Коэффициент устойчивости аппарата

Если минимальное напряжение положительное или равно нулю, то следует определить коэффициент устойчивости аппарата [c.109]

Виды отклонения органов управления. Рассмотрим влияние производных аэродинамических коэффициентов на реакцию летательного аппарата при различных по виду отклонениях органов управления. В случае ступенчатого отклонения, происходящего с большой скоростью, такая реакция характеризует свойство устойчивости аппарата, а также переходный процесс от одного установившегося режима движения к другому. Предполагается, что такой процесс обычно происходит при постоянной скорости. [c.54]

У статически устойчивых аппаратов с поворотными крыльями передаточный коэффициент (1-7.7) положителен, т. е. отклонение рулей и угловая скорость будут одного знака, Знак передаточного коэффициента по углу атаки /Са (1.7.6) зависит в основном от взаимного расположения крыльев и центра масс, а также от размеров хвостового оперения. Если крылья размещены так, что фокус по углу их отклонения оказывается перед центром масс, то > О и /С >0. Расчеты показывают, что для этих аппаратов. [c.115]

У статически устойчивых аппаратов этой схемы передаточные коэффициенты Кь (1-7.7) и К (1.7.6) положительны. Это значит, что поворот руля на положительный угол атаки вызовет вращение аппарата в положительном [c.116]

У статически устойчивых аппаратов этой схемы передаточный коэффициент по угловой скорости к (1.7.7) отрицателен (т д <0, < 0). [c.117]

Такое явление особенно характерно для летательных аппаратов, стартующих или опускающихся в атмосферах планет. Стремление получить максимальное аэродинамическое качество заставляет в момент взлета создавать наибольшую подъемную силу, в том числе за счет составляющих силы тяги управляющих двигателей либо путем поворота сопла основных (маршевых) двигателей. При этом в течение некоторого промежутка времени оперение (крыло) может испытывать наибольшее воздействие от газовых струй. В неблагоприятных условиях не исключается потеря устойчивости аппарата. Из сказанного следует важность достаточно точной оценки изменения коэффициента подъемной силы несущей поверхности от воздействия струй. Это изменение определяется разностью коэффициентов подъемных сил, получающихся при воздействии соответственно возмущенного [c.371]

Тонкостенные оболочечные конструкции широко используются в аэрокосмических аппаратах, объектах транспортного и химического машиностроения, строительных сооружениях, подвергаясь в процессе эксплуатации комбинированному воздействию внешних сил. При достижении некоторого критического уровня нагрузок они теряют устойчивость. Обладая легкостью, пространственная тонкостенная система — оболочка представляет собой исключительно жесткую конструктивную форму. При ее расчете и проектировании приходится учитывать влияние ряда технологических и конструктивных факторов качество изготовления, отклонения оболочки от теоретических обводов, несовершенство формы в районе сварных швов или конструктивных надстроек. Все они, как правило, учитываются соответствующим выбором коэффициентов устойчивости k. Учет всех факторов представляет весьма сложную задачу, поэтому на практике несущая способность конструкций устанавливается испытаниями натурных образцов. При проектировании же коэффициенты устойчивости принимаются по имеющимся в опубликованных работах рекомендациям или статистическим данным испытаний аналогичных конструкций. [c.42]

Практическое значение рассматриваемой темы для различных специальностей техникумов далеко не равноценно. В машиностроении с расчетами сжатых стержней на устойчивость приходится встречаться при проектировании металлических конструкций подъемно-транспортных машин, грузовых, нажимных и ходовых винтов, штоков поршневых машин, элементов конструкций летательных аппаратов Для учащихся немашиностроительных специальностей эта тема имеет только развивающее и почти никакого прикладного значения. Наиболее часто с расчетами на устойчивость приходится встречаться (в дальнейшем при изучении специальных предметов и в будущей практической деятельности) учащимся строительных специальностей. При этом последние ведут расчеты по СНиПам, т. е. пользуясь коэффициентами продольного изгиба, а не формулой Эйлера и эмпирическими зависимостями. [c.188]

В табл. 9.1 условно показаны различные частные случаи движения летательного аппарата и параметры, определяющие каждое из этих движений. Напишите соответствующие общие зависимости для коэффициентов моментов, выраженных через производные устойчивости. [c.244]

Напишите общие выражения для коэффициентов нормальной силы и момента тангажа в зависимости от соответствующих производных устойчивости при движении летательного аппарата в режиме мертвой петли , а также в случае свободного падения (рис. 9.2). [c.245]

Управляемость как степень восприимчивости объекта управления к воздействию рулей и устойчивость, характеризующая как бы невосприимчивость к подобному воздействию, являются в известном смысле противоречивыми понятиями. Действительно, чем более устойчив летательный аппарат, снабженный мощным хвостовым оперением, тем труднее осуществить его поворот при помощи руля. Правильный выбор соответствующей аэродинамической схемы, конкретной конструкции летательного аппарата, его органов управления и стабилизации с точки зрения обеспечения наивыгоднейшей управляемости и устойчивости составляет важнейшую задачу современной аэродинамики, в частности аэродинамической теории управления и стабилизации. При этом обеспечение управляемости и устойчивости связано с исследованием динамических свойств такого аппарата, описываемых указанной системой уравнений возмущенного движения. Их коэффициенты определяются компоновочной схемой, которой соответствуют определенные аэродинамические и геометрические характеристики, а также параметры движения по основной траектории. В результате решения этих уравнений выбирают наиболее рациональную динамическую схему летательного аппарата и соответствующую ей конструктивную компоновку, которая бы удовлетворяла баллистическим, технологическим и эксплуатационным требованиям, а также заданной управляемости и устойчивости. [c.6]

При этом абсолютная величина коэффициента обязательно зависит от воздействия таких органов. Это обусловлено изменением углов атаки и скольжения при отклонении рулей. При этом значения углов а, р соответствуют положению статического равновесия аппарата. Для сохранения заданных условий полета необходимо зафиксировать рули. Такой полет при зажатых рулях — уже неуправляемый. Его режим полностью определяется значениями производных устойчивости, которые зависят от собственных аэродинамических свойств летательного аппарата (в случае, если органы управления отсутствуют или если такие органы управления зафиксированы). [c.17]

Исследования показывают, что степень влияния производных устойчивости на аэродинамические коэффициенты неодинакова и практическое значение имеет лишь часть таких производных, в числе которых производные второго порядка составляют весьма небольшую долю. Анализ такого влияния осуществляется в каждом конкретном случае в зависимости от аэродинамической схемы летательного аппарата и условий его движения. В результате устанавливается, от каких производных зависят аэродинамические коэффициенты (или соответствующие силы и моменты) и влиянием каких из них можно пренебречь. При этом для каждого коэффициента можно выявить характерную тенденцию, связанную с такой зависимостью. Рассмотрим, например, коэффициент продольной (осевой) силы, выражение для которого можно записать в виде [c.18]

В качестве примера рассмотрим пересчет коэффициентов моментов тангажа и нормальной силы, а также соответствующих производных устойчивости, вычисленных относительно центра приведения, расположенного в точке О, для нового положения этого центра Ох, находящегося на расстоянии X (рис. 1.1.5). Аналогичная задача решается, в частности, при определении аэродинамических характеристик оперения относительно центра масс, который является центром вращения летательного аппарата в полете и совпадает, следовательно, с центром моментов. [c.22]

Если коэффициент центра давления Сц.д больше относительной координаты центра масс Хц.м, т. е. если центр давления расположен за центром масс, то летательный аппарат будет статически устойчивым при переднем расположении центра давления (разность —Сц.д положительна) —ста- [c.33]

Для анализа боковой устойчивости летательного аппарата требуется совместное рассмотрение характера изменения углов крена и скольжения при одновременном действии возмущающих моментов крена М . и рыскания Му. Если после прекращения такого воздействия эти углы уменьшаются, стремясь к первоначальным значениям, имеет место боковая статическая устойчивость. Таким образом, при исследовании боковой устойчивости следует, строго говоря, рассматривать одновременно изменение аэродинамических коэффициентов и Шу. Однако в большинстве практических случаев боковую устойчивость можно разделить на два более простых вида — поперечную статическую устойчивость (устойчивость крена) и статическую устойчивость пути — и изучать их отдельно, рассматривая изменение соответствующих коэффициентов гпх у), гпу < ). [c.35]

Для упрощения анализа продольной устойчивости и изучения воздействия на эту устойчивость аэродинамических характеристик будем исходить из предположения, что невозмущенное движение аппарата является прямолинейным и установившимся. Тогда динамические коэффициенты будут постоянными и система (1.5.1) легко интегрируется. Будем искать частные интегралы этой системы в виде ДК = Да = ДИ = СеР , где [c.40]

Передаточный коэффициент характеризует маневренные свойства. летательного аппарата. При достаточной степени статической устойчивости величиной афз по сравнению с можно пренебречь, и тогда [c.53]

Для статически устойчивых летательных аппаратов, у которых подъемная сила рулей пренебрежимо мала, переходный процесс представляет собой обычно свободное колебательное движение с коэффициентом затухания [c.54]

При малом отклонении летательного аппарата от направления скорости полета коэффициенты момента и нормальной силы корпуса и оперения можно рассматривать величинами, пропорциональными углу атаки (или скольжения), и, следовательно, коэффициент центра давления, представляюш,ий собой отношение этих коэффициентов, — постоянным значением. Исследование запаса статической устойчивости должно быть увязано с изменением положения центра масс конструкции. Такое изменение может происходить, в частности, за счет выгорания топлива при движении летательного аппарата на активном участке траектории. В общем случае следует учитывать также и возможность изменения положения центра давления, обусловленного большими отклонениями аппарата. [c.60]

Если производная т св < О, то летательный аппарат со свободными рулями обладает статической устойчивостью. Эту производную называют коэффициентом (степенью) продольной статической устойчивости со свободными рулями высоты. Аналогично, величина [c.84]

Управление обтеканием, проявляющееся в непосредственном воздействии на поток газа около летательных аппаратов, используется для улучшения их аэродинамических свойств и позволяет решать две основные задачи. Одна из них связана с таким воздействием на обтекающий газ, при котором достигаются заданные суммарные аэродинамические характеристики или их составляющие. Например, может обеспечиваться нужное значение максимального коэффициента подъемной силы или наивыгоднейшее аэродинамическое качество, требуемое изменение (повышение или снижение) лобового сопротивления, сохранение устойчивости ламинарного пограничного слоя и, как результат, уменьшение трения и теплопередачи. Решение второй задачи позволяет формировать таким образом управляющий поток, чтобы улучшить условия обтекания органов управления и стабилизирующих устройств (оперения) и тем самым повысить управляющий и стабилизирующий эффекты. Кроме того, соответствующие устройства, управляющие движением газа, используются для повышения эффективности реактивных двигателей (в частности, путем улучшения обтекания воздухозаборников), а также отдельных средств механизации летательных аппаратов (щитки, предкрылки, закрылки и др.). [c.103]

Одним из эффективных в аэродинамической теории тонких тел является метод присоединенных масс. В отличие от рассмотренного ранее способа расчета аэродинамических коэффициентов и статических производных устойчивости, основанного на исследовании параметров обтекания с учетом интерференции, этот метод позволяет определить непосредственно аэродинамические характеристики. Вместе с тем метод присоединенных масс расширяет возможности аэродинамических расчетов для большего числа конфигураций летательных аппаратов и является основой определения наряду со статическими производными устойчивости также вращательных производных и производных по ускорениям. [c.155]

Расчет производных устойчивости по формулам (2.2.1), (2.2.2) осуществляется с учетом значений коэффициентов присоединенных масс, рассчитанных по геометрическим параметрам у основания летательного аппарата, где размах консоли а = 5 . Некоторые производные устойчивости зависят от характера распределения по длине летательного аппарата местной величины этого коэффициента, называемого коэффициентом присоединенных масс поперечного сечения. По его величине находится соответствующий инерционный коэффициент этого сечения. [c.156]

По приведенным значениям коэффициентов присоединенных масс Хц, Х22 могут быть вычислены статические производные устойчивости соответствующих комбинаций летательных аппаратов. Напишем выражения для этих производных, используя систему координат, изображенную на рис. 2.2.2, начало которой совпадает с центром масс [c.158]

Другие производные второго порядка равны нулю. Это может быть обусловлено либо спецификой самого метода расчета таких производных, либо аэродинамическими особенностями летательных аппаратов. Вместе с тем некоторые производные принимались равными нулю в соответствии с условием, что в выражении (1.1.5), определяющем аэродинамический коэффициент в виде ряда, удерживались лишь квадратичные члены. Сказанное в одинаковой мере относится и к нахождению производных устойчивости первого порядка. [c.181]

Пример 2.5.1. Определить аэродинамические коэффициенты и соответствующие производные устойчивости летательного аппарата в виде тонкой конфигурации корпус— крыло — оперение , движущейся под углом атаки а = 0,1 со скоростью = 510 м/с <М = 1, 5) в нижних слоях атмосферы. [c.213]

Рассматриваемая вихревая модель весьма удобна для расчета обтекания на электронно-вычислительных машинах. Это обусловлено, во-первых, достаточно простыми соотношениями, которыми описывается возмущенное течение около летательного аппарата, и, во-вторых, рядом важных свойств системы алгебраических уравнений, к которым сводится решение задачи. Одно из этих свойств состоит в том, что диагональные члены в матрице коэффициентов уравнений играют доминирующую роль сами же решения обладают большой устойчивостью по отношению к исходным данным. Существенной особенностью расчетов на ЭВМ является также и то, что использование косых подковообразных вихрей вместо обычных приводит к значительному упрощению вычислений и достижению более точных результатов. [c.222]

Расчет аэродинамических характеристик. По значениям производных циркуляции гД и ГД( можно вычислить распределение коэффициентов давления, а по ним — производные устойчивости летательного аппарата. При этом разность коэффициентов давления для нижней и верхней поверхностей аппарата вычисляется в виде ряда [c.234]

Выбранная схема защиты футеровкой (табл. 31) должна быть проверена расчетом на прочность — по несущей способности (прочности и устойчивости)—для всех конструкций, а также по образованию трещин — для конструкций, в которых образование трещин не допускается или их раскрытие ограничивается. При наличии органического подслоя под футеровкой необходимо проверить соответствие температуры на границе броня — подслой температурному пределу его использования. В сложных комбинированных футеровках аппаратов, работающих в условиях большого перепада те шератур, расчетом необходимо проверить напряжения, возникающие между каждым слоем футеровки, а также на границе футеровка — броня, и в металле, в силу различия коэффициентов линейного расширения примененных материалов. Выбор окончательного варианта защиты производится по минимуму приведенных затрат. [c.92]

Устойчивость аппаратов на платформе проверяют с учетом их веса, ветровых и инерционных нагрузок, положения центра тяжести платформы и аппарата и коэффициента динамичности. Аппараты устанавливают на надежно закрепленные башмаки, изготовленные пз проката. Между башмаками укладывают и закрепляют деревянные брусья (подушки). Аппарат крепят на платформе за скобы и стоечные гнезда поясами из проволоки диаметром 6 мм в несколько ниток и боковыми связями, закрепленными за кольца жесткости и отрезки угольников, приваренные к корпусу аппарата. Связи также свнП) нескольких прядей проволоки. [c.444]

Колебания, возникающие при резонансе п-го рода, иногда также называют автопараметрическими. Этот термин возник в связи с математическим аппаратом, при.меняемым при исследовании условий устойчивости двпншния при резонансе -го рода. При исследовании вопроса об устойчивости движения приходится рассматривать линейные дифференциальные уравнения с периодическими коэффициентами. Эти уравнения будут рассмотрены ниже, при изучении квазигармонических колебаний и параметрического резонанса. [c.306]

Разделение общего движения аппарата на эти два вида возможно, если предположить, что система управления работает идеально , обеспечивая в течение всего полета равенство нулю моментов М , Му, М . О таком летательном аппарате и его системе управления говорят как о безынерционных. Предположение о безынерционности означает, что при отклонении рулей углы атаки и скольжения мгновенно (или достаточно быстро) принимают значения, соответствующие статически устойчивому положению аппарата. В этих условиях движение. его центра масс в плоскости полета исследуется независимо. При таком исследовании аэродинамические коэффициенты записываются в таком виде [c.25]

Поперечная статическая устойчивость. Предположим, что при установившемся движении под углом атаки Цн аппарат повернулся вокруг оси Ох на некоторый угол крена у- Этот поворот при неизменной ориентировке оси Ох относительно вектора скорости V вызовет появление углов атаки а йнСоз у и скольжения р анз1п у. В свою очередь скольжение обусловливает появление момента крена, коэффициент которого [c.35]

Статическая устойчивость пути. Такая устойчивость характеризуется коэффициентом (степенью), определяемым значением дМу1д > (или дту д = = т ). Если производная <0, то аппарат обладает статической устой- 8 [c.36]

Передаточный коэффициент по углу атаки /С =(Да/Аб )уст характеризует статическую управляемость при установившемся движении (Q г = onst) — способность изменять угол атаки при отклонении органов управления. При отсутствии вращения (Q =0) или в случае, когда аппарат имеет повышенную степень статической устойчивости (по сравнению с демпфированием) и роль органов управления в создании подъемной силы невелика, этот коэффициент совпадает с величиной (а/бо)бап> определяемой по балансировочной зависимости (1.4.6). В случае возрастания степени статической устойчивости передаточный коэффициент уменьшается. [c.53]

Данные об определении шарнирного момента используются при исследовании важного свойства летательного аппарата, которое связано с его статической устойчивостью при полете со свободными рулями. В этом случае рули занимают положение свободного равновесия, при котором шарнирный момент равен нулю, т. е. /Пша+т б = О (индекс ош> опускаем). Коэффициент момента тангажа, действующего на аппарат, определяется из выражения тгсв= Шга+Шг б . [c.84]

Пример 2.2.1. Вычислим статические производные устойчивости и коэффициент центра давления летательного аппарата в виде тонкого тела вращения с конической головной частью, снабженного трех- или четырехконсольным оперением. Форма и размеры этого аппарата приведены на рис. 2.2.3. В качестве характерных геометрических параметров выберем площадь двух изолированных консолей — г) = [c.159]

Изменение коэффициентов интерференции. Результаты расчета коэффициентов интерференции для тонких комбинаций могут быть положены в основу метода определения статических производных устойчивости летательных аппаратов, состоящих из нетонких элементов. Этот метод состоит в том, что производную устойчивости вычисляют в виде произведения коэффициента интерференции для тонкого тела и соответствующего значения этой производной для изолированного оперения, найденного по линеаризованной теории. В соответствии с этим методом производные от коэффициентов нормальной силы консолей нетонкого оперения и корпуса [c.162]

Рассмотрим устойчивость процесса стабилизации угловой скорости крена летательного аппарата. Для этого упростим уравнения (3.6.1 ) и (3.6.2 ), приняв в них Sp = 8р, Мв = Мт = В sin 7, = 0 и обозначив средние для исследуемого участка траектории значения коэффициентов 5//г = Л = = 2, Д + QyJpyUFZ = di, D = dz, = dg. В результате получим линеаризованную систему дифференциальных уравнений движения летательного аппарата и роллеронов [c.287]

Целесообразно в качестве двух таких параметров выбрать и 2- Действительно, из (3.6.8) видно, что коэффициенты А = 2 и В = пЬ в основном зависят от условий полета, размеров и аэродинамических параметров летательного аппарата и в меньшей степени от характеристик роллерона (значения 8р, Гр, Сур в выражении для коэффициента В). Коэффициент С = определяется производной демпфирования роллерона гпш, величина которой должна быть вполне определенной для обеспечения стабилизации. В соответствии с этим анализ устойчивости удобнее проводить при фиксированных значениях параметров Ь , и [c.289]

Итак, для устойчивой работы отдельной трубы или пучка труб необходимо, чтобы гидродинамические характеристики их были однозначны. Однако одного этого недостаточно. Гидродинамическая характеристика может быть в интервале изменений расходов, при которых работает аппарат, пологая и тогда из-за нетождест-венности отдельных витков в них могут установиться различные ре-лллмы. Чтобы обеспечить допустимую крутизну характеристики, необходимо (если это возможно) уменьшить числовой коэффициент в выражении (2.46) в 1,5—2,0 раза [172]. [c.73]

В ряде отраслей техники режимы работы испарителей характеризуются чрезвычайно низкими температурными напорами и соответственно очень малыми плотностями теплового потока. Это относится к конденсаторам-испарителям воздухоразделительных установок, к испарителям, работающим в холодильной промышленности, и др. В испарителях, работающих в составе холодильных машин, повышение температурного напора связано с ухудшением энергетических показателей холодильной установки в целом. Например, Б установках каскадного типа снижение перепада температур с 5—7 до 2—3°С приводит к уменьшению энергозатрат при той же поверхности теплообмена на 10—15% 1137]. Однако при таких низких температурных напорах тепловой поток к хладагенту передается в условиях неразвитого кипения, поэтому коэффициент теплоотдачи к нему нередко оказывается ниже значения а со стороны горячего теплоносителя. Это приводит к очень большим габаритам теплообменных аппаратов и к неудотвлетворительным их весовым характеристикам. Так, масса кожухотрубных фреоновых испарителей обычно составляет 30—40% массы металла всей холодильной машины. Стремление уменьшить габариты испарителей, снизить расход металла (особенно дорогостоящих цветных металлов) на их изготовление заставило ученых искать возможности интенсификации теплообмена при кипении и способы достижения устойчивого развитого кипения при весьма малых температурных напорах. [c.218]

Пластины, работая в качестве несущих элементов многих конструкций, и в особенности в качестве обшивки летательных аппаратов, подвергаются воздействию различного рода нагрузок, вызывающих в них плоское напряженное состояние. Ортотроп-ным пластинам, как и изотропным, свойственно явление потери устойчивости, когда они нагружаются усилиями, вызывающими высокий уровень сжимающих в одном или в двух направлениях напряжений (распределенных равномерно или неравномерно), касательных напряжений или комбинированное напряженное состояние. При достаточно больших значениях коэффициентов жесткости А1, и как например, в случае параллельно- и [c.183]

Третий том курса содержит шестой отдел, посвященный динамике (глава XVII) и устойчивости (глава XVIII) деформируемых систем. Такое объединение этих разделов механики стало традиционным. Часто оно основывалось лишь на сходстве математических задач по определению собственных частот и критической силы как собственных чисел матрицы коэффициентов некоторой линеаризованной системы уравнений, относящейся к механической системе с конечным числом степеней свободы, или собственных значений некоторого дифференциального оператора, в случае системы с бесконечным числом степеней свободы (в проблеме, устойчивости интересуются, как правило, минимальным собственным числом (значением)). Еще более органичным сближение указанных выше разделов механики стало в связи с развитием теории динамической устойчивости. Существенным импульсом для дальнейшего такого сближения явились работы В. В. Болотина, способствовавшие осознанию специалистами того факта, что само понятие устойчивости форм равновесия (покоя) следует рассматривать как частный случай понятия устойчивости движения, поскольку само равновесие (покой) является частным случаем движения. Даже обоснование широко используемого статического критерия устойчивости становится строгим лишь при использовании аппарата динамики. В связи со сказанным естественно предпослать обсуждению устойчивости изложение динамики. Именно такая последовательность расположения материала и принята в настоящей книге. [c.4]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...