Силы и моменты при крене

Определим коэффициенты нормальной силы и момента при крене. Сначала найдем (Асу)<роп(т) = (Су)х = l,17(A j,)on. Для определения коэффициента (A y)<,n подсчитаем [c.635]

Силы и моменты при крене [c.172]

Пример 2.3.3. Определить с учетом влияния сжимаемости и формы консолей оперения коэффициенты нормальной силы и момента при крене плоской комбинации летательного аппарата = 1,5 = 0,1 (р= 60 . Форма аппарата показана на [c.177]

Дестабилизирующий момент крена возникает при изменении его знака. Это явление наблюдается при малых углах стреловидности и достаточно больших числах Мао сверхзвуковых потоков, когда изменяется направление дополнительной нормальной силы, вызванной интерференцией крыла и корпуса при крене крестообразной конфигурации. [c.616]

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]

Реакция несущего винта с учетом аэроупругости может быть определена для заданного положения управления. Однако режим задается такими параметрами, как скорость и полетная масса, а не положением управления. Следовательно, дополнительно к анализу должен быть выполнен расчет балансировочных параметров, включающий итерационные вычисления положения управления для достижения равновесия сил и моментов на несущем винте или на вертолете. Если рассматривается только несущий винт, то три параметра управления, а именно общий шаг и коэффициенты циклического шага (продольный и поперечный) определяют значения балансировочных параметров, например тяги несущего винта и наклона плоскости концов лопастей (или тяги, пропульсивной и поперечной сил). Если рассматривается вертолет в целом, то для уравновешивания шести сил и моментов на вертолете необходимо задать шесть параметров управления общий шаг, продольный и поперечный циклические шаги, положение педалей управления и углы тангажа и крена фюзеляжа. Расчет балансировочных параметров заключается в сравнении текущих значений сил и моментов на вертолете с заданными и таком изменении управляющих параметров, чтобы заданные значения получились при следующем цикле. Эти шаги повторяются до тех пор, пока не будут получены значения сил и моментов в пределах допустимых отклонений от заданных значений. Для определения требуемых приращений параметров управления необходимо знать производные сил на вертолете по параметрам управления. Эти производные могут быть либо получены простым анализом, либо вычислены перед итерацией путем задания приращения параметров управления на определенную величину с последующим определением приращения сил. Последний способ особенно подходит для расчетов предельных режимов полета. Нахождение одного балансировочного параметра, например значения общего шага при [c.691]

Управляющее воздействие, необходимое для балансировки вертолета на заданном режиме полета, может быть определено путем анализа аэроупругости, как это описано в гл. 14. При проектировании системы управления для того, чтобы убедиться, что вертолет имеет нужные запасы управления, необходимо определить балансировочные положения рычагов управления для всех условий полета, особенно при различных скоростях, полетных весах и центровках. При расчете балансировки итеративно определяются положения рычага общего шага, ручек и педалей управления и углы тангажа и крена вертолета при условии, что сумма всех сил и моментов, действующих на вертолет, равна нулю. Для этого необходимо найти решение уравнений движения лопастей несущего винта по крайней мере для первой гармоники махового движения, а для определения балансировочных отклонений поперечного управления требуется олее точная модель несущего винта. Поэтому полный расчет балансировочных характеристик вертолета крайне сложен. [c.703]

В последующих разделах силы и моменты на несущем винте будут представлены в виде разложений в ряд по степеням параметров движения (после деления на массу вертолета М или соответствующий момент инерции). Коэффициенты при первых степенях разложений являются производными устойчивости. Производные продольной, поперечной и вертикальной сил обозначаются X, У и Z, а производные моментов крена, тангажа и рыскания — L, М и N соответственно. Направления составляющих сил и моментов совпадают с направлениями связанных осей (рис. 15.1). Производные по линейным скоростям вертолета обозначаются индексами и, и и да, а по угловым скоростям — индексами р, q я г. Эти производные устойчивости отнесены к радиусу и угловой скорости вращения несущего винта и потому безразмерны. Размерные производные могут быть получены умножением на и Q. Заметим, что силы, деленные на массу вертолета, например Z = —у 2Ст/оа)/М, имеют размерность линейных ускорений (Q R), а моменты, деленные на момент инерции, — размерность угловых ускорений (Q ). Производные, по линейным скоростям делятся на QR, а по угловым — на Q. [c.709]

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]

Как же влияют инерционные силы и моменты на характеристики движения при угловой скорости крена (имеется в [c.110]

Силы и моменты, действующие на полуоси представлены на рис. Х1.1, где Рр или Рт — тяговая или тормозная сила на колесах — осевая сила, возникающая при повороте, боковом крене [c.271]

Изменения индуцированной подъемной силы и моментов крена дозвуковой модели в результате бортовой качки с амплитудой 10° на высоте Я// э=2 представлены на рис. 4.17. При бортовой качке имеет место значительная потеря подъемной силы вследствие уменьшения подъемной силы фонтана, как было объяснено выше на основе результатов, полученных при фиксированных углах наклона [c.288]

Данные, полученные при фиксированных положениях палубы, были использованы для расчета изменений индуцируемой силы и момента в зависимости от движения палубы, учитывая, что движение можно рассматривать как квазистационарное состояние. Расчеты могут быть выполнены для данного движения палубы путем определения изменений высоты, углов килевого и бортового крена палубы по времени и получения по данным для неподвижного состояния соответствующих изменений индуцируемых аэродинамических эффектов. [c.291]

На рис. 2.16, а показано положение тела до крена, а на рис. 2.16, б — после крена. При крене форма объема водоизмещения изменится и центр его займет новое положение Д. Если метацентр находится выше центра тяжести (л—положительный), то момент пары сил Р и G всегда действует в сторону, противополож- [c.22]

Схема а имеет большую базу B z = yz общую для реактивных моментов в плоскости XZ (при повороте и при крене) и в плоскости YZ от боковых сил. Осевые усилия воспринимает внутренний шарнир. Схемы ff, в и г имеют раздельные базы, причём поперечная база Ву2 короткая и равна расстоянию между серединами втулок шарнира. В схеме д обе базы достаточно развиты. Во всех схемах, кроме а, боковые силы при крене не создают моментов в плоскости XZ, воспринимаемых шарнирами направляющего механизма осевые силы передаются на оба шарнира базы Bxz- [c.366]

В работе [М.121] отмечено существование этого фактора, уменьшающего демпфирование вертолета. В работе [А.14] получено выражение для демпфирующих моментов от несущего винта вертолета по тангажу и крену с учетом влияния дополнительных продольных сил на втулке, вызывающих отклонение равнодействующей силы на винте от оси конуса лопастей. Там же было установлено небольшое влияние поступательной скорости на это демпфирование до значений = 0,5. Результаты были подтверждены летными испытаниями, которые показали, что вертолет имеет низкое демпфирование на больших скоростях полета и при наборе высоты (когда коэффициент протекания максимален) и что при выполнении маневров с перегрузкой, намного меньшей 1, может иметь место отрицательное демпфирование. Таким образом, использование допущения о том, что равнодействующая сила перпендикулярна плоскости концов лопастей, при оценке демпфирования вертолета по тангажу и кре-, ну может привести к неверным результатам. Учет дополнительной продольной силы Я всегда важен. В работе [А. 19] также [c.719]

Кроме того, как мы увидим дальше, при сверхзвуковых скоростях резко возрастают стабилизирующие продольные моменты, которые приходится преодолевать при изменении угла атаки крыла. Поэтому на сверхзвуковых самолетах применяют управляемый стабилизатор здесь отклоняется все горизонтальное оперение, а не только его задняя половина. Одной из разновидностей аэродинамических рулей являются интерцепторы, применяемые в качестве рулей крена вместо элеронов или в дополнение к ним. Интерцептор представляет собой пластину, выдвигаемую вниз вблизи задней.кромки крыла под прямым углом к его хорде. Повышение давления, возникающее перед интерцептором, увеличивает подъемную силу и создает необходимый момент крена. Известны и другие типы аэродинамических рулей. [c.281]

Таблица 4.1. Значения нормальной силы N и момента крена Мд при

При спуске тела в атмосфере в ряде случаях вследствие действия момента, вызванного малой асимметрией, возникает явление, обусловленное гироскопическим взаимодействием нутационного движения и движения по крену [20]. Это явление получило название резонанса крена или лунного резонанса. Тело совершает колебания вокруг собственной продольной оси относительно набегающего потока. Тело обращено одной стороной к набегающему потоку и средняя угловая скорость собственного вращения близка к нулю Л 0. При резонансе крена, вызванном поперечным смещением центра масс с оси симметрии тела ( т, т ф 0), возникает явление, аналогичное плоскому нутационному движению тела под действием восстанавливающего момента, роль которого играет момент крена от нормальной аэродинамической силы [c.120]

Начальная О. при крене.Пусть (фиг. 7) корабль накренен опрокидывающим моментом Мл = R-b на угол (р, грузовая ватерлиния егр GWL перешла при этом из положения W в положение а ц. в. из положения Fo в положение F, зависящее как от угла крена, так и от формы корабля при этом ц. т. останется на месте (Go), но направление сил тяжести и поддержания по отношению к кораблю изменится из показанного пунктиром в показанное сплошными линиями D и Р. Тогда величина восстанавливающего момента М получится из ур-ия Mg==M=P h, Продолжая силу D до ее пересечения с диаметральной плоскостью кораб- [c.135]

В начале 30-х годов весьма актуальными были проблемы, связанные с изучением штопора самолета. Первые серьезные исследования по штопору в СССР были проведены В. С. Пышновым в 1927 г. Исследования штопора в ЦАГИ были начаты под руководством А. И. Журавченко. В 1934 г. вышла его работа на эту тему, в которой он описал первые экспериментальные результаты по влиянию угла атаки, угла скольжения и угловой скорости крена на силы и моменты, действующие на самолет. На этой основе были изучены установившиеся режимы штопора. Далее А. Н. Журавченко продолжил исследование на приборе Ш-1 (1935 г.) и дал анализ неустановившегося движения выхода самолета из штопора. В этой его работе сделана попытка на основе численного интегрирования упрощенных уравнений движений самолета проанализировать режим выхода. Однако положенные в основу аэродинамические характеристики, полученные на приборе Ш-1, являлись недостаточно точными и при переходе к натуре были источником ошибок. В дальнейшем проблема штопора получила достаточно надежное разрешение на основе экспериментальных методов исследований динамически подобных моделей в вертикальной трубе ЦАГИ Т-105 (М. М. Михайлов, [c.292]

Итак, с увеличением скорости полета прирост подъемной силы и момент крена, обусловленный упругой закруткой крыла, увеличиваются быстрее, чем прирост, вызванный отклонением элеронов. Л это значит, что в полете можно достичь такой скорости, на которой при отклонении элер.онов не будет создаваться кренящих моментов, так как действие элеронов будет уничтожаться закручиванием крыла. Такая скорость полета называется критической скоростью реверса элеронов. [c.179]

Подвеска на продольных рычагах имеет преимущественное применение в одноосных и жилых прицепах в связи с компактностью конструкции и возможностью передачи действия всех сил и моментов на трубчатую поперечину, имеющую простое крепление к основанию. Упругим элементом могут служить составные торсионные валы, которые в середине соединены с трубчатой поперечиной, а по концам — с рычагами подвески. Опору каждого рычага в поперечине выполняют с помощью гильзы (рис. 3.9.12). Если прицеп должен эксплуатироваться с различными нагрузками, то целесообразно применять подвеску с прогрессивной характеристикой. Предприятие Бергише-аксенфабрик фирмы Коц применяет в таких случаях резиновые профили, которые одновременно выполняют функции упругого элемента, направляющего элемента и опоры рычага. Четыре таких профиля запрессовывают между наружной четырехгранной трубой и внутренней, соединенной с рычагом, тоже четырехгранной, но повернутой на 45° (рис. 3.9.13). Такие, но укороченные упругие элементы позволяют применить изогнутую в горизонтальной плоскости поперечину, т. е. получить подвеску на косых рычагах (рис. 3.9.14, см также разд. 3.10.2), которая обеспечивает отрицательный развал колес при ходе сжатия и центр крена, расположенный выше уровня дороги (см. рис. 4.4.16, а и 4.5.8). [c.244]

При циркуляции в подводном положении современные лодки имеют большой внутренний крен, вызванный щрввышением центра давления над центром тяжести из-за наличия высокого ограждения выдвижных устройств. Угол крена может достигать 30—35° в начальный период выполнения маневра и 7—10° на установившейся циркуляции. Подобный крен затрудняет действия личного состава, однако гидродинамические силы и моменты, возникающие при этом на ограждении и вертикальных рулях, способствуют уменьшению диаметра циркуляции (по модельным испытаниям на 25%). По этой причине американские специалисты прекратили эксперименты в области уменьшения крена на циркуляции, заключавшиеся в Испытаниях на подводной лодке Альбакор дополнительного вертикального руля, расположенного в кормовой части ограждения выдвижных устройств. Момент силы, возникающей а таком руле при его перекладке, направлен в сторону, противоположную кренящему моменту. Это приводит к уменьшению углов крена при циркуляции в подводном положении. [c.133]

Таким образом, сила, действующая на руль направления, не вызывает непосредственно искривления траектории, да и не могла бы вызывать этого искривления, так как она направлена наружу, а не внутрь описываемой траектории. Искривление траектории вызывается главным образом креном самолета. Поворот о горизонтальном направлении можно вызывать или этому повороту помогать, непосредственно изменяя крен самолета. Для этого служат специальные элементы управления — элероны (рис. 363), которые представляют собой небольшие плоскости, прикрепленные к задр1ен кромке крыльев самолета на некоторой части их длины. В нейтральном положении элероны являются как бы продолжением крыльев, Летчик может поворачивать элероны относительно горизонтальной оси (поднимать или опускать их концы) в противоположные стороны, увеличивая подъемную силу для одного крыла (у которого элерон опускается) и уменьшая ее для другого крыла (у которого элерон поднимается). Так как элероны обычно расположены ближе к концам крыльев, то они изменяют подъемную силу тех частей крыла, которые как раз дают большой момент относительно продольной оси. Поэтому хотя изменения подъемной силы, вызываемые, элеронами, невелики, но момент сил, обусловленных действием элеронов, получается значительным, и самолет кренится — поднимается то крыло, у которого элерон опущен вниз. При крене появляется горизонтальная [c.574]

Движение е креном. В этом случае производные от коэффициентов нормальной и боковой су сил соответственно в плоскостях углов аир одинаковы и равны2,878я, т. е. оказываются такими, как при ср = 0. Это же относится и к производным от коэффициентов продольного момента Шг и момента рыскания т . Их значение равно —2,624.ч. Согласно этому, одинаковы соответствующие коэффициенты центра давления (Сц.д = 0,9135). [c.634]

ТОГО, при полете вперед периодически изменяются с периодом 2n/Q. Это создает серьезную проблему для конструкторов необходимо каким-то способом уменьшить изгибающие моменты в комлевых частях и снизить напряжения в лопастях до допустимого уровня. Если лопасти жесткие, как у пропеллера, то все аэродинамические нагрузки воспринимает конструкция. У гибких же лопастей под действием аэродинамических сил возникают значительные изгибные колебания, в результате которых аэродинамические силы могут изменяться так, что нагрузка лопастей существенно снизится. Таким образом, при полете вперед азимутальное изменение подъемной силы лопасти вызывает ее периодическое движение с периодом 2n/Q в плоскости, нормальной к плоскости диска (плоскости взмаха). Это движение называют маховым. С учетом инерционных и аэродинамических сил, обусловленных маховым движением, результирующие нагрузки лопасти в комлевой части и момент крена, передающийся на фюзеляж, существенно уменьшаются. Обычно для снижения нагрузок втулки несущих винтов снабжают горизонтальными шарнирами (ГШ). При маховом движении лопасть поворачивается вокруг оси ГШ как твердое тело (см. рис. 1.4). Так как на оси ГШ момент равен нулю, на фюзеляж он вообще не может передаться (если относ оси ГШ от оси вращения равен нулю), а изгибающие моменты в комлевой части лопасти должны быть малы. Несущий винт, у которого имеются горизонтальные шарниры, называют шарнирным винтом. В последнее время на вертолетах с успехом применяют несущие винты, не имеющие ГШ и называемые беешарнирными. При использовании высококачественных современных материалов комлевую часть лопасти можно сделать прочной и в то же время достаточно гибкой, чтобы обеспечить маховое движение, которое снимает большую часть нагрузок в комле лопасти. Вследствие значительных центробежных сил, действующих на лопасти, маховые движения у шарнирных и бесшарнирных винтов весьма сходны. Естественно, нагрузка комлевой части лопасти у бесшарнирных винтов выше, чем у шарнирных, а увеличение момента, передаваемого на втулку, оказывает значительное влияние на характеристики управляемости вертолета. В целом маховое движение лопастей уменьшает асимметрию в распределении подъемной силы по диску винта при полете вперед. Поэтому учет махового движения имеет принципиальное значение в исследовании аэродинамических характеристик несущего винта при полете вперед. [c.155]

Моменты тангажа и крена на двухлопастном несущем винте были выражены через углы поворота плоскости концов лопастей и поэтому не изменяются движение вала влияет на моменты на втулке через решение для Pi. Наиболее важная особенность двухлопастного винта — появление периодических коэффициентов в уравнениях в невращающейся системе координат для сил на втулке при движениях вала в связи с отсутствием осевой симметрии этого винта. В результате анализ динамики двухлопастного вннта существенно отличается от такового для винтов с тремя или более лопастями. [c.406]

Аэродинамическая устойчивость. Необходимо рассмотреть устойчивость при крене, продольной качке и рыскании. Устойчивость при крене можно обеспечить, если добиться расположения центра давления (точка приложения равнодействующей боковой силы ветра), близко к продольной оси автомобиля. Небольшие отклонения от такого идеального расположения допустимы, если при этом значительно не нарушается управляемость автомобиля при крене. Значение продольного Момента, приводящего к изменению нагружения колес с увеличение ] скорости, определяется распределением подъемных сил, действующих на автомобиль. Хвостовой закрылок, который используется дДя создания верхнего контура стабилизатора, снижающего. аэродинамическое сопротивление, вызывает отрицательную подъемнун силу на задних колесах, и это может способствовать увеличению продольной устойчивости автомобиля. Автомобилями с малой массой, у которых центр масс смещен к задней части, труднее управлять, кроме того они чувствительны к нулевой или небольшой отрицательной подъемной силе, возникающей в перед- [c.40]

Следовательно, движение системы устойчиво при любом Н и Наглядное представление о продольном движении спугни-ка, стабилизируемого гравитационно-гироскопической системой типа V-крен , можно получить из рассмотрения простой модели системы (рис. 5.4). Модель системы продольной стабилизации КЛА представляет собой одноосный двухгироскопный стабилизатор с нижней маятниковостью Kz=Gl) и с поплавковыми гироскопами, движение которых ограничено спиральными пружинами с жесткостями Ki и /Сг. При поворотах модели вокруг оси 0Z возникает момент Mz от силы тяжести, равный [c.100]

СЛИ приложить момент крена ко второму (статически нейтральному) самолету, он будет вращаться относительно своей продольной оси, сохраняющей неизменное положение в пространстве. Объясняется это тем, что благодаря нулевому запасу статической устойчивости не будет восстанавливающих аэродинамических моментов при изменении углов атаки и скольжения, т, е. не будет сил, способных вывести ось вращения самолета (продольную ось) из вертикальной [c.108]

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 ...