Нарушение равновесия самолета

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]

Казалось бы, что для определения углов а и 3 можно воспользоваться маятником (отвесом), обладающим свойством располагаться по вертикали. Однако применять для этой цели маятник неудобно, а в некоторых случаях даже невозможно. Полет сопровождается различными горизонтальными ускорениями, происходящими из-за нарушений равновесия самолета. Маятник обладает определенной массой, вследствие чего возникают инерционные силы, отклоняющие его от вертикали. Даже кратковременные ускорения выводят маятник из состояния равновесия и создают колебательные движения, затрудняющие отсчет углов положения маятника относительно самолета. [c.357]

Может возникнуть вопрос есть ли смысл заниматься изучением устойчивости самолета, не пилотируемого летчиком Оказывается, есть. Дело в том, что если при нарушении равновесия самолет стремится сам, без вмешательства летчика возвратиться к исходному режиму полета, то при помощи летчика, правильно вмешивающегося в управление, он еще быстрее возвратится к этому режиму. Если же самолет неустойчив и сам к исходному режиму не приходит, то соответствующим отклонением органов управления летчик может возвратить его к этому режиму, но достаточно небольшой внешней причины, чтобы опять вывести самолет из равновесия. Иначе говоря, на неустойчивом самолете летчик должен непрерывно вмешиваться в управление, вносить коррективы. Это усложняет пилотирование, держит летчика в постоянном напряжении и отвлекает его от выполнения основной задачи. [c.117]

Силы и моменты могут различаться происхождением и воздействием на самолет. Так, например, в зависимости от происхождения моменты делятся на статические и динамические. Если первые характерны для прямолинейного движения, то вторые — для криволинейного и являются следствием вращения самолета вокруг центра масс. В зависимости от воздействия моментов на самолет их разделяют на управляющие и возмущающие, стабилизирующие и дестабилизирующие. Управляющие моменты появляются в ре-зультате отклонения органов управления летчиком или автопилотом, в то время как возмущающие моменты являются следствием воздействия различного рода возмущений (неспокойной атмосферы, стрельбы, пуска ракет и т. д.). Моменты, возникающие при нарушении равновесия самолета и стремящиеся возвратить его к исходному положению равновесия, называют стабилизирующими, если они уводят от исходного режима равновесия — дестабилизирующими. [c.121]

Статическая устойчивость характеризуется направлением моментов и сил, возникших после нарушения равновесия. Если они направлены так, что стремятся вернуть самолет к исходному режиму, то самолет статически устойчив. [c.184]

По своей природе индуктивное сопротивление при дозвуковой скорости полета является вихревым. Как видно из рис. 2.17,6, при перетекании воздуха через концы крыльев образуются два концевых вихря, оси которых примерно параллельны направлению полета. Концевые вихри обнаруживаются позади самолета на расстояниях сотен и даже тысяч метров. Попадание самолета в область концевого вихря другого самолета сопровождается нарушением равновесия (накренение и т. п.). [c.61]

Обязательным условием восстановления режима является возвращение к первоначальным значениям углов атаки, скольжения, крена, иначе не восстановится равновесие сил. Значит, для динамической устойчивости обязательно нужны стабилизирующие моменты. Свойство самолета создавать при нарушениях равновесия стабилизирующие моменты называется его статической устойчивостью. [c.287]

В 10 и 13 предыдущей главы были даны общие сведения о динамической устойчивости и управляемости. Напомним, что эти свойства самолета оцениваются по характеру его возмущенного движения после случайных нарушений равновесия (устойчивость) или при действиях рулями (управляемость). [c.304]

Опасность потери скорости заключается в том, что для восстановления скорости требуется значительное время, в течение которого самолет ускоренно снижается. Кроме того, потеря скорости сопровождается нарушением поперечного равновесия самолета и часто приводит к сваливанию самолета на крыло и переходу в штопор. [c.353]

Поведение самолета при нарушении равновесия в процессе движения по земле зависит от его характеристики устойчивости. Если устойчивость мала, то для выполнения маневра требуется выполнять двойные движения ручкой (штурвалом) управления первое движение для изменения режима, второе для балансировки на новом режиме. В этом случае резкие движения ручкой (штурвалом) могут сопровождаться возникновением колебаний. [c.18]

Поскольку устойчивость есть характеристика равновесий, то прежде чем исследовать устойчивость, необходимо создать равновесие. Обычно предполагается, что летчик при нарушении равновесия не вмешивается в управление. Вместе с тем хорошо известно, что в реальном полете это условие не выдерживается летчик время от времени вмешивается в управление самолетом и вносит поправки. [c.117]

Самолеты сравнительно быстро изменяют угол атаки и медленно скорость. Так, например, при выполнении какого-либо маневра самолет способен за пер-вую секунду увеличить угол атаки в несколько раз, в то время как скорость за это время практически не успевает измениться. Следовательно, в первые несколько секунд после нарушения равновесия необходимо обращать внимание главным образом на изменение угла атаки. Скорость при этом можно считать практически постоянной. Лишь с течением времени она начнет изменяться, при этом в зависимости от колебаний скорости угол атаки также может меняться, но его изменение будет играть уже второстепенную роль. [c.143]

В рассмотренном примере изменение этих сил способствует восстановлению исходной скорости, однако роль тех и других сил в обеспечении устойчивости по скорости различна. Более глубокое исследование этого вопроса показывает, что результирующая изменения касательных сил Р—Q выполняет роль не столько восстанавливающей, сколько демпфирующей силы, вызывающей затухание колебаний, которые возникают при нарушении равновесия. Поэтому начальная тенденция возвращения самолета к исходной скорости в основном определяется характером изменения подъем-ной силы при изменении скорости. Если увеличение скорости со- [c.159]

Боковая устойчивость и управляемость самолета в прямолинейном полете обеспечивают сохранение и восстановление режима этого полета за счет собственных свойств самолета и действий летчика при нарушениях поперечного и путевого равновесия. Боковая устойчивость и управляемость зависят от характеристик статической путевой и поперечной устойчивости, а также от демпфирования рысканья и крена. [c.320]

Существенное продвижение по скорости выдвинуло проблему динамической и статической устойчивости упругого самолета при его движении в воздушной среде. Было установлено, что имеет место определенное значение скорости движения самолета в воздухе, при достижении которой при известных условиях наступает нарушение динамического равновесия аэродинамических, массовых и упругих сил, сопровождающееся возникновением интенсивных колебаний со все возрастающими амплитудами, приводящими, как правило, к разрушению конструкции самолета. Это явление получило название флаттера. [c.296]

Крыло самолета работает в условиях плавного обтекания более или менее однородным встречным потоком воздуха. Если и происходит изменение скорости и условий обтекания (например, при эволюциях самолета или в переходных режимах), то это не приводит к резкому нарушению общего характера обтекания. Поэтому к изучению сил и моментов от сил, действующих на крыло, в большинстве случаев можно подходить с точки зрения статики (равновесия), что не всегда справедливо для несущего винта вертолета. [c.55]

Всякий установившийся режим полета (например, висение, горизонтальный полет, набор высоты, планирование) может осуществляться при условии полного равновесия сил и моментов от сил, действующих на летательный аппарат. В действительности, полет самолета или вертолета протекает в условиях непрерывного нарушения и восстановления равновесия, так как воздушная среда всегда находится в состоянии возмущенного движения, что проявляется в виде порывов ветра различного направления и различной скорости. Сильный порывистый ветер и болтанка усложняют пилотирование вертолетом, особенно если он неустойчив. [c.160]

При нарушении бокового равновесия, например при воздействии порыва бокового ветра, возникают моменты крена и рыскания. В результате совместного действия этих моментов самолет начинает вращаться одновременно вокруг продольной оси Ох и нормальной оси Оух, В этом заключается особенность и сложность изучения бокового движения. Поскольку это движение в значительной степени зависит от устойчивости самолета относительно осей Ох и Оуи для лучшего понимания физической сущности бокового движения самолета предварительно рассмотрим путевую и поперечную устойчивость. [c.167]

Из рассмотрения изменения траекторий и параметров движения в процессе бокового движения можно прийти к выводу, что боковое движение, так же как и продольное, состоит из малого и большого движений (рис. 6.5). Малое движение, развивающееся в первые несколько секунд после нарушения бокового равновесия, сопровождается сравнительно быстро затухающими колебаниями углов скольжения, крена и угловых скоростей рыскания шу и крена ш. Слабое боковое перемещение (вдоль оси Ох]) позволяет это движение в первом приближении считать прямолинейным. Большое боковое движение, проявляющееся в дальнейшем развитии возмущенного движения, приводит с течением времени к значительному боковому перемещению центра тяжести самолета. Строго говоря, большое и малое движения развиваются одноврем.енно. Однако за время, в течение которого малое движение прекращается, большое движение обычно не успевает сколько-нибудь заметно проявиться. [c.174]

Если внимательно присмотреться к возмущенному движению самолета, созданному нарушением равновесия, то можно заметить, что не все его элементы одинаково быстро изменяются во времени. Это и понятно повороты самолета вокруг центра тяжести могут совершаться в течение немногих секунд и даже долей секунд, в то время как для значительного изменения скорости или направления Полета требуются десятки или даже сотни секунд. Поэтому всякое возмущенное движение можно разделить на два типа короткопериодическое, связанное с вращениями вокруг центра тяжести и незначительными перемещениями самолета вверх, вниз, вправо, влево, и длиннопериодическое, связанное с изменениями величины и направления скорости. Практически за счет демпфирования короткопериодическое движение успевает уже затухнуть, прежде чем заметно разовьется длиннопериодическое движение. Но надо иметь в виду, что лётчик не может предоставить самолет самому себе а многие десятки секунд, он все время подправляет его движение даже чисто машинально. Поэтому длинно-периодические возмущенные движения на практике обычно не на блюдаются и если они даже носят неустойчивый характер, летчик может этого не заметить. Наиболее ощутимы быстрые, короткопериодические движения. Короткопериодическое движение самолета упрощенно без учета смещений центра тяжести можно моделиро-вать движением балансира I (рис. 11.18), который вращается вокруг оси 2, как самолет вокруг своего ЦТ. Пружины 3 действуют на балансир так же, как стабилизирующий момент на самолет, а [c.289]

Балансировка гидросамолета представляет значительные трудности, и многие иа них при остановке мотора начинают кабри-ровать вследствие резкого нарушения равновесия моментов пикирующий момент от тяги винта исчезает, и гидросамолет переходит на планирование только путем воздействия пилота на руль глубины, в то время как сухопутные самолеты при остановке мотора переходят на планирование автоматически. [c.106]

У современных сверхзвуковых маневренных самолетов, имеющих большую массовую плотность [л и сравнительно слабое естественное демпфирование, влияние последнего на устойчивость по перегрузке незначительно, особенно на больших высотах, где оно становится пренебрежимо мало. Это значит, что устойчивость по перегрузке у таких Самолетов в основном определяется взаимным расположением центра тяжести и фокуса. Расстояние между фокусом и центром тяжести иногда называют запасом устойчивости, определяя этим термином расстояние, на которое нужно переместить назад центр тяжести самолета (в долях САХ), чтобы совместить его с фокусом. Положение центра тяжести, когда он совпадает с фокусом, называют нейтральной центровкой . При такой центровке самолет безразличен к нарушению равновесия, не проявляет тенденции ни к возвращению к исходной перегрузке, ни к дальнейшему отходу от нее. Дальнейшее перемещение центра тяжести назад, за нейтральную центровку, приведет к появлению неустойчивости по перегрузке. В этом случае при увеличении угла атаки возникнет кабрирующий момент, а при уменьшении —пикирующий. Каждый будет стремиться еще больше отклонить самолет от исходного режима полета. [c.148]

Само по себе изменение угла крена еще не вызывает изменения величины сил и мо ментов, действующих на самолет. Однако при этом нарушается равновесие сил и подъемная сила У уже не будет урамов шивать силу тяжести О самолета. Их равнодействующая +0 начнет искривлять траекторию движения в сторону опущенного полукрыла, При искривлении траектории самолет в первый момент не будет поворачиваться вокруг оси Оуи так как накренение не приводит к нарушению равновесия моментов Му. Но если траектория движения центра тяжести искривляется, а самолет продолжает двигаться поступательно, то у него образуется скольжение на опущенное полукрыло (рис. 6.1). Самостоятельно устранить возникший угол, крена, самолет может только тогда, когда при накренении и возникновении скольжения появится момент крена, вызывающий вращение в сторону отстающего (в нашем случае поднятого) полукрыла. Заметим, что на величину моментов крен непосредственно не влияет. Его влияние сказывается через скольжение угол крена определяет угол скольжения, а последний уже обусловливает появление моментов крена. [c.168]

Рассмотрим дальнейшее поведение самолета после прекраш,е-ния малых боковых колебаний. Из рис. 6.3 видно,. что, устранив скольжение, самолет приобретает некоторый остаточный угол крена на левое полукрыло. Наличие крена приведет к нарушению равновесия сил, и подъемная сила уже не будет ур новешивать силу тяжести. Появившаяся равнодействуюш,ая У4-О (рис. 6.4) начнет искривлять траекторию в сторону опуш.енного полукрыла, [c.173]

Устранение или ослабление описанного нарушения поперечного равновесия достигается повышением точности изготовления самолета и увеличением жесткости крыла на кручение. На больших высотах моменты, закручивающие крыло, сравнительно малы, ввиду чего эффективность элеронов при уравновешивании кренящего момента значительно выше, чем у земли. Однако валежка бывает и на больших высотах в результате несимметричного волнового кризиса и ослабления эффективности элеронов при волновом кризисе. [c.326]

Английские ученые с 1964 года занимаются изучением последствий воздействия на человека инфразвуков. Поводом к таким исследованиям послужило одно непредвиденное обстоятельство. Сотрудники конструкторского бюро, расположенного недалеко от полигона, на котором испытывались реактивные двигатели для самолета Конкорд , постоянно чувствовали недомогание. Исследование показало, что во время испытаний двигателей в помещении наблюдался очень высокий уровень интенсивности инфразвука. Необычные симптомы, которые возникли у людей, были обусловлены сверхнизкочастотными компонентами звука, присутствовавшими в спектре шумов реактивного двигателя. Высокий уровень инфразвука может вызвать нарушение в статических ц. динамических органах равновесия тела, которые являютг-ся частью внутреннего уха. Есть предположение, что область собственных частот этих органов лежит именно в инфразвуковом диапазоне от 2 до 20 герц. Опросы людей, работающих на площадках для запуска ракет в США, подтвердили это предположение. [c.180]

Когда колебания прекратятся, самолет, устранив скольжение, развернется вправо навстречу потоку на угол ф=р, но сохранит некоторый остаточный угол крена уост. Начальное скольжение на правое полукрыло обусловливает остаточный крен на левое полукрыло. Величина этого угла крена будет тем больше, чем быстрее затухают колебания рыскания и чем большей поперечной устойчивостью обладает самолет. Наибольший остаточный угол крена получился бы тогда, когда устранение возникшего угла скольжения осуществлялось бы по апериодическому закону, без колебаний. В этом случае в процессе устранения скольжения на самолет действовал бы В се время момент крена одного знака. Однако при нарушении бокового равновесия для самолета характерно колебательное движение с одновременным вращением вокруг осей 0x1 и Оух. Период этих колебаний сравнительно невелик (Гп=1-ь4 с), поэтому подобное движение иногда называют короткопериодическим или малым боковым движением. На рис. 6.3 показан характер изменения углов скольжения р и крена у в процессе этого движения [c.170]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...