Момент аэродинамический статический

Момент аэродинамический статический 36 [c.415]

Способ определения аэродинамических сил, действующих на фюзеляж и хвостовое оперение вертолета, можно найти в любом руководстве по устойчивости и управляемости самолета. Вклад фюзеляжа в производные устойчивости равен нулю на режиме висения и возрастает с увеличением скорости. Сопротивление фюзеляжа увеличивает демпфирование Хи и Zw, а продольный балансировочный момент дает составляющую (часто дестабилизирующую) производной Ми- Фюзеляж вертолета создает также дестабилизирующие моменты по углам атаки и скольжения Mw и Nv Остальные составляющие производных устойчивости определяются стабилизатором и килем (если вертолет не имеет крыла). Стабилизатор создает момент, соответствующий статической устойчивости по углу атаки, что компенсирует дестабилизирующее влияние несущего винта. Кроме того, стабилизатор обусловливает продольное демпфирование Mq (механизм его появления такой же, как и для М ), складывающееся с демпфированием от несущего винта, а также составляющие производных вертикальной силы Zw и Zq, порожденные подъемной силой стабилизатора. Наконец, стабилизатор увеличивает устойчивость по скорости Ми и создает производные [c.750]

СРЕДНЯЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ХОРДА (САХ) — хорда прямоугольного крыла без поперечного V, равновеликого по площади данному крылу и имеющего тот же момент продольной статической устойчивости [c.227]

Аэродинамические статические моменты возникают за счет изменения угла атаки или угла скольжения вследствие нарушения равновесия самолета под воздействием возмущения (порывы воздуха, отклонения рулей и др.). [c.36]

Статический момент аэродинамических сил в связанной системе l oop [c.58]

Итак, полагая, что на ракету в общем случае действуют аэродинамические. моменты (включая статический аэродинамический момент и [c.85]

Действительно, явление потери устойчивости ракеты в полете выражается в факте неконтролируемого изменения ее пространственной ориентации, вследствие чего возможно опрокидывание ракеты и последующее разрушение. Следовательно, для обеспечения устойчивого полета в условиях действия различных возмущающих моментов (в том числе аэродинамического опрокидывающего момента, вызванного статической неустойчивостью ракеты, динамических моментов, порожденных упругими колебаниями корпуса ракеты и подвижностью ее жидкого наполнения, моментов от эксцентриситетов тяги ДУ и т.д.) необходимо осуществлять контроль и коррекцию ориентации ракеты [c.264]

Потеря устойчивости сверла приводит к искривлению осевой линии отверстия. Основ-ная особенность данной задачи заключается в том, что положение главных осей сечения стержня по отношению к декартовым осям х2, xz) зависит от координаты Х]. На рис. В.22 показан прямолинейный стержень, находящийся в потоке жидкости или воздуха. Внешний поток, обтекающий стержень, приводит к появлению распределенных аэродинамических сил (qa) и распределенного аэродинамического момента (ца), которые при определенных условиях могут вызвать потерю статической устойчивости стержня в потоке. [c.11]

В книге рассматриваются аэродинамические схемы и соответствующие аэродинамические характеристики летательных аппаратов как объектов управления и стабилизации, анализируются понятия устойчивости (статической и динамической), приводятся методы расчета аэродинамических сил и моментов, оказывающих воздействие на устойчивость и управляемость, излагаются схемы, принципы действия, а также методы расчета органов управления (аэродинамических, газодинамических, комбинированных), даются сведения об управлении пограничным слоем (УПС), отрывными течениями, трением, теплопередачей, лобовым сопротивлением и подъемной силой. [c.4]

Состояние статического равновесия летательного аппарата определяется условиями полета и соответствующим силовым воздействием, при которых суммарный аэродинамический момент относительно центра масс в случае [c.30]

Для анализа боковой устойчивости летательного аппарата требуется совместное рассмотрение характера изменения углов крена и скольжения при одновременном действии возмущающих моментов крена М . и рыскания Му. Если после прекращения такого воздействия эти углы уменьшаются, стремясь к первоначальным значениям, имеет место боковая статическая устойчивость. Таким образом, при исследовании боковой устойчивости следует, строго говоря, рассматривать одновременно изменение аэродинамических коэффициентов и Шу. Однако в большинстве практических случаев боковую устойчивость можно разделить на два более простых вида — поперечную статическую устойчивость (устойчивость крена) и статическую устойчивость пути — и изучать их отдельно, рассматривая изменение соответствующих коэффициентов гпх у), гпу < ). [c.35]

Анализ производных аэродинамических моментов по а или (3 позволяет установить, обладает ли тело тем или иным видом статической устойчивости. Однако для оценки летных качеств движущегося тела недостаточно такого анализа, так как он не дает ответа на вопрос о характере движения тела после прекращения действия возмущения, о величинах параметров, определяющих это движение. [c.37]

Кольцевые нормальные и поперечные силы Qm и моменты MiK от ветра определяются для всех воздействий, на которые раскладывается эпюра ветрового давления в соответствии с разложением аэродинамического коэффициента. При этом усилия определяются из расчета кольца единичной высоты (отмечены ниже индексом о ) и дополнительно из расчета, учитывающего статическую неопределимость сооружения (отмечены индексом [c.296]

Вертолет не теряет устойчивости, а лишь наклоняется на угол, величина которого пропорциональна статическому моменту оторвавшегося участка лопасти и угловой скорости вращения винта и обратно пропорциональна величине производной аэродинамического демпфирования в плоскости наклона. [c.54]

Перспективной, на наш взгляд, является разработанная также в СССР конструкция устройства для статического уравновешивания дискообразных деталей и узлов в сборе, содержащего аэродинамические опоры, па которые своими цапфами или посредством оправки устанавливается балансируемая деталь, и измерительную систему, осуществляющую контроль величины неуравновешенного момента детали, включающую датчик угла, датчик момента и усилитель, включенные по компенсационной схеме [19]. Использование аэродинамических опор в подобных устройствах вследствие очень малого [c.129]

При аэродинамических испытаниях модельного колеса замеряются момент и числа оборотов ведущего вала, расход воздуха через коллектор, полные и статические давления на входе и выходе из колеса. [c.69]

В работе [D.5] проанализированы общие-требования к профилю лопасти и определены пути улучшения характеристик профиля. Опыт показывает, что хотя обтекание лопасти трехмерно и нестационарно, можно добиться существенного улучшения характеристик несущего винта и снижения нагрузок при рассмотрении только двумерных статических характеристик профиля. Установлено, что в общем случае требованиям по срыву и сжимаемости (высокий максимальный коэффициент подъемной силы при средних числах Маха и высокое Мкр при малых углах атаки) можно удовлетворить только путем компромисса. Лучше использовать разные профили в середине лопасти (где доминируют эффекты срыва) и на конце (где доминируют эффекты сжимаемости). Были сопоставлены аэродинамические характеристики ряда профилей для лопастей несущих винтов, как стандартных, так и недавно разработанных. Последние обнаруживают определенные преимущества, в частности, в отношении максимального коэффициента подъемной силы при М = 0,6 и сопротивления при докритических числах Маха. Желаемые дальнейшие улучшения касаются увеличения Мкр, увеличения максимального коэффициента подъемной силы при низких М и уменьшения шарнирных моментов. [c.317]

Экспериментальные исследования динамического срыва обычно проводятся как н.а винтах, так и на крыльях в плоскопараллельном потоке. В последнем случае применяются установки, позволяющие производить периодические изменения угла атаки крыла, установленного в аэродинамической трубе. Среднее значение и амплитуда изменения угла атаки, а также частота колебаний выбираются таким образом, чтобы они соответствовали условиям работы сечения лопасти винта. При этом среднее значение и амплитуда колебаний угла атаки должны быть достаточно велики и близки по величине. Частота колебаний должна соответствовать частоте вращения винта (одно колебание за один оборот винта). Установка должна обеспечивать возможность измерения давлений, нагрузок в сечении и других параметров в течение цикла колебаний. Иллюстративный пример экспериментальных аэродинамических характеристик профиля колеблющегося крыла показан на рис. 16.2 (на самом деле экспериментальные данные характеризуются большим разбросом величин нагрузки при уменьшении угла атаки). Приведенные кривые свидетельствуют о том, что срыв при больших скоростях увеличения угла атаки сильно затягивается, а нагрузки значительно превышают статические. Как видим, имеет место гистерезис изменения нестационарных нагрузок, поскольку подъемная сила и момент зависят не только от текущего значения угла атаки, но и от истории движения профиля. [c.800]

Предположим, что внешнее возмущение вывело самолет из исходного режима так, что он повернулся на некоторый угол относительно направления своего полета. Иными словами, вектор скорости вышел из плоскости симметрии, т. е. возникло скольжение. При этом все части самолета — крылья, оперение, фюзеляж, мотогондолы — начинают обтекаться несимметрично, вследствие чего немедленно появляются аэродинамические моменты крена Мх и рыскания Му (рис. 1). Возникающий при скольжении момент рыскания стремится довернуть самолет в сторону скольжения и тем самым устранить последнее. В этом и проявляется действие путевой статической устойчивости. Поведение самолета здесь можно уподобить поведению флюгера, всегда стремящегося занять положение в плоскости потока обтекания. Поэтому путевую устойчивость самолета часто называют флюгерной. [c.69]

Чтобы объяснить это влияние, рассмотрим вначале особенности движения двух идеальных самолетов, кренящихся с некоторой угловой скоростью. Будем считать, что они движутся под действием только аэродинамических сил и моментов (инерционные моменты отсутствуют). Пусть первый из них обладает бесконечно большим запасом продольной и путевой статической устойчивости, а второй статически нейтрален в продольном и путевом отношении, иными словами, его запасы продольной и путевой устойчивости равны нулю. [c.108]

Предположим, что эти самолеты совершают прямолинейный горизонтальный полет с некоторым углом атаки без скольжения. Если к первому приложить момент крена (например, отклонить элероны), то он начнет вращаться, не меняя исходных значений углов атаки и скольжения. Обусловливается такое поведение в данном случае бесконечно большими запасами статической устойчивости, т. е, при изменении этих углов возникают бесконечно большие восстанавливающие аэродинамические моменты, которые немедленно возвращают самолет к исходным углам атаки и скольжения. [c.108]

В полете на дозвуковых скоростях практически на любом самолете отклонением руля высоты (управляемого стабилизатора) можно создать аэродинамические моменты, выводящие самолет на критический угол атаки. При сверхзвуковых скоростях вследствие значительного увеличения степени продольной статической устойчивости самолета и уменьшения эффективности руля высоты (стабилизатора) даже полным отклонением штурвала или ручки на себя самолет обычно уже не может быть выведен на критические углы атаки, если при этом нет крена и рыскания. [c.167]

Если степень продольной статической устойчивости достаточна велика, то дестабилизирующий инерционный момент уравновесится восстанавливающим (стабилизирующим) аэродинамическим моментом устойчивости. Чтобы возник ста- [c.187]

СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ — раздел аэродинамики, изучающий равновесие аэродинамических моментов, которое может быть устойчивым, безразличным или неустойчивым. Статическая устойчивость самолета рассматривается как необходимое, но недостаточное условие устойчивости движения. [c.227]

В случае синхронизированного крена может случиться, что колебание угла атаки, начинающееся при достаточно большой амплитуде, стремится к предельному циклу или даже неограниченно нарастает. Это особенно неблагоприятное поведение вызывается перекрестным статическим моментом, который возникает при наличии угла атаки в самом деле, при определенных условиях момент крена, индуцированный углом атаки, приводит к тому, что аэродинамический угол ф находится в области, в которой перекрестный момент имеет направление, способствующее нарастанию колебаний. [c.177]

Нелинейное изменение аэродинамических моментов, особенно момента Магнуса и перекрестного статического момента, кото- [c.184]

Такой подход неприменим при быстропеременных процессах, например, порывах ветра, соударениях летательных аппаратов с другими телами, ударными волнами и т. п. Вместе с тем, он может быть использован и при таких сложных явлениях, как статический гистерезис, когда структура обтекания и, как следствие, аэродинамические коэффициенты тела отличаются при одном и том же угле атаки в зависимости от предыстории движения — уменьшался или увеличивался угол атаки или скольжения до этого момента. В этом случае выбор ветви зависимости статического аэродинамического момента от угла атаки или скольжения осуществляют по знаку угловой скорости. [c.12]

К возникновению той или иной частоты. В частности, для оперенной статически устойчивой ракеты первой проявляется собственная частота колебаний жесткого корпуса в аэродинамическом потоке. Роль восстанавливающего момента играет аэродинамический статический момент, а частота зависит как от запаса устойчивости, так и от момента инерции ракеты относительно поперечной оси. Ракета колеблется подобно флюгеру относительно среднего положения, заданного ей управляющими органами. Для длинной ракеты с тонкими несущими баками в спектре частот становится заметной частота поперечных из-гибных колебаний корпуса как упругой балки. При анализе можно обнаружить и другие характерные частоты, причем все они меняются во времени по мере изменения массы ракеты и траекторных параметров. В некоторых случаях амплитуда отдельных форм колебаний может принять недопустимо большие значения. Тогда приходится доискиваться до причин возникновения такого типа колебаний и принимать меры к их устранению. [c.297]

Гл. II посвящена изучению методов расчета аэродинамических сил и моментов, создаваемых несущими поверхностями (крыльями) и стабилизирующими устройствами (оперением), воздействие которых обеспечивает устойчивость и управляемость летательного аппарата. При этом рассматриваются различные конфигурации летательных аппаратов (типа корпус — оперение , корпус — оперение — крылья ) с плоским или полюсобразным расположением несущих (стабилизирующих) поверхностей. Влияние интерференции несущих поверхностей с корпусом на величину нормальной (боковой) силы и соответствующих моментов, оказывающих воздействие на управляемость и статическую устойчивость (продольную или боковую), определяется в рамках линеаризованной теории как для тонких, так и для нетонких комбинаций с учетом сжимаемости, пограничного слоя, торможения потока, а также характера обтекания (стационарного или нестационарного). Эффективность оперения исследуется с учетом интерференции с корпусом и крыльями, а также в зависимости от углов атаки комбинации и возникающих скачков уплотнения. [c.6]

Разделение общего движения аппарата на эти два вида возможно, если предположить, что система управления работает идеально , обеспечивая в течение всего полета равенство нулю моментов М , Му, М . О таком летательном аппарате и его системе управления говорят как о безынерционных. Предположение о безынерционности означает, что при отклонении рулей углы атаки и скольжения мгновенно (или достаточно быстро) принимают значения, соответствующие статически устойчивому положению аппарата. В этих условиях движение. его центра масс в плоскости полета исследуется независимо. При таком исследовании аэродинамические коэффициенты записываются в таком виде [c.25]

Они служат для установки градуируемых приборов. Общ ими требованиями к ним являются стабильность геометрической формы под действием весовых и инерционных нагрузок, статическая и динамическая уравновешенность, хорошие аэродинамические свойства, демпфирующая способность к вибрации, удобство установки и съема градуируемых приборов. Конструкции роторов центрифуг чрезвычайно разнообразны. Радиусы установки градуируемых приборов измёняются от десятых долей метра до нескольких метров. Однако для градуировки измерительных линейных акселерометров радиус их установки может выбираться в пределах 0,3— 0,5 м. В этом случае технологичными в изготовлении и отвечающими перечисленным выше требованиям являются роторы, выполненные в виде плоских или конических дисков. Вспомогательные платформы, столы и контейнеры, служащие для установки линейных и угловых акселерометров, обычно ил1еют небольшие габариты (0120—300 мм) и малый момент инерции относительно оси вращения. [c.151]

ДК проходит сзади центра тяжести, то появляется пикирующий момент Mz, стремящийся уменьшить угол атаки, а следовательно, и перегрузку,— самолет статически устойчив. Если же центр тяжести расположен сзади аэродинамического фокуса, то самолет неустойчив по перегрузке, так как возникающий кабрирующий момент стремится еще больше увеличить угол атаки. [c.189]

Сложные стендовые испытания были разработаны для изучения крупных усиленных панелей. Эти стенды имели механизмы, позволяющие имитировать монотонные напряжения и изгибающие моменты в дополнение к аэродинамическим нагрузкам Kait статическим, так и циклическим. [c.495]

Нагрузки лопастей, втулки и проводки управления, создаваемые аэродинамическими и инерционными силами несущего винта, необходимо знать для проектирования элементов конструкции в соответствии с существующими нормами статической и усталостной прочности. Для проектирования лопасти требуется знание напряжений в элементах ее конструкции, а теория упругой балки оперирует только с изгибающими и крутящими моментами в сечении лопасти. Для шарнирной лопасти критическим обычно является изгибающий момент в плоскости взмаха в сечении, находящемся вблизи середины лопасти. Для бесшарнирного винта критический изгибающий момент имеет место в комлевом сечении. Суммарные реакции в комлевом сечении определяют нагрз зки на втулку. Установочные моменты лопастей обусловливают нагрузки в проводке управления, которые часто являются фактором, ограничивающим предельные. режимы полета вертолета. Конструктора обычно интересуют периодические или близкие к ним нагрузки на установившихся режимах полета и при маневрах. Ввиду того что периодические изменения аэродинамических параметров вызывают большие периодические нагрузки на лопастях, втулке и проводке управления, анализ усталостной прочности является важнейшим элементом проектирования несущего винта. Усталостная прочность конструкции сильно зависит от локальных факторов распределения напряжений, поэтому она обычно должна подтверждаться натурными испытаниями. Это относится в первую очередь к несущим винтам вертолетов, многие элементы конструкции которых имеют ограниченный ресурс ввиду высокого уровня переменных нагрузок. [c.640]

V > 1, т. е. при наличии связи угла установки с углом взмаха. Эта связь, как было найдено в разд. 12.1.3, уменьшает величину реакции плоскости концов лопастей на (1-f и создает фазовый сдвиг Aij) = ar tgjV. Отклонение продольного управления 0и, продольная скорость втулки (Лв — Шв- -и ) и скорость кренения вала фв создают на втулке поперечный аэродинамический момент. Максимум амплитуды махового движения достигается спустя 90° после возбуждения (в общем случае 90° — ar tg Л/ ) и проявляется в наклоне плоскости концов лопастей. Наклон происходит до тех пор, пока не наступит равновесие аэродинамических моментов. Поскольку новое положение равновесия достигается быстро, статическая реакция достаточна для описания низкочастотной динамики несущего винта. Переходные процессы, происходящие до достижения равнове- [c.710]

Продольный статический момент возникает при увеличении или уменьшении угла атаки. Он создается приростами аэродинамических сил (положительными или отрицательными). Поскольку момент силы лобового сопротивления (и ее прироста) othoi h-тельно ЦТ очень мал (мало плечо), то можно практически учитывать лишь момент от прироста АК подъемной силы самолета (рис. 11.09). [c.282]

Другое отличие самолетного привода , также ухудшающее его по сравнению с автомобильным, заключается в фактической нежесткости связи ручки с углом атаки крыла. Вот почему, строго говоря, нельзя эту связь изобразить простой рычажной передачей, как на рис. 2. Соотношение между массой и восстанавливающим аэродинамическим моментом на самолете таково, что эта связь оказывается заметно упругой. При малейшем внешнем возмущении или неосторожном движении ручкой возникают самопроизвольные колебания угла атаки. Чем больше высота полета, тем медленнее они затухают. Период этих колебаний зависит от скорости полета по прибору и статической устойчивости и для современных самолетов в среднем составляет 2—4 сек. [c.48]

СЛИ приложить момент крена ко второму (статически нейтральному) самолету, он будет вращаться относительно своей продольной оси, сохраняющей неизменное положение в пространстве. Объясняется это тем, что благодаря нулевому запасу статической устойчивости не будет восстанавливающих аэродинамических моментов при изменении углов атаки и скольжения, т, е. не будет сил, способных вывести ось вращения самолета (продольную ось) из вертикальной [c.108]

Отрицательный по знаку наклон балансировочной кривой свидетельствует о том, что самолет обладает статической продольной устойчивостью в области малых и средних значений Су <. Действительно, если на самолет подействовал восходящий поток воздуха, который увеличил угол атаки, то Су станет больше Су . Если при этом руль высоты остался в прежнем балансировочном положении, на самолете возникнет аэродинамический момент на пикирова- [c.176]

Как известно, при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полета вследствие происходящего при этом смещения назад центра давления и аэродинамического фокуса крыла степень продольной статической устойчивости самолета резко возрастает (рис. 21). Так как отклонения руля высоты при сверхзвуковых скоростях не изменяют аэродинамических нагрузок на впереди лежащей поверхности стабилизатора а меняют нагрузки только на самом руле, его эффективность значительно уменьшается. Шарнирные моменты руля высоты, как и степень устойчи- [c.179]

Наконец, а есть балансировочный статический угол атаки при наличии возмущаюш его момента, обусловленного аэродинамическими силами или силой тяги этот угол дается выражением [c.137]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...