Устойчивость самолета

Из примера на рис. 1.100 видно, что динамическая устойчивость тела увеличивается по мере увеличения размеров его опорной плоскости и понижения центра тяжести. Проблема сохранения динамической устойчивости обычно возникает при проектировании, постройке и эксплуатации морских и речных судов, перевозке грузов по железной дороге или на автомашинах. Эта же проблема стоит н перед проектировщиками самолетов, причем им приходится преодолевать противоречие между динамической устойчивостью и маневренностью. Высокая динамическая устойчивость самолетов достигается путем некоторого снижения их маневренности. То, что [c.79]

Этот эффект играет существенную роль в вопросе об устойчивости самолета. Для пояснения его роли может служить опыт с тонким диском в потоке воздуха. Распределение давлений вокруг диска, обтекаемого потоком, конечно, отличается от рассмотренной нами картины. Однако для диска также наибольшую роль в образовании подъемной силы играет пониженное давление за его передней частью, н поэтому точка приложения подъемной силы лежит ближе к переднему его краю. Этим и объясняется поведение в потоке воздуха тонкого диска, который может вращаться вокруг вертикальной оси, лежащей в плоскости диска (рис. 339). Если диск повернуть вдоль потока, то он не остается в таком положении, а поворачивается [c.559]

Для выяснения вопроса об устойчивости самолета мы рассмотрим моменты сил, возникающие при повороте самолета около каждой из трех его осей, проходящих через центр тяжести С, — продольной, поперечной и путевой (рис. 363). [c.571]

Наконец, устойчивость самолета относительно продольной оси обычно обеспечивается специальным (V-образным) расположением крыльев, при котором концы [c.572]

Эти уравнения и позволяют разобрать вопрос о продольной устойчивости самолета. [c.54]

Первые работы по динамике и устойчивости самолета принадлежат [c.55]

Второй вид взлета — весь разбег совершается на колесах трех ног шасси (в стояночном положении). При достижении скорости отрыва летчик плавным движением ручки (штурвала) управления переводит самолет на взлетный угол атаки и самолет почти сразу отрывается от земли. Такой разбег позво ляет летчику следить за направлением разбега, скоростью и режимом работы силовой установки. Улучшается обзор, выдерживание направления разбега, путевая устойчивость самолета, и летчику легче парировать разворот самолета при отказе двигателя. Здесь требуется летчику отработать темп подъема (отрыва) колеса передней ноги, так как при медленном выводе самолета на взлетный угол удлиняется разбег, а при слишком энергичном возможен заброс на закритический угол атаки. [c.25]

Ограничение числа М. акс доп из условий устойчивости самолета связано с тем, что в зависимости от аэродинамической компоновки при околозвуковых скоростях пли больших сверхзвуковых скоростях могут возникнуть такие явления, как сильная неустойчивость по скорости, большие усилия на ручке (штурвале) управления, [c.161]

Продольная и боковая устойчивость — условное деление устойчивости самолета на продольную и боковую. Такое деление возможно из-за наличия плоскости симметрии самолета. [c.185]

Расстояние между аэродинамическим фокусом и центром тяжести у устойчивого самолета называется запасом центровки. Выражается запас центровки в долях средней аэродинамической хорды [c.189]

Рис. 4.37. К объяснению статической устойчивости самолета по перегрузке

Запас центровки, характеризующий устойчивость самолета по перегрузке, зависит от числа М, положения центра тяжести и других факторов. На рис. 4.36 показаны зависимость координаты фокуса от числа М и эксплуатационный диапазон центровок. [c.189]

Предельно задняя центровка определяется из условия обеспечения достаточной устойчивости самолета, а предельно передняя — из условия управляемости. [c.189]

С увеличением числа М запас центровки, а следовательно, и устойчивость самолета по перегрузке возрастают. [c.189]

Для устойчивости самолета по скорости необходимо, чтобы при увеличении скорости, вызванной какой-либо причиной, и неизменном положении стабилизатора (руля высоты) происходил рост подъемной силы, а при уменьшении скорости — падение У. [c.190]

Чем больше угол атаки, тем значительнее разница в коэффициентах подъемной силы правой и левой половин стреловидного крыла. Таким образом, поперечная устойчивость самолета со стреловидным крылом растет с увеличением угла атаки. [c.194]

У поперечно устойчивого самолета возникает момент стремящийся накренить самолет в сторону, про- [c.194]

Второе важное требование самолет должен быть у с т о й ч и-в ы м, т. е. способным без вмешательства летчика сохранять установленный режим полета. В полете на устойчивом самолете летчик имеет возможность отвлекаться для выполнения функций, не связанных с пилотированием, не нарушая безопасности полета. [c.274]

Между равновесием, устойчивостью и управляемостью самолета существует тесная взаимосвязь. Та к, об устойчивости можно говорить только в том случае, когда имеется равновесие. Управляемость сильнейшим образом зависит от устойчивости, и для летчика характеристики устойчивости самолета важны прежде всего с этой стороны. Органы управления (рули) самолета одновременно являются и органами его уравновешивания. [c.274]

Рассмотрим возникновение статических моментов, играющих решающую роль в обеспечении устойчивости самолета. [c.282]

Рис. 11.15. Поведение динамически устойчивого самолета (внизу показаны стабилизирующие моменты, обеспечивающие статическую

Конечно, при создании самолета нужно снизить с помощью известных средств, описываемых ниже, потребные усилия летчика при повышенной устойчивости самолета. [c.295]

Кроме того, по балансировочным кривым можно судить и о продольной устойчивости самолета. [c.303]

Рис. 12.03. Продольное возмущенное движение устойчивого самолета

Одна и та же центровка не обеспечивает еще определенного, одинакового для всех самолетов и всех режимов полета, запаса устойчивости. Объясняется это различным положением фокуса самолета. При более заднем положении фокуса устойчивость самолета выше. [c.308]

При смещении назад фокуса крыла туда же смещается и фокус самолета, т. е. устойчивость самолета по перегрузке [c.311]

Существенно влияет на путевую устойчивость угол атаки. При больших углах атаки киль может быть затенен фюзеляжем и крылом, что снижает путевую устойчивость самолета. Это особенно реально для самолетов с крыльями малого удлинения, для которых характерны большие углы атаки. Кроме того, возможно значительное ухудшение путевой устойчивости на больших углах атаки из-за того, что киль попадает в зону действия вихрей, образующихся за счет разности давлений под крылом и фюзеляжем и над ними, а эти вихри усиливаются с увеличением угла атаки. [c.320]

При наличии прямой стреловидности (рис. 12.16) у крыла, выдвинутого вперед при скольжении, эффективная скорость потока Va больше, чем эффективная скорость V у другого крыла. Но подъемная сила зависит только от величины эффективной скорости, так как составляющие Ув и V g никаких давлений на крыле не создают. Таким образом, прямая стреловидность крыла способствует повышению поперечной устойчивости самолета. [c.321]

В итоге можно сделать вывод, что боковая устойчивость самолета достигается только правильным сочетанием поперечной и путевой устойчивости. Высокая путевая устойчивость при малой поперечной не обеспечивает прямолинейного движения, точно так же, как большая поперечная устойчивость при малой путевой вызывает качания с крыла на крыло. [c.325]

Бинормальные координаты применяются, например, при исследовании движения и устойчивости самолета. Дальнейшие подробности читатель может найти в различных литературных источниках ). [c.270]

Большое распространение имеют плакированные легкие металлы на основе дуралюмина и других прочных сплавов с плакирующим слоем из чистого алюминия или коррозионностойких сплавов алюминия с марганцем, магнием или кремнием. В силу своей высокой коррозионной стойкости и способиости легко выдерживать разнообразные технологические операции (гибку, вытяжку, выдавливание) плакированный дуралюмин широко применяют везде, где наряду с хорошими механическими свойствами требуется высокая химическая устойчивость самолето-, судо-, автостроение, химическое аппаратостроение, пищевая промышленность, горное дело. [c.628]

Установившееся поступательное двиление и продольная устойчивость самолета [c.49]

Бипланы строили открытой схемы и коробчатые. Монопланы были в основном расчалочного типа, хотя уже в 1907 г. Блерио и Эсно-Пельтри испытывали аппараты консольной схемы [5, с. 122]. Рули высоты и поворота выносили в основном на открытой рамной конструкции и лишь в редких случаях — на фюзеляжных. Для достижения поперечной устойчивости самолетов применяли в основном перекашивание крыла, а также подвижные открылки и элероны (впервые на самолете Блерио в 1908 г. [2, с. 308]). Если братья Райт использовали на своих самолетах полозко-вые шасси и катапультный старт, то в Европе сразу же распространились более эффективное колесное шасси и моторный разгон. [c.275]

Посадочные факторы самолета определяются величинами Fno . пр> п-д. устойчивостью самолета на углах атаки, близких к критическим, путевой устойчивостью на пробеге и др. Чем выше Fno , тем сложнее посадка и больше L p. [c.34]

В эти годы Жуковский изучает целый комплекс вопросов, связанных с решением задачи полета на аппаратах тяжелее воздуха. Уже в то время он обратил внимание на необходимость изучения вопросов устойчивости самолета. В статье О парении птиц (1891) он впервые рассмотрел задачу о динамике полета на аппаратах тяжелее воздуха. Жуковский теоретически обосновал возможность осуществления сложных движений самолета в воздухе, в частности, мертвой петли . Впервые мертвая петля была выполнена в 1913 г. русским военным летчиком П. Н. Нестеровым (1887—1914). В той же статье Н уковский исследовал также вопрос о центре давления аэродинамических сил и показал, что положение центра давления изменяется с изменением угла атаки. [c.272]

Максимально допустимое число Ммакс доп (рис. 4.22, а) в зависимости от типа самолета определяется либо характеристиками устойчивости самолета, либо условиями работы двигателя, либо вибрациями конструкции, либо аэродинамическим нагревом. [c.161]

Устойчивость самолета — его способность возвращаться к исходному режиму полета после того, как внещние возмущающие причины вывели самолет из состояния равновесия. При оценке устойчивости самолета предполагается, что летчик при нарущении равновесия в управление самолетом ие вмещивается. [c.184]

Прямая реакция по крену на отклонение руля направления состоит в следующем. При отклонении руля направления, например, влево возникает момент Му, разворачивающий нос самолета также влево, что приводит к скольжению на правое полукрылр- При поперечной устойчивости самолета скольжение на правое полукрыло вызовет момент М . кренящий самолет влево. Таким образом, [c.197]

Правда, за счет путевой статической устойчивости самолет по-В01рачивает нос в сторону скольжения, но оно полностью не исчезает. Вот если летчик соответствующим отклонением руля направления полностью устранит скольжение (самолет при этом будет выполнять координированный маневр), то самолет не проявит никакого стремления выйти из крена. [c.289]

Если по какой-либо причине у.меньшится статическая устойчивость, то рулев-ой момент для балансировки в новом положения потребуется меньший. Но когда к самолету приложен меньший момент, то он медленнее переходит в новое состояние ра вновееия. Отсюда приходим к важному выводу чем выше статическая устойчивость самолета, тем меньше запаздывание управления, самолет лучше ходит за рулями . Это можно пояснить и иначе чем выше статическая устойчивость (сильнее пружины на рис. 11.18), тем меньше период колебаний, а следовательно, меньше время, затрачиваемое на эти колебания. [c.295]

Коррекция по скоростному напору не обеспечивает удовлетворительных характеристик управляемости на всем диапазоне скоростей сверхзвукового самолета. Если, например, лететь при одинаковом скоростном напоре, равном 4000 кг1м , то у земли это будет дозвуковой полет с М=0,75, а на высоте 10 000 м — сверхзвуковой с М = 1,45. Загрузочный механизм с коррекцией по скоростному напору обеспечит в обоих случаях одинаковую загрузку ручки, но при сверхзвуковой скорости устойчивость самолета выше и требуется сильнее отклонять ручку для продольного управления, что утяжеляет управление. Таким образом, требуется дополнительная коррекция по числу М -(или, что то же самое, по высоте полета). Упрощенно она может заключаться в том, что при достижении определенного числа М приемник скоростного напора отключается и [c.319]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...