Движение тангажа

Рассмотрите следующие три вида движения тангажа летательного аппарата [c.244]

В соответствии с условием задачи движение летательного аппарата в продольной плоскости (движение тангажа) определяется углом атаки а, скоростью поступательного движения V, угловой скоростью Q , производными а = da./di, V = [c.263]

В ряде случаев практическое значение при исследовании аэродинамических коэффициентов имеет часть производных устойчивости, в числе которых производные второго порядка могут составлять небольшую долю. При движении тангажа коэффициент нормальной силы [c.264]

Таким образом, и в рассматриваемых случаях центры давления располагаются за центром масс, т. е. возникает демпфирование движений тангажа и рыскания. [c.657]

Как видно, силы Магнуса также способствуют демпфированию при движениях тангажа и рыскания. [c.657]

Принципиальная возможность такого разложения на продольное и боковое движения обусловлена симметрией летательного аппарата относительно продольной оси. В свою очередь продольное движение (движение тангажа) складывается из поступательного перемещения центра масс в вертикальной плоскости полета (траектория мало отличается от плоской) и вращения вокруг поперечной оси Ог. При таком движении обеспечивается хорошая стабилизация по крену и такие параметры, как р, у, (о, Му, можно считать пренебрежимо малыми (органы управления креном и рысканием практически не отклоняются). При боковом движении в направлении оси Ог перемещается центр масс, а аппарат испытывает вращение относительно осей Ох и Оу (при этом работают рули управления, обеспечивающие движения рыскания и крена). [c.24]

Движение тангажа и крена + -ь + 4- [c.25]

Движение тангажа без крена + — — — -ь -ь — — [c.25]

Особый интерес представляет движение тангажа, которое называют главным видом движения. Обычно при таком движении возникают продольные колебания, которые хорошо описываются синусоидальными зависимостями для производных а или 0 [c.26]

Управляющие силы создаются вращением летательного аппарата вокруг двух осей. Для этих целей аппарат имеет четыре органа управления, обеспечивающих управление движениями тангажа, рыскания и крена, а также тягой двигателя. В дальнейшем не будем касаться конструкции двигателей и способов регулирования их тяги, а рассмотрим только первые три вида органов управления, обеспечивающих регулирование управляющих сил при фиксированной тяге. Такое регулирование связано с изменением углов атаки, скольжения или крена летательного аппарата, которое вызвано соответствующими управляющими момента-м и. Эти моменты действуют относительно центра масс и по своей величине определяются управляющими усилиями, непосредственно создаваемыми такими органами. При этом управляющие моменты необходимы также для обеспечения требуемой угловой ориентации аппарата в полете, т. е. для его угловой стабилизации. Устройства, создающие такие моменты, называются органами стабилизации. [c.48]

Кроме того, для движения тангажа с креном имеют место дополнительные равенства [c.125]

Движение тангажа и крена Движение тангажа без крена Движение крена без тангажа Движение без тангажа и крена [c.125]

Корневой годограф для изменения устойчивости по скорости дает полезную количественную информацию относительно корней, характеризующих продольное движение вертолета продольной схемы на режиме висения. Полюс разомкнутой системы S = AMq, который соответствует корню изолированного движения тангажа, является хорошим приближением для фактического значения корня, поскольку демпфирование велико, а коэффициент усиления Ми мал. Если вертикальная асимптота [c.744]

На самолетах с тандемными крыльями ось движения тангажа находится примерно посередине между крыльями. В дополнение к необходимости поднять фюзеляж, например, вверх в движении тангажа, необходимо переместить вверх массу переднего крыла и вниз-массу заднего крыла. Таким образом, возникает необходимость перемещения значительной дополнительной массы кроме того, требуется и большая по величине управляющая сила. Возникает и еще один недостаток с точки зрения аэродинамики значительно увеличивается балансировочное сопротивление. [c.37]

Летательные аппараты схемы бесхвостка обладают двумя принципиальными недостатками, которые вполне способны свести на нет присущие этой схеме достоинства. Первым из этих недостатков является неустойчивость в движении тангажа-тенденция крыла к вращению относительно собственной поперечной оси, если положение точки приложения подъемной силы (центр аэродинамического давления) изменяется относительно положения центра масс. Устойчивость такого аппарата легко обеспечить для некоторого расчетного значения скорости, но при изменении скорости или положения центра давления обеспечение устойчивости представляется довольно сложным. Вторым недостатком схемы бесхвостка является малое плечо поверхностей управления по тангажу. Так как традиционные органы балансировки-рули [c.56]

Разумеется, эйлеровы углы —не единственно возможный выбор обобщенных координат. В динамике полета, например при исследовании движения самолета или ракеты, используется иногда иной выбор обобщенных координат в качестве трех углов, характеризующих положение летящего тела, принимают угол отклонения горизонтальной оси самолета от заданного курса (угол рыскания), угол поворота вокруг горизонтальной оси, проходящей перпендикулярно курсу, например вдоль крыльев, и характеризующей отклонение от горизонтали (угол тангажа), и наконец, угол поворота вокруг продольной оси самолета (угол крена). [c.189]

Назовем углом атаки а острый угол между хордой крыла и вектором скорости центра масс самолета v, отсчитываемый ОТ вектора скорости против часовой стрелки для наблюдателя, смотрящего на плоскость рисунка. Угол между горизонтальной осью х и вектором скорости V — угол подъема траектории центра масс — обо,значим через 0. Тогда ф = 0-f-а определит угол между осью х и неизменным направлением в движущемся теле ф называется углом тангажа. Дифференциальные уравнения движения самолета составим, пользуясь (5) и (6) это—уравнения движения центра масс в естественной форме [c.268]

Иначе обстоит дело при движении самолета. Вес вращающихся частей составляет здесь заметную долю веса конструкции. Поворот оси мотора самолета в какой-либо плоскости вызывает в перпендикулярной плоскости гироскопическую пару сил, передающуюся через подшипники корпусу самолета. Если ось направлена вдоль корпуса, то при поворотах в горизонтальной плоскости (виражах) эта пара будет создавать колебания угла тангажа, поднимая и опуская самолет. В конструкциях, снабженных двумя винтами, вращающимися в противоположные стороны, гироскопические моменты, передаваемые корпусу самолета, уравновешиваются эти конструкции допускают более резкие виражи, не проявляя тенденций к колебаниям угла тангажа. [c.371]

Летательный аппарат совершает ускоренный полет на некоторой высоте под переменным углом атаки без крена и скольжения, вращаясь вокруг поперечной оси с угловой скоростью, изменяющейся во времени. Используя теорию размерностей найдите общие выражения для момента тангажа и соответствующего аэродинамического коэффициента в функции параметров, определяющих движение летательного аппарата. [c.243]

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]

Определите соответствующие производные для коэффициентов момента тангажа и крена при симметричном и несимметричном движениях стреловидного крыла по известному распределению производных безразмерной циркуляции Г и Г г [c.252]

Для тонкого конуса, изображенного на рис. 10.7, определите аэродинамические силы и момент тангажа относительно оси, проходящей через носок, а также соответствующие коэффициенты при условии, что угол атаки а = 0,1, число Моо= = 2, а движение конуса происходит вблизи поверхности Земли. [c.478]

Проекции вектора в той и другой системах координат имеют одно и то же название, а именно составляющие относительно осей и л называются моментом крена (соответственно, М ), составляющие относительно осей уа и у — моментом рыскания (Му, Му), составляющие относительно осей 2а и г — моментом тангажа (Мга, М )- Положительным будем считать момент, который стремится повернуть летательный аппарат против часовой стрелки (если вести наблюдение за движением с конца вектора момента). В соответствии с принятым расположением осей координат на рис. 1.1.1 положительный момент увеличивает угол атаки, отрицательный — уменьшает. [c.14]

Движение крена без тангажа — — -ь — — — — 4- [c.25]

Движение без тангажа и крена [c.25]

В соответствии с этим принимается, что продольная сила X направлена вдоль этой оси, а центр давления в случае движения в плоскости тангажа [c.28]

Исследование свойства управляемости, т. е. определение способности летательного аппарата реагировать на отклонение рулей соответствующими изменениями параметров движения (углов атаки, тангажа, рыскания, наклона траектории), является основным при изучении возмущенного движения. Для этих целей служат линеаризованные уравнения, описывающие возмущенное движение летательного аппарата, испытывающего воздействие управляющих усилий от органов управления. Анализ этих уравнений позволяет установить влияние аэродинамических характеристик аппарата, обусловленных таким воздействием, на управляемость. [c.51]

Зги значения зависят от динамических коэффициентов системы уравнений возмущенного движения, определяемых, в свою очередь, соответствующими производными аэродинамических коэффициентов. Очевидно, значения (1.7.3) определяют в численном виде реакцию на отклонение органов управления соответственно для углов тангажа, наклона траектории и атаки. Суммарная реакция какого-либо угла определяется сложением соответствующих угловых величин, например АН = lt tA6 >-f ц т. д. [c.52]

Особенностью обтекания летательных аппаратов, выполненных по схеме утка или с поворотными крыльями, является интерференция подвижных органов управления с расположенными за ними неподвижными несущими поверхностями при управлении продольным или боковым движением (по каналам тангажа или рыскания). Такая интерференция может вызвать дополнительные моменты крена, что следует принимать во внимание при управлении поперечным движением с помощью элеронов, которые должны парировать эти моменты. [c.255]

По результатам решения задачи 11.76 определите положение центров давления при движениях тангажа и рыскания трехконсольного оперения летательного аппарата и проанализируйте ее устойчивость. [c.601]

Используя метод присоединенных масс, вычислите производные устойчивости трехконсольного летательного аппарата, совершающего независимые движения тангажа и рыскания (без крена Иа,. = 0). Форма и размеры летательного аппарата показаны на рис. 11.15. [c.601]

При движении тангажа координата центра давления, обуеловленноро углом атаки а, [c.656]

Для трехконсольной комбинации, движущейся без крена, производные определяются следующими зависимостями движение тангажа [c.658]

Теперь вопрос заключается в том, как обращаться с этими выделенными движениями. Сложности возникают потому, что эти шесть степеней свободы пе являются независимыми некоторые движения связаны. Предположим, папример, что движение снижения первоначально задается самолету в установившемся горизонтальном полете. Тогда скорость воздуха отпосительпо самолета становится наклонной, т. е. угол атаки изменяется. Изменение угла атаки создает момент тангажа, который устанавливает движение тангажа. При этом между сни- [c.152]

В конце начального участка А а принимает установившееся значение (AI2z 0), равновесие сил в направлениях касательной и нормали к траектории нарушается, так как углы тангажа д и наклона траектории 0 отклоняются от соответствующих значений в невозмущенном движении. Поэтому летательный аппарат отклонится от траектории такого движения. На этом втором участке, характеризующемся очень малыми отклонениями А а и AQ 2, движение будет длиннопериодическим, медленно затухающим с изменяющимися отклонениямиА со, Ai>, А0. Такими же особенностями будет обладать и движение по криволинейной траектории (неуста-новившийся полет). [c.42]

В уравнения, описывающие движение летательного аппарата, входят аэродинамические силы и моменты (или соответствующие аэродинамические коэффициенты), зависящие от углов отклонения рулевых устройств. Следовательно, чтобы рещить эти уравнения и рассчитать траекторию управляемого аппарата, к этим уравнениям необходимо добавить зависимости, определяющие закон формирования управляющего воздействия. Такая зависимость носит название уравнения управления. Обычно оно устанавливает связь между углом отклонения руля и величиной управляемого параметра траектории. В частности, при управлении продольным движением с автоматом угловой стабилизации по тангажу уравнение управления в общем виде может быть представлено как Аб = /(АО, АО, АО), где АО = О—Оп (0 — программное значение угла 0). При малых изменениях [c.50]

АО, АО, АО уравнение для Аб представляется рядом Аб = ЦоД +йлАО-ЬдзАО. Здесь величины Ц представляют собой коэффициенты уравнения по тангажу, являющиеся в рассматриваемой линейной постановке величинами постоянными и определяемые в зависимости от динамических свойств системы управления. Аналогично могут быть записаны уравнения управления по углу крена и рыскания. Для общего случая движения уравнения управления имеют более сложный вид. [c.50]

Особенностью схемы бесхвостка является существенный вклад в создание подъемной силы аппарата органов управления, определяемый величиной Уд ба. Для такого аппарата характерно отсутствие скосов потока, снижающих эффективность рулей и крыльев. Использование рулей на горизонтальных крыльях делает более надежным управление по крену, так как исключается возможность обратного влияния крена. Статическая устойчивость практически независима от движения по тангажу, рысканию и крену. Летательные аппараты, выполненные по схеме бесхвостка , могут иметь неуправляемое оперение, расположенное как впереди, так и позади центра масс. Необходимость в таком оперении возникает при стремлении улучшить характеристики устойчивости и демпфирования. На рис. 1.13.6,6 показано, что летательный аппарат имеет в носовой части неподвижные поверхности 3, выполняющие функции дестабилизаторов, которые уменьшают чрезмерную статическую устойчивость, придаваемую сильно развитой хвостовой несущей поверхностью. Дестабилизатор одновременно играет роль демпфирующего устройства. Кроме того, отсутствие изолированного управляющего оперения уменьшает лобовое сопротивление. По этой же причине крыло не испытывает неблагоприятного воздействия скоса потока. [c.117]

Анализ зависимостей (4.8.2), (4.8.3) и (4.8.5) позволяет сделать вывод о существенной связи каналов управления. Рассмотрим эту связь на примере четырехсоплового блока, дросселированием сопл которого обеспечивается управление движением летательного аппарата по тангажу, рысканию и крену. Из первого уравнения системы (4.8.3) и уравнений (4.8.2) следует, что для создания момента крена необходимо выполне- У [c.335]

Для определения зраща-тельного движения самолета с ним связывают ортогональную систему координат Схуг, причем ось х направляется по оси самолета от хвоста к кабине летчика, ось у располагается в плоскости симметрии самолета, а ось z —по размаху крыла вправо для летчика (С — центр тяжести самолета). Угловые перемещения самолета относительной осей С г] , (горизонтальная ось g направляется по курсу самолета, ось rj — вертикально пьерх, а горизонтальная ось — перпен идаяр-но осям 5 и 11) определяются, кгк показано на рисунке, тремя само/<ет(шми углами углом рыскания ij , углом тангажа О и углом крена ф. [c.145]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...