Момент дестабилизирующий

Дестабилизирующий момент крена возникает при изменении его знака. Это явление наблюдается при малых углах стреловидности и достаточно больших числах Мао сверхзвуковых потоков, когда изменяется направление дополнительной нормальной силы, вызванной интерференцией крыла и корпуса при крене крестообразной конфигурации. [c.616]

Критерии статической устойчивости. Производная т , от которой зависит величина стабилизирующего или дестабилизирующего момента, называется коэффициентом (степенью) продольной статической устойчивости. Этот критерий устойчивости относится к конфигурациям как с осевой симметрией, так и без нее. [c.33]

Экспериментальная величина коэффициента продольного момента находилась относительно точки модели, отстоящей от носка на расстоянии xIL = 0,4 (L — длина модели). Его значение существенно зависит как от длины иглы, так и от степени затупления (рис. 6.1.13). При этом влияние степени затупления оказывается особенно значительным. Об этом свидетельствует тот факт, что у симметричных тел без иглы и с иглами разной длины (при малой степени затупления 8пл = 0,04) возникает дестабилизирующий продольный момент почти на всех углах атаки. Однако при большой величине 5пл игла обеспечивает статическую устойчивость (см. пунктирные линии на рис. 6.1.13). [c.392]

В работе [М. 120] рассмотрена связь продольного и поперечного движений и найдено, что одно из колебательных движений стабилизируется, а другое — дестабилизируется. Если момент инерции по крену мал, то движение крена при учете взаимосвязи становится несколько более устойчивым. [c.738]

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]

Взаимное аэродинамическое влияние несущих винтов на вертолете продольной схемы вызывает ряд нежелательных эффектов с точки зрения управляемости. Часто возникает неустойчивость по скорости. Каждый несущий винт имеет собственную устойчивость по скорости, однако изменение тяги заднего винта при попадании его в струю от переднего создает дестабилизирующий момент. При увеличении скорости индуктивный скос потока от переднего винта уменьшается, следовательно, уменьшается и скос потока от заднего винта (из. в/п. в 2оп. в). В результате увеличивается тяга заднего винта и появляется момент на пикирование, что соответствует неустойчивости по скорости. Поскольку эта неустойчивость из-за изменений тяг несущих винтов велика, вертолет в целом может быть нейтрален по скорости. Задний винт ближе к срыву вследствие индуктивного влияния переднего винта, поэтому неустойчивость по скорости уменьшается при больших нагрузках на винты. Устойчивость по скорости может быть улучшена с помощью встречного продольного наклона осей несущих винтов или автоматов перекоса, при котором плоскости концов лопастей наклоняются друг к другу. Изменение тяги вследствие изменений составляющих скорости вертолета вдоль осей винтов создает момент на кабрирование, что увеличивает устойчивость по скорости. Эффективность встречного наклона осей несколько уменьшается из-за большего балансировочного значения общего шага на заднем винте при большем наклоне вала. Величина допустимого встречного наклона осей винтов ограничена также взаимным влиянием винтов и фюзеляжа. [c.771]

Если при отклонении от состояния равновесия не возникают ни стабилизирующие, ни дестабилизирующие моменты, самолет называется статически нейтральным. [c.288]

Легко видеть, что при нейтральной центровке запас центровки равен нулю. Если центровка больше нейтральной, т. е. ЦТ находится позади фокуса, то при изменении угла атаки возникает дестабилизирующий момент. В этом случае самолет является продольно неустойчивым по перегрузке. Всякое изменение центровки в полете в результате расходования или дозаправки топлива, сбрасывания бомб, перемещения грузов и т. п. приводит к изменению запаса продольной устойчивости по перегрузке. [c.307]

Путевой стабилизирующий момент, обеспечивающий статическую путевую устойчивость (рис. 11.11), создается в основном килем самолета. Фюзеляж, как правило, оказывает дестабилизирующее действие, и при значительной длине его носовой части приходится делать большой киль. [c.320]

Бывают случаи, когда стреловидность крыла способствует не повышению, а, наоборот, уменьшению поперечной устойчивости и даже вызывает поперечную неустойчивость самолета. Это наблюдается в условиях начавшегося волнового кризиса, когда увеличение составляющей Va усиливает волновой кризис у крыла, в сторону которого происходит скольжение. Ввиду этого возможно значительное падение подъемной силы у данного крыла, т. е. возникновение дестабилизирующего момента, накреняющего самолет в сторону скольжения. [c.322]

Если создать еще более заднюю центровку, то при разворотах придется не тянуть ручку, а давить на нее дестабилизирующий момент будет больше демпфирующего. [c.332]

Рассмотрим процесс ввода нашего самолета при центровке 28,5% в криволинейный маневр, считая, что перед вводом самолет сбалансирован триммером. Для увеличения перегрузки летчик прикладывает тянущее усилие к ручке, так как необходимо, во-первых, создать угловое ускорение, а во-вторых, преодолеть демпфирующий момент, связанный с вращением самолета на увеличение угла атаки. Что касается демпфирующего момента, обусловленного начинающимся искривлением траектории, то он преодолевается в нашем случае дестабилизирующим моментом, и когда требуемый угол атаки будет достигнут, никакого усилия на ручке уже быть не должно. Значит, сильнее всего придется тянуть ручку в начале ввода в маневр, а затем нужно постепенно отдавать ее с таким расчетом, чтобы к концу ввода, когда перегрузка достигнет максимума, усилие стало нулевым. [c.332]

Эти силы, как видим, создают относительно центра тяжести дестабилизирующий момент, стремящийся усугубить клевок . Очевидно, самолет будет продольно устойчивым на разбеге в том случае, когда его фокус не только находится позади ЦТ, но и до- [c.344]

Более того, хорошая путевая устойчивость в какой-то степени уменьшает вредное дестабилизирующее влияние избыточной поперечной устойчивости, так как, чем меньше углы скольжения, те.м меньше и поперечный момент (при постоянном значении поперечной устойчивости). Поэтому, когда значение поперечной устойчивости велико и нет реальных возможностей для его снижения (например, при полете самолета со стреловидным крылом на больших углах атаки), высокая степень устойчивости пути несколько смягчит недостатки, связанные с избытком поперечной устойчивости. Это в полной мере относится и к случаю несимметричного отказа тяги. [c.74]

Вспомним, что путевая статическая устойчивость самолета в основном определяется разностью двух больших величин стабилизирующего момента, создаваемого вертикальным хвостовым оперением, и дестабилизирующего момента, создаваемого фюзеляжем. Так как длина носовой части фюзеляжа у современных самолетов значительная, то и дестабилизирующий момент рыскания, создаваемый фюзеляжем, оказывается у них большим. Поэтому и потребный стабилизирующий момент рыскания, создаваемый вертикальным хвостовым оперением, у таких самолетов должен быть более значительным. Иными словами, эти самолеты должны иметь достаточно большую площадь или большое плечо (либо и то и другое вместе) вертикального оперения, т. е. большой статический момент вертикального оперения. Для этого в некоторых случаях целесообразно, устанавливать на самолете, помимо обычного вертикального хвостового оперения, расположенного над фюзеляжем, еще и подфюзеляжное (подфюзеляжный гребень). Однако увеличение площади и плеча вертикального оперения связано с рядом трудностей, препятствующих достаточно полному осуществлению этих мероприятий. [c.95]

Увеличение угловой скорости крена самолета естественно приводит к возрастанию инерционных моментов. Когда угловая скорость достигает определенного значения, так называемой критической угловой скорости крена, дестабилизирующий инерционный момент становится равным соответствующему восстанавливающему аэродинамическому моменту. Дальнейшее увеличение угловой скорости крена ведет к тому, что дестабилизирующий момент оказывается больше восстанавливающего и самолет становится неустойчивым. Так, например, если инерционный момент тангажа превысит соответствующий аэродинамический момент, то угол атаки будет непрерывно возрастать и самолет станет асимптотически неустойчивым в продольном отношении. [c.111]

В приведенных рассуждениях не принимались во внимание центробежные силы, обусловленные расположенными в крыле массами. Можно показать, что такие центробежные силы в рассмотренных случаях практически не создают инерционных моментов тангажа, но вызывают некоторые восстанавливающие инерционные моменты рыскания. Однако у самолета со сверхзвуковыми скоростями полета их величина обычно намного меньше дестабилизирующих инерционных моментов рыскания, которые создаются массами, разнесенными по оси фюзеляжа. [c.111]

Таким образом, дестабилизирующие инерционные моменты, образующиеся при угловой скорости крена, зависят от разноса масс по оси фюзеляжа, длины последнего и вели- [c.111]

Крена, меньших критических. Так, например, если восстанавливающий момент путевой статической устойчивости и инерционный дестабилизирующий момент близки по величине, но последний все же меньше, то неустойчивость не возникнет, но самолет может при этом испытывать значительные путевые колебания с большими углами скольжения и перегрузками. [c.115]

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

Объясните причину появления дестабилизирующего момента при крене плюсобразной конфигурации. [c.595]

Если плоские комбинации корпуса и крыльев с различными расположениями накренить на один и тот же угол ф, то правая консоль крыла с верхним расположением окажется фактически накрененной на меньший угол, а с нижним — на больший угол, чем с центральным расположением. Известно, что углы атаки консоли крыла а и комбинации а . связаны зависимостью а = асСОЗф. Поэтому при одинаковых углах атаки и крена рассматриваемых комбинаций правая консоль крыла с верхним расположением находится в потоке под большим углом атаки, а с нижним — под меньшим. Следовательно, в первом случае под консолью за счет этого возникает дополнительный подпор воздуха, а во втором — дополнительное разрежение. Очевидно, что для левых консолей происходит противоположное. Это приводит к созданию дополнительных моментов крена — стабилизирующих вращения комбинации с верхним расположением крыла и дестабилизирующих — с нижним. [c.616]

Что же касается точки 2 (агбал). то в ней положение равновесия будет неустойчиво. Действительно, как видно из рис. 1.4.1, при значениях угла о, больших или меньших агбал. возникает соответственно положительный или отрицательный момент, который стремится увеличить (или уменьшить) а. Таким образом, эти моменты являются дестабилизирующими и летательный аппарат будет статически неустойчивым. [c.32]

В случае продольной статической неустойчиво с-т и возникает дестабилизирующий (опрокидывающий) момент, который стремится увеличить угол атаки по сравнению с его балансировочным значением. Следовательно, условием продольной статической неустойчивости будут неравенства dMJda> О или m > 0. [c.32]

Теорема Лагранжа остается справедливой и д.ля системы, ко--торая получается из консервативной путем добавления диссипативных сил. При движении такой системы полная энергия Е во всяком случае не возрастает (см. гл. XVII, 17.5, раздел 2), и если в начальный момент а , то в дальнейшем это неравенство не нарушится. Отсюда следует, что диссипативные силы не могут дестабилизировать устойчивое равновесие системы, находящейся под действием потенциальных сил. [c.377]

Условия стабильности определённой фазировки вращения роторов при самосинхронизации приближённо могут быть сформулированы в виде требования [23], чтобы модуль вибрационного момента W (со), характеризующего силу ивибрационной связи между роторами (см. п. 4 гл. IX т. 2), в достаточной мере превышал номинальный момент электродвигателя Ц (со), которому приблизительно пропорциональны упомянутые выше дестабилизирующие факты (неточность изготовления, воздействие или колебания нагрузки) [c.496]

Для исследования изменения температуры пресс-формы в процессе изготовления отливок использовали встроенные термопары, установленные в толкателях, и шлейфовый осциллограф. Одна термопара была установлена в толкателе диаметром 16 мм, который расположен в рассекателе (рис. 6.2, а), другая — в толкателе диаметром 8 мм, расположенном в рабочей полости формы (рис. 6.2, б). С помощью термопар различной чувствительности было определено изменение температуры пресс-формы в разных точках в зависимости от числа циклов работы машины. Эти данные свидетельствуют о том, что изменение температуры пресс-формы носит циклический характер. Максимум достигается к моменту раскрытия пресс-формы, а минимум — к началу заполнения формы расплавом. Kpoirfe того, от цикла к циклу происходит изменение максимальных и минимальных значений температуры. При установившемся тепловом режиме и равномерном темпе работы машины амплитуда колебаний температуры будет иметь постоянную величину. Различные отклонения от установившегося режима приводят к нестабильности температуры пресс-формы. Особенно существенно дестабилизирует процесс литья под давлением неритмичное смазывание пресс-формы водным раствором [c.209]

Статические моменты, вызываемый изменением на некоторую величину угла атаки или угла скольжения (либо из-за поворота самолета, либо из-за порыва ветра сбоку, снизу или сверху). Если этот момент стремится ликвидировать вызвавшее его изменение угла, он называется стабилизирующим, а в противном случае — дестабилизирующим. Например, если вследствие увеличения угла атаки возник добавочный пикирующий момент, то он является стабилизирующим, а если кабрирующий — дестабилизирующим. Другой пример стабилизирующего момента — путевой момент, возникающий при скольжении на правое крыло и стремящийся завернуть самолет вправо, т. е. на уменьшение сколь-, жения. [c.280]

Заметим, что медленные колебания могут получиться только у самолета, продольно устойчивого по скорости. В противном случае при уменьшении скорости после положения 4 возникнет дестабилизирующий кабрирующий момент, который увеличит угол атаки и подъемную силу, траектория начнет искривляться кверху и самолет будет все более терять скорость. [c.306]

Если момент, создаваемый работающим двигателем, кабрирующий, то при увеличении скорости появится неуравновешенный пикирующий момент, а при уменьшении кабрирующий, т. е. в обоих случаях дестабилизирующий (рис. 12.13). [c.316]

Рис. 12.13. Дестабилизирующее (по скорости) действие двигателя, создающего кабрирующий момент (сплошные линии — моменты, уравновешенные при малой скорости, пунктирные — после увеличения скорости)

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...