будем считать момент, который стремится повернуть летательный аппарат против часовой стрелки (если вести наблюдение за движением с конца вектора момента). В соответствии с принятым расположением осей координат на рис. 1.1.1 положительный момент увеличивает угол атаки, отрицательный — уменьшает. [c.14] Коэффициенты Сх , Су , Сха называются соответственно аэродинамическими коэффициентами силы лобового сопротивления, подъемной и боковой сил, а коэффициенты, т,,, т, —аэродинамическими коэффициентами мо-ментов крена, рыскания и тангажа. [c.14] Для связанной системы координат вводятся соответствующие аэродинамические коэффициенты. При этом коэффициенты сил обозначаются через Сх, Су, Сг и называются аэродинамическими коэффициентами продольной (осевой), нормальной и поперечной сил. Коэффициенты момента т , Шу, т , носят такие же названия, как и в поточных координатах. [c.14] Здесь коэффициет Суо, его производные с °°= дс дШ , с у = дСу/дх, Су = = дсу1д и другие вычисляются для некоторых начальных значений параметров. При этом если такие значения равны нулю, то следует принять Да = а, Аа = а и Т. Д. [c.15] Первые семь членов в (1.1.5) определяют статические, а остальные — динамические составляющие аэродинамических коэффициентов. Статические составляющие соответствуют стационарным условиям обтекания аппарата, при которых его скорость постоянная, углы атаки и скольжения, а также углы отклонения рулей фиксированы. Динамические составляющие возникают при нестационарном (неуста-новившемся) движении, сопровождающемся ускорением или замедлением обтекающего потока, вращением аппарата и изменением по времени углов поворота рулей. [c.16] Гипотеза стационарности. Нахождение аэродинамических параметров летательных аппаратов при их неустановившемся движении, характеризующемся изменением кинематических параметров по времени, представляет собой обычно весьма сложную задачу. Для практических целей используют упрощенные методы решения этой задачи. Такое упрощение возможно для тех случаев, когда указанное изменение происходит достаточно медленно. Это характерно для многих летательных аппаратов. При определении их аэродинамических характеристик можно исходить из гипотезы стационарности, в соответствии с которой эти характеристики в неустановившемся движении принимаются такими, как в установившемся, и определяются кинематическими параметрами этого движения в данный момент времени. [c.16] При этом абсолютная величина коэффициента обязательно зависит от воздействия таких органов. Это обусловлено изменением углов атаки и скольжения при отклонении рулей. При этом значения углов а, р соответствуют положению статического равновесия аппарата. Для сохранения заданных условий полета необходимо зафиксировать рули. Такой полет при зажатых рулях — уже неуправляемый. Его режим полностью определяется значениями производных устойчивости, которые зависят от собственных аэродинамических свойств летательного аппарата (в случае, если органы управления отсутствуют или если такие органы управления зафиксированы). [c.17] Вернуться к основной статье