Центровка самолета

Рис. 1.32. Средняя аэродинамическая хорда (а) и изменение центровки самолета (б)

Расчет изменения центровки. Центровка самолета изменяется при добавлении, снятии и перемещении грузов на самолете. Расчет изменения центровки производится следующим путем. Если на-самолет весом О добавлен груз 0 позади ц. т. на расстоянии I (рис. 1.32, б), то новый вес самолета равен О -f Oj и новый ц. т. самолета относительно старого ц. т. смещается назад на расстояние [c.70]

Пример. Определить центровку самолета после добавления в хвостовую часть самолета груза весом 200 кГ на расстоянии 2 л от ц. т., если при [c.70]

Центровка самолета при различных вариантах загрузки не должна выходить за пределы эксплуатационного диапазона. [c.158]

Системы измерения, управления выработкой топлива и центровкой самолета [c.246]

Принцип действия автоматического управления центровкой самолета основан на выравнивании топливных моментов топливной системы путем перекачки топлива. В качестве датчиков используются емкостные датчики топливомера. [c.247]

Пример. Найти центровку самолета, если Хо = 0,5 м = 2,5 м. [c.278]

Центровка самолета может измениться при добавлении, снятии или перемещении грузов на самолете. [c.278]

Рис. 11.04. К определению центровки самолета

Рис. 11.05. Изменение центровки самолета при добавлении груза в хвостовую часть фюзеляжа

Зависимость продольной устойчивости и управляемости от центровки самолета [c.307]

Чем более передней является центровка самолета при данном положении фокуса, тем он более устойчив по перегрузке, и наоборот. [c.307]

Влияние центровки самолета на балансировочные кривые [c.307]

Рис. 13.01. Зависимость расхода усилий на единицу перегрузки от центровки самолета (пример)

Основными конструктивно-эксплуатационными мероприятиями, облегчающими вывод самолета из штопора и уменьшающими запаздывание остановки вращения являются а) передняя центровка самолета, увеличивающая пикирующий момент крыла [c.364]

У современных самолетов при выборе потребной степени путевой статической устойчивости критическими являются режимы полета на наибольших допустимых в эксплуатации значениях числа М и угла атаки, а в некоторых случаях и скоростного напора. Вот почему при проектировании скоростных самолетов именно из условий полета на этих режимах выбирают параметры, влияющие на путевую устойчивость (в первую очередь площадь и плечо вертикального оперения). Если при этом учитывать, что при перемещении центра тяжести самолета назад уменьшается степень его путевой статической устойчивости, так как уменьшается плечо вертикального хвостового оперения, то достаточность степени путевой статической устойчивости на указанных критических режимах полета необходимо проверять при предельно задней эксплуатационной центровке самолета. [c.99]

ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА — расстояние от центра тяжести до начала САХ, выраженное в процентах ее длины. [c.228]

Моменты, вызванные действиями пилота. К ним относятся моменты, возникающие в результате отклонения органов управления, закрылков, выпуска или уборки шасси, изменения режима работы двигателей, изменения центровки самолета и т. п. [c.36]

Принцип действия автоматического управления центровкой самолета основан на выравнивании топливных моментов топливной системы летательного аппарата за счет управления порядком выработки из баков. В качестве датчиков используются емкостные датчики топливо-мера. [c.382]

Весовые операции При проектировании и постройке самолетов — весовые планы и лимиты, весовые сводки и спецификации, весовые журналы, центровки — теоретические и по взвешиванию, весовой контроль, учет и статистика. Сообразно с общим ходом проектирования самолета и его постройки и испытаний протекают и весовые операции в самолетостроении, к-рые в общей последовательности проектирования состоят из а) весовых планов или т. н. весовых лимитов, задаваемых конструкторам в виде сводок по наиболее крупным деталям и агрегатам самолета и элементам нагрузки в соответствии с установленной классификацией, б) весовых спецификаций в результате подсчета весов в процессе проектирования и на основе весовой разбивки, в) сводок и спецификаций весового журнала, по к-рому фиксируются веса деталей и агрегатов по взвешиванию и сопоставлению с расчетными весами, и г) центровки самолета, составляемой в самом начале проектирования на основе весовой сводки по лимитным весам, а в последующем — по расчетным (уточненным) весам и окончательно на основе взвешивания готового к полету самолета с определением его ц. т. Весовые операции в первых их этапах базируются гл. обр. на статистич. материале в результате соответствующей обработки идентичных типов самолетов и их аналогов поэтому весовой статистике в самолетостроении придается огромное значение. Весовая статистика, полученная, как было указано выше, в результате обработки учетного материала, характерна выборкой материала учета, являющейся основным ее приемом. Эта выборка в результате анализа и обработки сводится в таблицы, диаграммы, графики и т. п. и позволяет установить т., н. статистич. закономерности одних весовых элементов с другими и с различными параметрами или показателями конструкции. [c.326]

Отклонение закрылков вызывает приращение подъемной силы за центром масс самолета, что приводит к появлению момента пикирования, и при ручном управлении закрылками в бою их благоприятное влияние на качество самолета снижается вследствие балансировочных потерь. В случае автоматического управления закрылками наряду с появлением момента пикирования происходит увеличение угла атаки, т. е. появляется стабилизирующий эффект. Если закрылки могут отклоняться на всех режимах дозвукового полета, преимущество этого эффекта можно реализовать, сдвинув центровку самолета назад и уменьшив при этом балансировочные потери. [c.92]

Отклонение носка крыла оказывает небольшое влияние на устойчивость и балансировку самолета вследствие того, что отклоненный носок обеспечивает в основном безотрывное обтекание всего крыла при больших углах атаки и почти не создает дополнительной местной подъемной силы. Наплывы же при больших углах атаки приводят к появлению значительной местной подъемной силы, приложенной перед центром масс самолета, поэтому их влияние на устойчивость самолета противоположно воздействию автоматически управляемых закрылков они создают значительный дестабилизирующий эффект, усиливающийся при увеличении угла атаки. При собственной устойчивости самолета наличие наплывов требует значительно более передней центровки, расчет которой проводится при большом угле атаки. По этим причинам для улучшения боевых характеристик самолета наплывы и закрылки разрабатывались одновременно с определением необходимой центровки самолета, чтобы их преимущества были реализованы полностью. [c.92]

Баки должны располагаться а самолете так, чтобы выработка топлива минимально сказывалась на изменении центровки самолета и центровка находилась бы в пределах, допустимых для данного самолета. [c.10]

Размещение передних и задних баков на разном расстоянии от центра тяжести самолета оказывает большое влияние на центровку самолета при выработке топлива. [c.125]

Топливна.ч система должна быть избавлена от указанных недостатков, присущих самолету Ме-262. Топливо должно вырабатываться из баков таким образом, чтобы без вмешательства летчика центровка самолета не изменялась при выработке топлива. [c.127]

При рассмотрении условий равновесия момегггов сил следует выбрать оси, проходящие через центр тяжести самолета. Чтобы обеспечить равновесие моментов, при проектировании самолета стремятся прежде всего к тому, чтобы момент каждой из действующих сил от1юсптельно центра тяжести в отдельности по возможности был близок к нулю (для силы тяготения это получается само собой). Далее, ось винта располагают так, чтобы она проходила через центр тяжести и чтобы момент силы тяги относительно центра тяжести был равен нулю. Наконец, при выборе положения крыльев стремятся к тому, чтобы равнодействующая аэродинамических сил (подъемной силы и лобового сопротивления) проходила через центр тяжести самолета. (Конечно, совершенно точно этого сделать нельзя, но, как будет видно из дальнейшего, это и не требуетс51.) Из сказанного ясно, какое значение имеет положение центра тяжести самолета или центровка самолета. [c.570]

Электроемкостные топливомеры типа СЭТС состоят из измерительной и автоматической частей. В состав топливомеров типа СПУТ, ТАЦ и АЦТ входят устройства для автоматического управления центровкой самолета при выработке топлива. [c.246]

Пример. Определить центровку самолета после добавления в хвостовую часть груза в 100 кг на расстоянии 4 ж от ЦТ, если при первоначальном весе 7900 кг самолет имел центровку 25% САХ 6сах = 2,5 м. [c.279]

Изменение центровки самолета может оказать очень аильное влияние на его пилотажные свойства. Поэтому, в частности, на многих современных самолетах предусматриваются автоматические устройства, обеспечивающие такой порядок расходования топлива, при котором центр тяжести самолета изменяет свое положение лишь в небольших пределах. В случае отказа или отсутствия такой автоматики это регулирование может осуществлять экипаж самолета. [c.279]

На рис. 13.01 показана примерная зависимость расхода усилий на единицу перегрузки от центровки, подтверждающая это положение. При центровке 15%САХ расход усилий равен 39 кг, это означает, что при развороте с перегрузкой Пу= 2 придется тянуть ручку с силой, на 39 кг большей, чем в горизонтальном полете. Если же центровка 28,5%, то расход усилий равен нулю, т. е. при любой перегрузке усилие на ручке такое же, как в горизонтальном полете. Нетрудно убедиться в том, что при этой центровке самолет неустойчив по перегрузке. Действительно, если бы он был даже нейтрален, т. е. ЦТ и фокус совпадали, требовалось бы некоторое усилие для прео долбния демпфирующего момента. А раз усилия не требуется, значит демпфирующий момент урав.новешивается дестабилизирующим моментом, т. е. фокус находится впереди ЦТ. [c.331]

Для контроля суммарного количества топлива, количества топлива в группах баков, автоматического управления порядком расходования топлива, сигнализации остатка топлива и управления заправкой самолета применяются элект-роемкостные топливомеры типов СЭТС, ТАЦ, АЦТ, СПУТ. Электроемкостные топливомеры типов ТАЦ и АЦТ обеспечивают также автоматическую центровку самолета при выработке топлива. [c.382]

Теоретические основы веса и расчеты (связь веса с летными, размерными, прочностными и другими характеристиками самолета). Теоретическим или расчетным весом самолета является вес, полученный путем подсчетов, обработки статистич. данных на основе графиков, диаграмм и весовых ф-л и на основе весовой классификации. Этот расчетный вес фигурирует во всех расчетах самолетов — аэродинамическо.м, прочности, устойчивости и в центровке самолета. Точность определения этого веса во многих случаях может иметь решающее вначение, т. к. оп сохраняет свою силу до момента взвешивания самолета и его агрегатов степенью расхождения последнего с расчетным весом определяется проводимая конструкторским бюро и предприятием весовая культура. В явной форме расчетный вес входит в ф-лы а) псдъ- [c.325]

Неблагоприятной особенностью аэрофинишерной посадки является захват аэрофинишера в воздухе, возникающий, когда летчик делает попытку выполнения запоздалого ухода на второй круг или исправления каких-либо ошибок увеличением положительного угла тангажа у самой палубы, при этом создается большой угол тангажа на малой скорости снижения и происходит захват троса аэрофинишера до приземления, как показано на рис. 2.15. В зависимости от геометрии шасси и тормозного крюка и центровки самолета результирующая тормозящая сила может оказаться ниже центра тяжести, создавая значительный пикирующий момент. Скорость опускания носа самолета, которая разовьется к моменту касания носовой стойкой шасси палубы, может привести к большим вертикальным скоростям в момент приземления и к большим нагрузкам на шасси, эквивалентным нагрузкам, испытываемым на посадочных [c.265]

Топливная система на самолете Ме-262 имеет большие недостатки, вызванные компоновкой самолета. Топливные баки расположены на различном удалении от центра тяжести, в результате чего при выработке топлива существенно изменяется центровка самолета. Для сохранения нормальной центровки летчику вручается специальная инструкция о порядке выработки топлива из разных баков. Чрезвычайносложные варианты выработки и перекачки топлива усложняют эксплоатацию самолета в воздухе, приковывают внимание летчика к топливной системе, так как несоблюдение порядка выработки влечет за собой ухудшение управляемости и устойчивости самолета. [c.127]

К лету 1923 г. самолет был построен. Испытывать его должен был К. К, Арцеулов — известный летчик, впервые в России выполнивший преднамеренный штопор. В первом же полете 15 августа 1923 г. произошла авария сразу после отрыва от земли самолет круто пошел вверх несмотря на то, что летчик с максимальным усилием отжимал ручку управления от себя (на пикирование), скорость стала снижаться, летчик выключил мотор, самолет, потеряв скорость, завис и с небольшой высоты (по разным источникам от 15 до 50 м) упал на землю. Быстрые и грамотные действия летчика спасли ему жизнь, но самолет разрушился. Последующий анализ причин аварии показал, что она стала следствием чрезмерно задней центровки самолета (52% средней аэродинамической хор вместо общепринятых 20—30%), т. е. из-за статической неустойчивости. Эго со всей очевидностью подтвердили детальные исследования модели ИЛ-400 в аэродинамической трубе ЦАГИ, где было выявлено влияние положения центра тяжести на продольную устойчивость этого истребителя и разработаны соответствующие рекомендации для конструкторов. [c.113]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...