Устойчивость самолета динамическая

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]

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

УСТОЙЧИВОСТЬ ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА (динамическая устойчивость) — способность самолета самостоятельно (без вмешательства летчика) сохранять или восстанавливать исходный режим установившегося прямолинейного полета, если он будет нарушен действием возмущения. [c.228]

Математическую теорию динамической устойчивости впервые сформулировал английский математик Эдвард Дж. Раус в книге, опубликованной в 1877 году [2]. К устойчивости самолетов эту теорию впер- [c.150]

Как уже говорилось, статическая устойчивость обычного самолета поддерживается его хвостовой частью. Хотя статическая устойчивость связана только с устойчивостью равновесия, тем не менее она играет важную роль, поскольку можно доказать (что касается продольной устойчивости) практически все динамически устойчивые самолеты являются статически устойчивыми. [c.153]

В аэродинамике различают статическую и динамическую устойчивости самолета, [c.37]

Эта задача аналогична предыдущей и относится специально к изучению боковой динамической устойчивости самолетов. [c.288]

Таким образом, эта задача (которая, так же как и предыдущая, связана с вопросом боковой динамической устойчивости самолетов) сводится к линейному антисимметричному изменению угла атаки, и ее решение дается равенствами (25.59), разумеется, с заменой правой части первого равенства на [c.289]

Динамически устойчивый самолет после совершения некоторого числа продольных колебаний должен вернуться в тот же режим балансировки, из которого он был выведен. Динамически неустойчивый самолет либо начинает совершать колебания со все возрастающей амплитудой либо переходит в пикирование или в кабрирование. На фиг. 5 показаны виды записей самописца скорости при испытании на продольную динамич. устойчивость 1 — дивергенция — неустойчивый самолет, 2 — колебания с возрастающей амплитудой— неустойчивый самолет, 3 — колебания с постоянной амплитудой — нейтральная устойчивость, й — затухающие колебания — самолет устойчив, 5 — асимптотическая устой- [c.230]

В. С. В е д р о в. Динамическая устойчивость самолета. Оборонгиз, 1938 г. [c.197]

В одной из своих работ по вертолетам академик Б. Н. Юрьев говорит Для вертолета почти невозможно отделить статическую устойчивость от динамической о статической устойчивости вертолета можно говорить лишь условно, проводя известную аналогию со статической устойчивостью самолета . [c.164]

В данном частном примере можно наблюдать соответствие мелсду статической и динамической устойчивостью или неустойчивостью. Однако для общего случая движения летательного аппарата такое соответствие необязательно. Можно иметь статически устойчивый аппарат, который, однако, не обладает динамической устойчивостью и в своем стремлении к положению равновесия будет совершать колебания с возрастающей амплитудой. На практике такие случаи наблюдались у некоторых самолетов при малых скоростях полета, а также аппаратов типа летающее крыло при небольшой стреловидности передней кромки. [c.44]

Динамическая устойчивость характеризуется как условиями, при которых самолет будет восстанавливать начальные параметры полета (скорость, угол атаки, угол крена, угол скольжения и т. д.),- так и изменением этих параметров по времени при возвращении к исходному режиму. Такое движение самолета называется возмущенным. [c.184]

Возможны три случая развития возмущенного движения после прекращения действия возмущения затухание дополнительного движения, усиление, незатухающие колебания с постоянной амплитудой. В первом случае самолет называют динамически устойчивым, во втором и третьем—динамически неустойчивым. [c.286]

Следовательно, динамическая устойчивость есть способность самолета без вмешательства летчика восстановить через некоторое время после прекращения действия возмущающей причины первоначальный режим полета — скорость, высоту, перегрузку, направление полета (восстановить невозмущенное движение). [c.286]

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]

Правда, одно- наличие статической устойчивости не гарантирует, что у самолета есть и динамическая устойчивость,— нужны еще соответствующие демпфирующие и инерционные свойства, правильное соотношение характеристик статической устойчивости вокруг различных осей. Но если самолет статически неустойчив. [c.287]

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]

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]

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]

Испытание на боковую динамич. устойчивость производится двумя способами 1) Самолет балансируется на каком-либо режиме, причем педали зажимаются и держатся все время зажатыми. Ручка отклоняется вбок до тех пор, пока крен не достигает 10°, а затем отпускается. Самолет с боковой динамической устойчивостью после возмущения возвращается в прежний режим полета без крена. Неустойчивый самолет в режим не возвращается. [c.230]

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]

Аэроупругость как особый раздел прикладной механики, в котором рассматривается взаимодействие упругого тела с воздушной средой при его движении в ней, начала складываться в середине 30-х годов, когда развивающаяся скоростная авиация столкнулась с наиболее острой и сложной проблемой аэроупругости — динамической потерей устойчивости конструкцией самолета (флаттером). Можно с удовлетворением отме- [c.304]

Анализ типовых программ испытаний опытного самолета, предлагавшихся в рассматриваемый период времени, указывает на существенное их изменение буквально в течение двух-трех лет вследствие усложнения авиационной техники. Так, в работе [23] была приведена программа, состоящая всего из 27 полетов общей продолжительностью 30 ч, в которой указывалось, что продолжительность подготовки опытного самолета к испытаниям составляет 2 дня, анализ и оформление результатов — 5 дней. Указывалось также, что необходимо предусмотреть 4 — 5 полетов для доводки самолета и отдельных агрегатов. В упомянутом выше Справочнике авиаконструктора приведена типовая программа испытаний опытного самолета, которая содержит 92 полета общей продолжительностью 82 — 95 ч. В числе включенных в программу задач указаны такие, как снятие поляры, снятие характеристик винтов, испытания на динамическую устойчивость, испытания на штопор. Программой предусматривались полеты для определения температурных характеристик моторной группы и доводки системы охлаждения, полеты на больших скоростях с целью проверки отсутствия вибраций типа флаттера, определения границы устойчивости двигателя и подбора шага винта, снятие кривых статической устойчивости, испытания самолета в перегрузочном варианте, определение характеристик самолета на лыжах и другие задачи. Сопоставление этих программ показывает, что увеличение их объема определялось увеличением числа и сложности функций самолета и, кроме того, расширением знаний специалистов относительно необходимых задач испытаний. Воспользуемся случаем и напомним, что испытания современных самолетов предусматривают необходимость выполнения более 1500 — 2000 полетов, что является показателем прогрессивного усложнения самолетов, их систем и расширения функций. [c.318]

Из сказанного следует, что управление самолетом в боковом движении практически определяется только динамическими свойствами самолета в малом боковом движении, зависящими-от характеристик путевой и поперечной устойчивости и управляемости. [c.174]

Полная задача обеспечения устойчивости самолета намного сложнее, чем могут свидетельствовать предшествующие замечания, поэтому проблема состоит в обеснечении пе только статической устойчивости, по и более сложной — динамической устойчивости. Разницу между динамической и статической устойчивостью лучше продемонстрировать па примере. Волчок в состоянии нокоя в вертикальном положении очевидно статически неустойчив, но если он вращается, то ему, несомненно, присуще что-то вроде устойчивости. Еще один пример динамической устойчивости, известный каждому, — велосипед. Как нам следует охарактеризовать этот вид устойчивости Допустим, что установившееся движение тела, такое, как равномерное вращение или прямолинейное равномерное поступательное движение, несколько нарушено. Мы называем тело динамически устойчивым, если его последующее движение остается в определенной окрестности исходного невозмущенного движения. Папример, если отклонить ось вращающегося волчка, то гироскопическая сила стабилизирует движение, так что верхний конец волчка описывает небольшой круг или систему циклоид в окрестности своего исходного положения. Динамически устойчивое тело пе обязательно возвращается в свое исходное состояние движения. Но отклонение от первоначального движения обязательно остается малым нри условии, что исходное возмущение было малым. Очевидно, без вращения волчок упал бы таким образом, что его верхний конец непрерывно и быстро удалялся бы от своего первоначального положения. [c.150]

Итак, боковая устойчивость самолета достигается компромиссом между требованиями статической путевой устойчивости благодаря вертикальному оперепию и динамической устойчивости благодаря поперечному диэдру. Если поперечное влияние слишком сильное, то самолет во время виража слишком кренится назад, так что он скользит на крыло в другом направлении и снова переходит за положение балансировки, таким образом испытывая движение, названное голландским шагом . (Возможно название произошло из-за сходства с конькобежным шагом, который иногда демонстрировали голландцы.) Этот тип движения не является действительной неустойчивостью, но неприятен и нежелателен. Такое движение действительно пагубно для военных [c.157]

Первая попытка в ЦАГИ связать оценку динамической устойчивости и управляемости самолета с выбором основных конструктивных параметров (например, центровки) была сделана в работе, вышедшей в свет в 1931г. (А. Н. Журавченко и А. И. Никитюк). Однако авторам ее не удалось до конца довести эту задачу, так как выбранный ими критерий не определял полностью динамических свойств самолета в короткопериодическом движении и не учитывал влияния продольного демпфирования, игравшего большую роль при параметрах самолета того времени. Авторы работы сделали попытку учесть инерционные свойства самолета. Динамические свойства самолета оценивались качественно. [c.291]

Были проведены аналогичные исследования по боковой динамической устойчивости (А. Л. Райх, 1938 — 1939 гг.). В 1937 г. В. С. Ведров закончил монографию Динамическая устойчивость самолета , которая до сих пор представляет собой образцовое изложение всех вопросов, связанных с этой проблемой и разработанных к тому времени. [c.292]

Продольное движение самолета изучается отраслью аэродинамики, называемой динамической устойчивостью самолета. Чтобы выявить связь основных размеров модели с характером ее продольных движений, воспользуемся важнейш 1мн выводами динамической устойчивости самолета. [c.58]

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 анализе динамической устойчивости кроме моментов и сил, определяющих статическую устойчивость, рассматриваются дополнительные моменты и силы, возникающие при возмущенном движении. От соотношения различных моментов и сил зависит качество процесса возвращения самолета к ивходному режиму. [c.184]

Вьгбор требуемой степени путевой статической устойчивости определяется условиями полета на сверхзвукоюй скорости. Для обеспечения удовлетворительных динамических характеристик на сверхзвуковых скоростях и больших высотах самолет должен обладать большой путевой статической устойчивостью на дозвуковых скоростях. Рассмотрим этот вопрос подробней. [c.95]

Динамическ ая устойчивость — это способность самолета, находясь в состоянии возмущенного движения, без вмешательства пилота возвращаться к исходному невозмущенному режиму полета через некоторое время после прекращения действия возмущения. Устойчивость движения, с точки зрения ее физической проявляемости, наиболее полно выражается динамической устойчивостью и поэтому ее принято называть действительной устойчивостью. [c.37]

Особый вид потери динамической устойчивости переднего колеса трехколесного шасси самолета, приводящий к опасным автоколебаниям его при движении самолета по земле, получил название шимми . В работе М. В. Келдыша была вскрыта природа этого явления и даны теоретические основы для разработки практических методов борьбы с ним. В дальнейшем исследования шимми велись В. С. Гоздеком и [c.305]

Государственные испытания закончились 20 мая 1950 года. Акт госиспы-таний констатировал ряд недостатков недостаточную продольную устойчивость при посадках, уменьшение по сравнению с самолетом МИГ-15 (СВ) запаса динамической устойчивости, левый крен и скольжение при прямолинейном полете на скоростях 940—950 км/ч, неэффективность элеронов, ограничивающую угол крена 5. [c.103]

Динамические свойства устойчивого по перегрузке самолета таковы, что переход на новую перегрузку осуществляется, как правило, по периодическому закону. В процессе этого перехода самолет совершает затухающее колебательное движение, отклоняясь от нового установившегося значения перегрузки ( у)у .. . то в одну, то в другую сторону (рис. 5.7). Чем меньше продольный дем1пфи-рующий момент и больше устойчивость по перегрузке, тем все большими забросами (выбросами) перегрузки сопровождается переходный процесс с одной перегрузки на другую и тем медленнее затухают колебания. Под забросами (А/гу) понимаются максимальные значения динамических ошибок, определяемых как раз- [c.151]

Меньшее падение несущих свойств и, как следствие, уменьшение потерь на балансировку и привлекает внимание конструкторов к самолетам с малыми запасами устойчивости либо вообще неустойчивым по перегрузке. Чтобы управление самолетом с недостаточной устойчивостью по перегрузке было приемлемым для летчиков, конструкторы вынуждены применять различного рода автоматические устройства (автоматы устойчивости и демпфирования), обеспечи- вающие желаемые динамические свойства самолета. [c.157]

Использованию области динамических высот часто мешают ограничения высоты и скорости по устойчивости работы силовой установки. Возможности для выполнения ма невров здесь очень ограниченны еще и потому, что при создании пе регруэки торможение в результате значительного роста индуктивного сопротивления становится настолько интенсивным, что до достижения минимальной скорости самолет успевает развернуться не более чем на 30—50°. [c.266]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...