Управляемость самолета статическая

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]

Статическая управляемость самолета характеризуется отклонениями органов управления (ручки, педалей, рулей) и усилиями, прикладываемыми летчиком, при балансировке самолета в различных установившихся режимах полета. [c.293]

Статическую продольную управляемость самолета в прямолинейном полете можно характеризовать балансировочными кривыми, которые показывают потребные для продольной балансировки величины отклонений ручки (кривая отклонений) и усилий летчика (кривая усилий) при различных скоростях полета. [c.302]

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]

Статическая устойчивость тесно связана со статической управляемостью. Если самолет статически устойчив, то при изменении режима появляется стабилизирующий момент, который должен быть уравновешен рулевым моментом. Если самолет устойчив на всем диапазоне возможного изменения режима, то чем сильнее изменен режим, тем больше стабилизирующий момент и для отклонения соответствующих рулей управления требуется прикладывать большие усилия. [c.38]

Для устранения выявленных недостатков в ЦАГИ была разработана программа летных испытаний самолета Р-З. Она предполагала исследования его в полете с различными вариантами размещения грузов в фюзеляже и соответственно с различными летными центровками, а также модифицированного варианта самолета Р-З с увеличенной на 5,7% площадью стабилизатора. Полеты показали, что наилучшие характеристики устойчивости и управляемости самолет Р-З имеет при 34% САХ. При этой центровке улучшались и штопорные характеристики самолета. Увеличение площади стабилизатора, по мнению испытателей, лишь незначительно повысило продольную статическую устойчивость самолета. По результатам летных исследований было принято решение допустить Р-З с мотором М-5 к летной эксплуатации в частях ВВС с полетной центровкой до 35% САХ при отсутствии в задней кабине оборонительного вооружения, радио- и фотооборудования. [c.182]

Кривые обоих самолетов имеют много общего. Так, у них с увеличением высоты максимальная избыточная тяга уменьшается и на некоторой высоте становится равной нулю. Эта высота называется теоретическим, или статическим, потолком самолета. На высотах, близких к потолку, кривые Рр и Qr пересекаются не только справа, но и слева (например, на Я = = 15 кж у дозвукового самолета, на Я=18 км у сверхзвукового). В результате этого минимальная скорость на таких высотах может определяться уже не недостатком подъемной силы или плохой управляемостью, а нехваткой силы тяги. [c.151]

Как уже отмечалось выше, рули самолета имеют двоякое назначение они служат для балансиров (уравновешивания) моментов на определенных режимах полета и для временного нарушения балансировки с целью перевода самолета из одного режима полета в другой или выполнения неустановившихся маневров. Соответственно этому управляемость можно подразделить на статическую и динамическую первая характеризует способность самолета уравновешиваться под действием рулей, а вторая — переходить под действием рулей из одного режима в другой или совершать неустановившиеся маневры. [c.292]

Значительное улучшение динамической управляемости и устойчивости на больших высотах (и вообще при недостаточном собственном демпфировании самолета) достигается применением автоматических демпферов самолет плотнее сидит в воздухе при болтанке, повышается точность управления за счет уменьшения забросов и быстрого гашения колебаний, полет становится более безопасным, особенно при недостаточной статической устойчивости. [c.295]

Как было установлено в предыдущей главе, быстрое демпфирование колебаний и высокая степень статической устойчивости обеспечивают и хорошую динамическую управляемость— хождение самолета за ручкой . Это в полной мере относится к продольной управляемости. [c.306]

Успешное решение первой задачи зависит от статической управляемости, а второй — от динамической управляемО Сти самолета. [c.329]

Для примера на рис. 5 нанесены области, характеризующие управляемость двух современных самолетов легкого (истребителя) и тяжелого. Остальные самолеты занимают на диаграмме промежуточное положение. Пунктирные кривые показывают, как изменяется управляемость истребителя, имеющего среднюю скорость Кпр и высоту в зависимости от режима полета (ско рости, высоты и числа М), момента инерции самолета, его статической устойчивости и демпфирования. [c.52]

Значительное изменение степени путевой статической устойчивости самолета может быть вызвано влиянием упругих деформаций вертикального оперения и хвостовой части фюзеляжа в полете. Возрастание скоростного напора (особенно при сверхзвуковых скоростях полета) резко увеличивает дестабилизирующее влияние аэроупругости на степень путевой статической устойчивости самолета, ухудшая при этом его путевую управляемость и маневренные возможности (рис. 5, б). [c.99]

Рули самолета имеют двоякое назначение они служат для балансировки (уравновешивания) моментов на определенных режимах полета и для временного нарушения балансировки с целью перевода самолета из одного режима полета в другой или выполнения неустановившихся маневров. Соответственно этому управляемость подразделяют на статическую и динамическую, [c.37]

Устойчивость, маневренность, управляемость. Для суждения о статич. устойчивости самолета производят полет на нескольких скоростях ка горизонталях, подъемах с полным газом и планированиях на малом газе при разных центровках (нормальной, передней и задней). Во время каждого режима регистрируют угол отклонения руля высоты и скорости полета. Характер балансировочной кривой, т. 6. кривой зависимости угла отклонения руля высоты от скорости для данной центровки и режима полета (полный газ, планирование, горизонталь), указывает на степень статической устойчивости самолета (фиг. 4). Балансировочная кривая 1— статически устойчивый самолет, кривая 2 —статически неустойчивый самолет. [c.230]

В окончательном варианте самолет имел 3%-ный запас продольной статической устойчивости. Однако нейтральная центровка по перегрузке соответствует значительно большему сдвигу центра масс назад, чем при обычной нейтральной центровке, поэтому при маневрах нейтральная центровка по перегрузке никогда не достигается. Указанная устойчивость реализуется только при малых значениях коэффициента подъемной силы (устойчивость возрастает с увеличением подъемной силы) и неработающей системе улучшения управляемости, т. е. при аварийных ситуациях. [c.85]

Статическая управляемость тесно связана со статической устойчивостью. Действительно, если самолет статически устойчив, то при изменении режима появляется стабилизирующий момент, который должен быть уравновешен рулевым моментом. Если самолет устойчив на всем диапазоне возможного изменения режима, то, чем сильнее изменен режим, тем больше стабилизируюш ий момент и требуется больше отклонить соответствуюш ий орган управления, прикладывая большее усилие. Таким образом, статическая устой чивость позволяет летчику чувствовать изменения режима по усилиям и отклонениям ручки или педалей. [c.293]

По предложению главного аэродинамика ОКБ П.О. Сухого Исаака Ефимовича Баславского для улучшения аэродинамических характеристик "сотка" была скомпонована статически нейтральной в дозвуковом диапазоне режимов полета. С учетом изменения статической устойчивости в полете на 2-3 %, управление таким самолетом без применения средств широкоходовой автоматики было практически невозможно. Поэтому было принято решение применить на Т-4 электродистанционную систему управления, обеспечивающую необходимую устойчивость и управляемость самолета в дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета. Система дистанционного управления осуществляла управление самолета в продольном, поперечном и путевом каналах. Для увеличения надежности машины, было принято решение дублировать ДСУ. Наиболее опти- [c.44]

В развитии систем управления полетом можно выделить ряд логически связанных этапов (рис. 7.1). Первые самолеты пилотировались вручную. С увеличением скорости и размеров самолетов возросли требуемые усилия на аэродинамических рулях и появились системы, в которых большую часть этих усилий обеспечивали гидромеханические приводы (рис. 7.1, а). При увеличении диапазона скоростей и высот полета стал наблюдаться большой разброс усилий сопротивления на рулях вплоть до возникновения помогающей нагрузки. В - связи с этим появились системы, где летчик с помощью механической проводки перемещает только золотник гидроусилителя (см. рис. 7.1, б). При этом летчик не чувствовал сопротивления и для координации ею усилий стали применять пружинные нагружатели ручки управления. Для повышения устойчивости самолетов и обеспечения автоматизации управления на некоторых этапах полета в системы управления начали вводить автопилоты, которые с помощью электрогидравлических приводов небольшой мощности (рулевых машинок) вырабатывали дополнительный сигнал перемещения золотника мощного гидромеханического привода (см. рис. 7.1, в). Усложнение задач, решаемых системой управления, потребовало создания и включения в общий корпур управления систем улучшения управляемости самолета (см. рис. 7.1, г). Реализация этих систем потребовала, в свою очередь, применения различных автоматов зафузки ручки управления, датчиков положения этой ручки, а также комплекса датчиков измерения параметров движения самолета и все более усложняющегося электронного блока управления. В механическую проводку помимо различных компенсаторов люфтов стали вводить вспомогательные агрегаты типа раздвижной тяги для корректировки входного сигнала в зависимости от параметров полета. Необходимо отметить, что механическая проводка имеет сравнительно низкие статические и динамические характеристики, которые ухудшают параметры контура управления самолетом. Инерционность, люфты в [c.155]

При переводе самолета в набор высоты из режима, соответствующего максимальной суммарной энергии, действительная энергия самолета несколько уменьшается. Объясняется это тем, что тяга в криволинейном полете с перегрузкой становится меньше сопротивления. После перевода самолета в набор высоты самолет обладает несколько меньшей суммарной энергией, чем е акс- Однако новая линия равных энергий самолета будет расположена близко к линии бмакс- Чтобы использовать для боевых целей высоты, которые лежат выше статического потолка, лучше всего из режима, соответствующего максимальной суммарной энергии, переводить самолет в набор высоты с углом наклона траектории до 20° и достаточно энергично. При этих условиях прирост высоты над статическим потолком будет значительным и самолет сохранит хорошую управляемость и маневренность. [c.10]

На легких самолетах, не имеющих автоматических устройств в системе утфавления, удовлетворительные характеристики боковой устойчивости и управляемости обеспечиваются путем выбора необходамых запасов путевой и поперечной статической устойчивости самолега. Это достигается выбором площади ВО и соответствутощего угла поперечного V крыла. [c.87]

Разработка методов расчета статической устойчивости и управляемости, а также методов выбора основных параметров самолета была в значительной степени закончена в ЦАГИ к моменту выпуска Руководства для конструкторов в 1941 — 1943 гг. (Г. С. Бюшгенс, В. Н. Матвеев, [c.291]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...