Момент крена от элеронов

Момент крена от элеронов [c.267]

При поперечном вращении возникает демпфирующий момент (рис. 11.13), который должен быть уравновешен рулевым моментом крена от элеронов. Чем выше угловая скорость накренения сох, тем больше и потребное отклонение элеронов. Для оценки поперечной управляемости можно использовать такие показатели расход элеронов на единицу угловой скорости крена 8 и расход усилий на единицу угловой скорости крена. [c.336]

Момент рыскания от элеронов направлен в неблагоприятную сторону (отрицательный Му при положительном Мх) он вызывает скольжение и, как следствие, момент крена от скольжения, противоположный моменту крена от элеронов. Средствами уменьшения Му элеронов обычной схемы являются [c.82]

Предположим, что летчик, совершая прямолинейный полет и начиная какой-либо маневр, создает вращение самолета вокруг продольной оси с некоторой угловой скоростью крена шх. С этой целью он прикладывает некоторое усилие Рэ к ручке управления и отклоняет элероны на величину Вэ. В результате появляется момент крена который вызывает ускоренное вращение самолета вокруг продольной оси. По мере увеличения угловой скорости вращения шх будет расти демпфирующий момент препятствующий вращению. При некоторой угловой скорости демпфирующий момент уравновесит момент крена от элеронов, и самолет при неизменном положении элеронов будет вращаться с постоянной угловой скоростью крена (рис. 6.21). [c.191]

Рассмотрим крыло с элероном, расположенным вдоль размаха (рис. 6.16). При отклонении элерона на угол бэл возникает управляющая распределенная сила г/эл, которая закручивает сечение крыла относительно оси жесткости на угол 0, и в результате этого появляется отрицательная распределенная сила дкр, уменьшающая момент крена от элеронов. [c.188]

Рис. 3.3.6. Графики для определения коэффициентов 1, Хг, используемых при расчете момента крена от отклонения элеронов. Внешняя кромка элеронов совпадает с боковой кромкой крыла (а) или удалена от нее (б)

Накренение при отклонении руля направления. Самолет накреняется в ту же сторону, куда отклонен руль. Накренение возможно лишь при наличии поперечной устойчивости, так как вызывается моментом крена от скольжения, создаваемого рулем направления. Это явление используется для поперечного управления на больших углах атаки, когда эффективность элеронов недостаточна и к тому же ослабляется вредным заворачиванием, описанным выше. [c.340]

Для поперечного равновесия моментов необходимо уравновесить момент, возникающий от скольжения (стабилизирующий момент крена) отклонением элеронов, дав ручку в сторону скольжения. [c.351]

Реверс элеронов наступает тогда, когда изменение кренящего момента крыла, непосредственно обусловленного отклонением элеронов, полностью погашается обратно направленным кренящим моментом от закручивания крыла, вызванного отклонением элерона, т. е. Мф > Мд (где и Мэ — соответственно момент крена от закручивания крыла и момент крена от отклоненного элерона). [c.40]

Уменьшение эффективности элеронов на больших углах атаки связано с возникновением срыва потока на крыле в области расположения элеронов. На рис. 6.6 показано изменение коэффициента момента крена создаваемого элеронами, в зависимости от угла атаки. [c.175]

Эта величина определяется, как видно, отношением производных от коэффициентов моментов крена, связанных с отклонением элеронов и поворотом оперения (крыльев) соответственно на единицы углов ДЗд = 1° и Дев = 1°. Значение определяет эквивалентный угол поворота оперения Дер = [c.82]

Элероны могут располагаться на всех четырех консолях крестообразных крыльев. Тогда производная от коэффициента момента крена [c.270]

Если не учитывать влияния деформаций крыла и сжимаемости воздуха, то демпфирующий момент крена пропорционален среднему по крылу значению Да (рис. 11.13) и квадрату скорости V, а момент от элеронов пропорционален углу их отклонения 8э и также V . [c.336]

Если самолет, летящий сзади, окажется па оси концевого вихря (в точках А или С), то он будет испытывать действие значительного момента крена во внутреннюю сторону, для борьбы с которым может потребоваться очень большое отклонение элеронов. По мере удаления от оси вихря скос потока уменьшается, т. е. поле скоса неравномерное. Поэтому участки АВ, ВС, AD и СЕ являются зонами внешних кренов. Например, на участке АВ самолет будет крениться влево. [c.368]

Воздействие вихревого следа от самолета типа Ил-28 оказалось слабее. Истребители летели в спутной струе такого самолета на небольших дистанциях и отклонением элеронов полностью парировали кренящие моменты. Лишь в случае преднамеренного запаздывания с парированием кренящих моментов крены достигали 70° и самолет выбрасывало из струи вниз на 50—100 м. [c.122]

Прирост подъемной силы, а следовательно, и момента крена при, постоянном отклонении элеронов у жесткого недеформируемого крыла пропорционален квадрату- скорости, в то время как соответствующие этому отклонению элеронов. приросты, вызванные упругими деформациями, примерно пропорциональны скорости в четвертой степени. Действительно, изменение подъемной силы при упругой деформации крыла Да пропорцио 1 ал1 н9 квадрату скор отй- Но [c.178]

При полете на больших приборных скоростях и числах М наблюдается существенное падение эффективности как поперечного, так и путевого управления самолетом. Эффективность элеронов уменьшается и при полете на больших углах ата ки на дозвуковых режимах. Так, например, из рассмотрения зависимости эффективности элеронов от угла атаки (рис. 6.6) следует, что при неизменном отклонении элеронов, равном —10°, уменьшение угла атаки с 14 до 11° сопровождается изменением коэффициента момента крена на величину Шх. Значит, изменение таких параметров продольного движения, как угол атаки и число М полета, будет вызывать изменение моментов крена и рыскания, что приведет к изменению параметров бокового движения. [c.195]

Влияние отклонения элеронов на вывод из штопора сложно и неодинаково у различных самолетов. При полете на больших углах атаки эффективность элеронов уменьшается ( 6.3). Их действие на закритических углах атаки проявляется не столько через изменение подъемных сил, сколько через изменение момента рыскания, появляющегося из-за разности лобовых сопротивлений левой и правой половин крыла при отклонении элеронов. В зависимости от знака отклонения элеронов возникший момент рыскания создает внутреннее или внешнее скольжение, которое обусловливает изменение момента крена. Если на самолете поперечное управление осуществляется дифференциальным стабилизатором, то четвертый метод для вывода из штопора, как правило, не может быть использован. Отклонение ручки в поперечном отношении по штопору приведет в этом случае к увеличению угловой скорости СОд . [c.229]

Рассмотрим работу крепового автопилота сначала в режиме стабилизации, например при устранении возникшего (начального) угла крена, допустим, на правое крыло. Если начальный угол крена у = уо отличается от заданного угла крена з, который в частном случае может быть равен нулю, рулевая машина отклонит элероны пропорционально разности Х — Х , что обусловит появление момента крена Этот момент вызовет ускоренное [c.284]

Для большинства летательных аппаратов должна быть обеспечена их поперечная стабилизация, которая бы устраняла возникший в полете угол крена или сохраняла заданное его значение. Накренение аппарата в полете может произойти от непроизвольного отклонения элеронов или воздействия какого-либо случайного возмущения. Предположим, что накренение произошло на правое крыло (рис. 1.8.9). При этом равновесие нарушится и под воздействием составляющей АК равнодействующей У сил возникает скольжение на опущенное правое крыло под углом 3. Для того чтобы аппарат мог самостоятельно устранить возникший крен, необходимо появление поперечного момента, вызывающего вращение в сторону отстающего крыла. [c.68]

Действие спутной струи. Кренящие моменты от спутной струи достигают больших величин и могут превзойти запас отклонения элеронов для парирования этих моментов. Особенно опасные крены возникают в области П (см. рис. 1.19), при попадании в которую может произойти полный переворот самолета. [c.44]

Продольное вращение при накренении самолета элеронами. Подобное явление связано с разносом масс вдоль фюзеляжа (рис. 1.17). Если исходное вращение крена происходит вокруг скоростной оси Ох при наличии угла атаки, то массы носовой и хвостовой частей самолета стремятся по инерции удалиться от оси вращения, т. е. вращать самолет в сторону кабрирования. Для противодействия кабрированию прикладывают к самолету некоторый аэродинамический пикирующий момент. Таким образом, на самолет при вращении вокруг оси Ох, [c.39]

Управление рулями глубины и элеронами осуществляется ручным управлением — ручкой или штурвалом, а управление рулем поворотов — ножным управлением. Для облегчения управления планером последнее делается с таким расчетом, чтобы движения рычагов совпадали с инстинктивными движениями пилота. При движении ручки от себя и на себя планер соответственно будет опускать или поднимать нос при этом задняя кромка руля высоты будет подниматься и опускаться. При боковых движениях ручки элероны поворачиваются одновременно в разные стороны. Если ручка отклоняется влево, то правый элерон опускается, а левый поднимается, и планер под влиянием возникающего момента получает крен влево. Движение ручки вправо вызывает крен планера вправо. [c.182]

Для обычных элеронов момент рысканья направлен в неблагоприятную сторону, он вызывает скольжение и, как следствие, —момент крена от скольжения, противоположный моменту крена от элеронов. Для уменьшения момента рысканья рекомендуется диференциальное управление элеронами и осевая компенсация. При переходе на критические утлы атаки эффективность элеронов сильно уменьшается, т. е. момент крена падает и инэгда меняет свой знак. [c.147]

Взаимосвязь деформаций крыла и аэродинамической нагрузки привела к необходимости совместного решения задач аэродинамики и упругости. Было получено интегро-дифференциальное уравнение прямого упругого крыла и разработаны основы теории упругого крыла конечного размаха (Я. М. Серебрийский, 1937 г.). Теория упругого крыла дала возможность рассчитать реверс элеронов (1938 г.), т.е. определить условие обращения в нуль момента крена за счет кручения крыла от дополнительных аэродинамических сил при отклонении элерона. При рассмотрении несимметричного нагружения крыла от элеронов было введено понятие дивергенции второго рода, соответствующей антисимметричному нарушению условий равновесия. В случае стреловидного упругого крыла существенное влияние на аэродинамику оказывают также деформации изгиба. [c.285]

Последовательность входа самолета в рассматриваемое вращение можно представить так. При энергичном отклонении элеронов самолет приобретает некоторую угловую скорость. Она обусловливает появление инерционного момента рыскания который, вызывая угловую скорость рыскания (влево), создает скольжение на правое полукрыло. При таком ( благоприятном ) скольжении возникает аэродинамический момент крена увеличивающий угловую скорость. Отсюда следует, Что характерным признаком входа самолета в аэроинерционное вращение на сверхзвуковых скоростях полета является продолжительное возрастание угловой скорости крена при постоянном отклонении элеронов, сопровождающееся значительным увеличением боковой перегрузки Пг. При этом рост угловой скорости вращения вызывается аэродинамическим моментом крена, величина которого зависит от скольжения, определяемого моментом рыскания. Это значит, что применяемый иногда термин инерционное вращение недостаточно точно выражает существо явления. [c.205]

При отклонении центра тяжести от заданной траектории автопилот отклоняет элерон пропорционально отклонению Ъ, вследствие чего появляется момент крена и самолет накреняется в сторону заданной траектории. По мере увеличения угла крена к автопилоту поступает сигнал (т — Тз)> пропорцио.иальный изменению угла крена и противоположно направленный сигналу бокового отклонения что приводит к уменьшению отклонения элеронов. Самолет накреняется до тех пор, пока сигнал отклонения от заданной траектории не уравновесится сигналом крена и элероны не будут возвращены в исходное положение (точка 1 на рис. 12.11). При накренении самолета поавляется горизонтальная составляющая подъемной силы, искривляющая траекторию движения самолета в сторону заданной линии полета. В процессе разворота и приближения самолета к заданной траектории сигнал бокового отклонения будет уменьшаться, а сигнал угла рыскания увеличиваться. Это приводит к отклонению элеронов в противоположную сторону, и угол крена начинает уменьшаться. [c.295]

На рис. 6.6 показаны в качестве примера кривые, характеризующие изменение эффективности элеронов по углам атаки. Пусть, например, при взлете с боковым ветро1М после отрыва на скорости 320 км/ч самолет был сбалансирован на угле атаки 14° в полете со скольжением при отклоиении элеронов на угол 10° (точка 1). Допустим, что при дальнейшем полете с разгоном до скорости 360 км/ч летчику потребо валось уменьшить угол ата<ки до 1Г, что он и выполнил небольшим движением ручки от себя. При этом без изменения положения элеронов коэффициент момента крена вследствие увеличения эффективности элеронов возрос на величину = 0,004 (рис. 6.6). Это приведет к появлению момента крена [c.325]

Рефлексы управления. Движения рук и ног при управлении самолето соответствуют естественным рефлексам человека, что значительно облегчае пилотирование. При перемещении ручки (штурвала) вперед, т. е. от себя, рул высоты (рис. 3.1, а) отклоняются вниз (при нормальной схеме), и самолет опуска ет нос — появляется пикирующий момент относительно оси г. При движени ручки назад, т. е. на себя (рис. 3.1, в), рули высоты отклоняются вверх, и само лет поднимает нос—появляется кабрирующий момент. Движение ручки влев< (рис. 3.1, и) вызывает отклонение правого элерона вниз, левого элерона — ввер и крен на левое крыло движение ручки вправо вызывает правый кре1 (рис. 3.1, ж). [c.228]

Следовательно, при увеличении скорости полета упругая деформация крыла приводит к увеличению его начальной несимметрии, требуя от летчика все возрастающих отклонений элеронов для парирования креняш их моментов в горизонтальном полете без крена. [c.182]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...