Движение без крена (скольжения)

Движение без крена (скольжения) [c.132]

Влияние срыва пограничного слоя на поперечную устойчивость может быть различным. Рассматривая второй член в (2.3.38), можно видеть, что при положительных значениях а и Л и углах скольжения р < а возникает дополнительный восстанавливающий момент крена в случае больших значений угла скольжения (р > а) знак момента изменяется на обратный. Все эти особенности вихревого воздействия на движение крена могут детально исследоваться экспериментальным путем. [c.177]

БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ—способность самолета устранять возникаюш,ие под действием возмущения боковые движения (крен и скольжение), т. е. восстанавливать первоначальное направление полета. [c.220]

Несколько слов о других движениях — боковом скольжении, крене и рыскании — ио порядку. Эти движения взаимосвязаны между собой. Нанример, если самолету, первоначально находящемуся в установившемся, прямом полете, задать движение рыскания так, чтобы левое крыло двигалось вперед, а правое крыло — назад, то относительная скорость воздуха увеличивается па левом крыле и уменьшается на нравом. Это приводит к увеличению подъемной силы на левом крыле и уменьшению подъемной снлы на нравом, создавая таким образом момент крена самолета. С другой стороны, если самолету задать движение крена, то будет создан момент рыскания, который стремится перемещать опускающееся крыло вперед. В этом отношении движения крена и рыскания связаны между собой. Между движениями существуют также другие виды взаимодействия, так что их следует рассмотреть вместе под термином боковая устойчивость. [c.156]

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]

Определение аэродинамических производных связано с разложением движения аппарата на продольное и боковое движения. Возможность такого разложения обусловлена симметрией летательного аппарата относительно продольной оси. В свою очередь, продольное движение складывается из поступательного перемещения центра масс в вертикальной плоскости полета и вращения вокруг поперечной оси 02. При этом движении обеспечиваются хорошая стабилизация по крену и изменение углов скольжения и крена угловые скорости и>у можно считать пре- [c.267]

Статическая устойчивость схематически подразделяется на продольную и боковую. При этом в случае продольной устойчивости полагают, что все возмущающие силы и моменты действуют в продольной плоскости связанных осей хОу. Таким образом, исследуются только такие движения аппарата, которые происходят в его плоскости симметрии при отсутствии крена и скольжения. При анализе боковой устойчивости рассматриваются возмущенные движения летательного аппарата, связанные с изменением углов крена и скольжения при неизменном угле атаки. Такие движения всегда взаимосвязаны. Отклонение элеронов вызывает не только крен, но и скольжение. Вместе с тем поворот улей направления приводит также к накренению. Поэтому исследование боковой устойчивости связано с анализом как моментов крена, так и моментов рыскания. [c.32]

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]

Плоская комбинация. Рассмотрим интерференцию корпуса и оперения в виде пары плоских консолей в случае движения летательного аппарата со скольжением, вызванным его поворотом на некоторый угол крена ф (рис. 2.1.6). Наряду с этим углом обтекание такого аппарата и, следовательно, интерференция зависят также от угла Ос, образуемого продольной осью и направлением скорости набегающего потока. Этот угол измеряется в плос- [c.141]

Моменты рыскания и крена. При прямолинейном движении по ВПП в процессе разбега боковая аэродинамическая сила 2р. н. создаваемая рулем направления, уравновешивается боковой реакцией опор Zk (рис. 1.9, а). При отрыве самолета реакция земли исчезает, вследствие чего неуравновешенная сила 2р. н (рис. 1.9, б) искривляет траекторию в сторону полу-крыла с остановленным двигателем и вызывает скольжение на это полукрыло. При этом возникает аэродинамическая сила, [c.28]

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]

Вертолет на режиме висения статически нейтрален относительно отклонений по углам тангажа или крена, поскольку на нем не возникают моменты, непосредственно препятствующие таким отклонениям (разд 1 3.4.5). На этом режиме вертолет статически устойчив по отношению к отклонениям продольной или поперечной скорости вследствие наличия производных Ми и Lv. Аналогична этому динамика бокового движения самолета, который статически устойчив по поперечной скорости (скольжению на крыло), что обусловлено углом V-образности крыла, но [c.762]

После отрыва возможны различные варианты движения самолета. Первый — выдерживание и подъем без скольжения и крена с сохранением заданного курса взлета (ось фюзеляжа параллельна ВПП). При этом образуется снос (рис. 14.05,а). [c.349]

Весь вопрос в том, какой характер движения считать наиболее благоприятным, иными словами, какой способ устранения скольжения лучше — креном или рысканием [c.71]

Все дело заключается в том, что движение самолета весьма сложно и характеризуется не одним, а целым рядом параметров. При этом устойчивость поддержания одного из них может не совпадать с устойчивостью другого, а иногда даже вступать в прямое противоречие с ним. Именно так происходит с креном и скольжением. [c.72]

Аэродинамика понимает под поперечной устойчивостью способность сохранять постоянный (нулевой) угол скольжения ценой колебаний угла крена, а в летной практике чаще называют поперечно устойчивым самолет, хорошо сохраняющий постоянный угол крена. Иногда интересы крена и скольжения совпадают так, при прямолинейном установившемся полете со скольжением вывод самолета из крена и из скольжения осуществляется одним и тем же движением. Но этот режим полета представляет собой, пожалуй, единственное исключение. Во всех остальных случаях крен и скольжение враждуют между собой. [c.72]

Следует подчеркнуть, что постоянная угловая скорость разворота, соответствующая данному крену, установится у самолета, обладающего большой путевой устойчивостью, очень быстро, практически одновременно с образованием самого крена, и во всяком случае значительно быстрее, чем у самолета с малой путевой устойчивостью, который, будучи введен в крен, может лететь без разворота (или с медленным разворотом) на боку , со скольжением, пока летчик рядом последовательных движений педалями не подберет нужную скорость вращения. Ясно, что во втором случае ввод самолета в разворот будет связан с неизбежными колебаниями и займет больше времени, чем в первом (рис. 2). Приведенный пример лишний раз показывает необоснованность иногда еще встречающегося среди летного состава и даже в литературе механического противопоставления устойчивости и управляемости друг другу. [c.75]

На первый взгляд может показаться странным, что несимметричная тяга нарушает равновесие самолета не только в путевом, но и в поперечном отношении. Однако имеющуюся здесь взаимную связь явлений нетрудно объяснить. Когда выходит из строя двигатель, происходит занос хвоста , т. е. поворот плоскости симметрии самолета относительно направления движения. Иначе говоря, возникает скольжение (рис. 1), которое будет тем больше, чем при прочих равных условиях меньше путевая (флюгерная) устойчивость. Поскольку самолет обладает поперечной устойчивостью, последняя проявит себя в виде момента крена, направленного в сторону, противоположную скольжению, т. е. в сторону отказавшего двигателя. Следовательно, тенденция к накренению, появляющаяся вслед за возникновением несимметричной тяги, будет тем сильнее, чем [c.79]

Период и затухание бокового колебательного движения у различных самолетов могут изменяться в широком диапазоне по указанным выше причинам. Кроме того, на характеристики бо ковых колебаний самолета влияют также момент рыскания, создаваемый угловой скоростью крена, и боковая сила, возникающая при скольжении. [c.105]

Рассмотрим характер движения самолета, который имеет конечный запас продольной и путевой статической устойчивости, но при этом возникающие инерционные силы и моменты настолько малы, что их влиянием можно пренебречь. Благодаря конечному запасу продольной и путевой статической устойчивости такой самолет под действием кренящего момента будет вращаться вокруг оси, не совпадающей ни с направлением траектории полета, ни с направлением своей продольной оси. Происходит это потому, что изменение углов атаки и скольжения, вызываемое вращением, будет сопровождаться появлением восстанавливающих моментов, поворачивающих продольную ось самолета относительно траектории полета. Поэтому углы атаки и скольжения будут тем ближе к своим исходным значениям, чем меньше угловая скорость крена. Если последняя невелика, то самолет будет вращаться относительно оси, почти совпадающей с направлением траектории полета. [c.109]

В общем случае движение летательного аппарата по траектории определяется следующими кинематическими параметрами скоростью, углами атаки и скольжения, углами тангажа, рысканья и крена, углом наклона траектории к горизонту и углом поворота траектории, составляющими угловой скорости. [c.15]

Центробежная сила возникает при движении автомобиля на повороте. Ее величина зависит от радиуса закругления, веса автомобиля и квадрата скорости движения. Она вызывает боковой крен и перемещение пассажиров во внешнюю сторону. Если центробежная сила превысит суммарную силу сцепления колес с дорогой — автомобиль получает боковое скольжение (занос) и даже опрокидывание. [c.159]

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]

Особенностью движения летательного аппарата со скольжением является возможность трансформации сверхзвуковой стреловидной передней кромки отстающего крыла в дозвуковую. При этом подъемная сила у такого крыла может оказаться меньше, чем у выдвинутого вперед. В результате появится момент рыскания в сторону, иротивоположную скольжению, т. е. обратная реакция по крену. [c.70]

Продольная статическая устойчивость в плоскости угла атаки а = а соаф характеризуется таким же значением коэффициента центра давления, как в плоскости угла атаки в случае движения без крена (+ д = 0,913). В плоскости угла скольжения Р = = арз1пф координата центра давления будет определяться ее значением для корпуса без оперения (вертикальная консоли отсутствуют). Соответствующий коэффициент центра давления (+ = 0,222. [c.154]

Боковое движение (Т(, = 4(2 с) определяется следующими отклонениями параметров движения 5 — угла скольжения (между продольной осью ЛА и V в го-ричонтальной плоскости) v — угла крена (между плоскостью симметрии ЛА и местной вертикальной плоскостью) со д.—угловой скорости крена (Оу— угловой скорости рыскания. [c.479]

Крен, возникший в полете, приводит к появлению скольжения. И наоборот, акольжение может явиться причиной крена. Поэтому путевые и пошеречные возмущенные движения приходится рассматривать совместно, как составные части бокового движения. [c.323]

Если путевая устойчивость невелика, то разворот происходит со скольжением в сторону крена. При большой поперечной устойчивости это акольжение выравнивает крен и спиралыное движение постепенно исчезает. В таком случае говорят о наличии сл и р а л ь-ной устойчивости. Но возможен и другой случай, когда самолет, обладая большой путевой устойчивостью, почти полностью уничтожает скольжение, возникшее от крена. Тогда стабилизирующий момент крена весьма мал и может оказаться меньше того накреняющего момента, который получается за счет большей скорости движения внешнего крыла при развороте. В итоге крен постепенно увеличивается и спираль становится все более глубокой (спиральная неустойчивость). [c.323]

Пусть, например, самолет нейтрален в путевом отношении (скольжение не образует путевых моментов). Создадим небольшое-скольжение (т. е. поперечное движение), скажем, вправо (рис. 12.19, положение 1). От скольжения возникнет момент, накреняющий самолет влево. Под действием возрастающего крена появится сила (рис. 11.17), направленная влево. Она постепенно затормозит поперечное движение вправо— иначе говоря, уничтожит скольжение. Но в этот момент (положение 2) крен достигнет своего максимума и начнет развиваться под его действием скольжение влево. Теперь поперечная устойчивость заставит самолет уменьшать крен, но notKa крен еще есть, скольжение будет [c.324]

При периодическом движении крыла по крену также имеет место гистерезис аэродинамических характеристик. Рассмотрим колебание треугольного крыла но крену с зако1юм у = 30°sin т (рис. 17.19), и с изменением угловой скорости крена в диапазоне -0,52 < O j <0,52. Угол тангажа при этом остается неизменным — v = 30°, а диапазоны изменения углюв атаки и скольжения составляют 26,6°< (X < 30° [c.387]

Рассмотрим тепарь действие поперечного аэродинамического момента Мх- Этот момент, как правило, стремится накренить самолет в сторону, обратную направлению скольжения. При накренении образуется бо ковая составляющая силы тяжести, которая увлекает самолет в сторону крена и таким образом способствует возвращению вектора скорости к плоскости симметрии аппарата. Следовательно, аэродинамический момент крена также действует в направлении ликвидации скольжения, но более сложным, косвенным путем, чем момент рыскания, так как в этом случае колебательное движение возникает уже не в одной, а в двух плоскостях путевой, в которой произошло первичное возмущение, и поперечной, в которой до этого никакого возмущения не былО. Подавляющее большинство кренов самолета при полете в болтанку вызывается не непосредственным воздействием внешних возмущений, а представляет собой реакцию по крену на скольжение. [c.70]

Статическую устойчивость подразделяют на продольную и боковую. При рассмотрении продольной устойчивости полагают, что все возмущающие силы действуют в плоскости связанных осей хОу и вызьшают моменты относительно оси Z, т. е. рассматривается движения аппарата в плоскости симметрии. При анализе боковой устойчивости рассматривают возмущенные движения летательного аппарата, связанные с изменением углов крена и скольжения при постоянном угле атаки. Такие движения всегда взаимосвязаны. Поэтому исследование боковой устойчивости связано с анализом моментов крена и моментов рыскания. [c.13]

Описание вращательного и поступательного движений тела при спуске в атмосфере требует совместного рассмотрения системы с шестью степенями свободы, что обусловлено их взаимовлиянием друг на друга. Так, величины аэродинамических моментов зависят от параметров поступательного движения — скоростного напора и чисел аэродинамического подобия (М, Re и другие), а величины аэродинамических сил, определяющих поступательное движение тела, зависят от расположения тела относительно воздушного потока, то есть от углов атаки а и скольжения /3, или от пространственного угла атаки а-п и угла аэродинамического крена (угла собственного вращения) (рп- Найти точное аналитическое решение полной системы нелинейных обыкновенных дифференциальных уравнений, описывающих движение тела при спуске в атмосфере, не представляется возможным, поэтому возникает потребность в поиске приближённых решений. В данном случае используются, как правило, методы теории возмущений, для непосредственного использования которых требуется выделить малые параметры в уравнениях движения, характеризующие возмущения. [c.49]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...