Устойчивость летательных аппаратов

Запас статической устойчивости летательного аппарата V — = (х — Сд)100%, где Хм = х /Хк — безразмерная координата центра масс, которую можно определить для заданного тела (см. рис. 1.14), используя зависимость [19] [c.32]

Определите производные устойчивости летательного аппарата, форма и размеры которого показаны на рис. 11.15. Центр масс (ц. м.) аппарата расположен на расстоянии от носка = 12 м числа Маха обтекающего потока Моо = 0.8 0,995 и 1,5. [c.601]

Определите по методу присоединенных масс производные устойчивости летательного аппарата в виде тонкого тела вращения с конической головной частью, снабженного трех консольным оперением. Форма и размеры этого аппарата приведены на рис. 11.16. [c.601]

Рис. 1.4.2. Анализ статической устойчивости летательного аппарата

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]

В самом деле, если известно, например, что производная гпг отрицательна и что, следовательно, центр давления расположен за центром масс, то можно сделать вывод лишь о продольной статической устойчивости. Но нельзя сказать, например, какова будет амплитуда колебаний угла атаки при том или ином значении параметра начального возмущения и каким образом по времени будет происходить ее изменение. На все эти и другие вопросы отвечает теория динамической устойчивости летательного аппарата или устойчивости его движения. Эта теория позволяет, естественно, исследовать не только колебания летательного аппарата, но и общий случай движения аппарата на траектории и устойчивость этого движения. Теория динамической устойчивости использует результаты аэродинамических исследований, полученных на режимах неустановившегося обтекания, при котором на тело будут действовать в отличие от статических условий дополнительные аэродинамические нагрузки, зависящие от времени. [c.37]

Рассмотрим, каким образом реализуются эти виды движения при воздействии на статически устойчивый летательный аппарат какой-либо возмущающей силы. Такое воздействие вызывает нарушение равновесия, в результате чего происходит быстрое вращение аппарата относительно центра масс и изменяется его угол атаки. Благодаря быстрому протеканию этого процесса скорость сколько-нибудь существенно не изменяется и может быть принята такой, как в невозмущенном движении. [c.42]

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]

Статическая устойчивость летательного аппарата в виде продолговатого корпуса может быть достигнута за счет вращения его вокруг продольной оси с достаточно большой угловой скоростью, т. е. благодаря гироскопическому эффекту. [c.72]

Свойства производных устойчивости летательных аппаратов с зеркальной симметрией [c.124]

Часть производных устойчивости летательного аппарата заданной конфигурации будет равна нулю, причем для одних производных их равенство нулю обусловлено свойством геометрической симметрии аппарата, а для других это связано с действием чисто аэродинамических причин, которые выявляются в ходе решения конкретной задачи. [c.125]

Настильные траектории (рис. 1.15.6, траектория 4). К летательным аппаратам, обладающим такой траекторией, относятся, в частности, обычные самолеты, скорости полета которых могут быть как до-, так и сверхзвуковыми. Их аэродинамическая схема включает в качестве необходимого элемента крыло. Так как полет происходит в плотных слоях атмосферы, то используют комбинированные или аэродинамические органы управления. В схеме должны быть предусмотрены средства, обеспечивающие стабилизацию и управление в условиях, когда старт осуществляется при помощи специальных ускорительных двигателей. Особенно важным является сохранение устойчивости летательных аппаратов в полете при их заправке со специальных самолетов-заправщиков. [c.130]

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]

ЧИСЛЕННЫЙ МЕТОД РАСЧЕТА ПРОИЗВОДНЫХ УСТОЙЧИВОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ, [c.219]

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]

Устойчивость летательных аппаратов. Метод подвижных осей часто применяется при исследовании устойчивости дирижабля или аэроплана. Ниже нами изложена схема исследования для случая прямолинейного горизонтального полета. [c.170]

УСТОЙЧИВОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ [c.171]

Таким путем определяется продольная", как она называется, устойчивость летательного аппарата. Аналогичные методы исследования, будучи применены к уравнению (13), дают условия для поперечной устойчивости". [c.174]

При баллистическом полете в атмосфере статически устойчивый летательный аппарат совершает колебательные движения вокруг центра масс, близкие к гармоническим. Частота колебаний может достигать 10 Гц. На амплитуду колебаний угла атаки оказывает влияние и характер изменения скоростного напора (как было показано в предыдущем разделе) и, конечно, свойства самого аппарата, определяемые стационарными и нестационарными аэродинамическим коэффициентами. [c.20]

При полете конусов с коническими стабилизаторами (юбками) на боковой поверхности возникают отрывные зоны, которые в ряде случаев также приводили к потере динамической устойчивости летательных аппаратов. Экспериментальные исследования, проведенные в аэродинамической тру- [c.164]

Динамическая устойчивость — это такое качество летательного аппарата, которое определяет характер движений и величину отклонений от исходного положения по времени после прекращения действия возмущений. Динамическая устойчивость характеризует не начальное состояние летательного аппарата после отклонения из положения равновесия, а весь процесс возмущенного движения. В большинстве случаев динамическая устойчивость летательного аппарата связана с его колебаниями относительно положения равновесия после его нарушения. [c.163]

Необходимо указать на то, что разделение устойчивости летательного аппарата на статическую и динамическую, вообще говоря, чисто условно и призвано лишь для облегчения анализа вопросов устойчивости. Рассматривая реальные условия полета вертолета, не всегда можно определить границу между статической и динамической устойчивостью. [c.163]

Перед первым полетом М-2/Г-1 было проведено четыре запуска твердотопливных ракетных двигателей (два статических и два динамических), укрепленных на его конструкции, для демонстрации конструкционной жесткости и влияния работающих двигателей на управляемость и устойчивость летательного аппарата. Первый динамический запуск был проведен во время наземной буксировки с поднятым передним колесом при скорости ПО км/ч. Пилот не отметил возмущений ни в плоскости тангажа, ни в плоскости рыскания. Второе испытание двигателей было проведено уже после освобождения буксировочного троса, когда летательный аппарат находился на высоте около 3 метров над поверхностью Земли и имел скорость 175 км/ч. При этом эксперименте также не наблюдалось вредных эффектов. Па-оборот, пилот заметил некоторое улучшение устойчивости полета летательного аппарата. [c.194]

ИССЛЕДОВАНИЕ УСТОЙЧИВОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ [c.297]

С целью обеспечения требуемой статической устойчивости крыло располагают в определенном месте корпуса, а в случае необходимости прибегают либо к установке хвостового оперения, играющего роль стабилизатора, либо небольших крыльев в носовой части для создания дестабилизирующего эффекта. Характеристики статической устойчивости летательных аппаратов могут быть рассчитаны различными методами, Рассмотрим один из таких методов, относящихся к плоской конфигурации (см. рис. 6.1,5), Согласно этому методу находятся аэродинамические характеристики изолированных корпуса, крыла и оперения, а затем вычисляются соответствующие интерференционные поправки. При этом для определения аэродинамических характеристик оперения необходимо либо найти угол скоса потока за крылом е и по эффективному значению угла атаки [c.298]

Исследование динамической устойчивости летательных аппаратов [c.303]

Общий динамический анализ состоит в определении параметров отдельных взаимодействующих между собой динамических факторов, например движения снаряда как твердого тела, податливости частей конструкции на изгиб, движения двигателя в шарнире, характеристик системы управления, аэродинамических сил и силы тяги. Совместный анализ этих факторов позволяет определить возмущения траектории движения, динамические реакции различных частей несущей конструкции, динамическую устойчивость летательного аппарата, динамику движения топлива в баках, углы поворота двигателя в шарнире и многие другие величины как непрерывные функции времени в промежутке от старта до конца активного участка. [c.592]

Одной из важных является задача о динамической устойчивости летательного аппарата. В заданном режиме полета аппарат об.шдает динамической устойчивостью, если отклонение кинематических параметров, вызванное. какими-либо воз.мущающими силами, в зависимости от времени уменьшается, поэтому возмущенное движение затухает и стремится к исходному программному полету. Если это условие не оеализуется, то наблюдается динамическая неустойчивость летательного аппарата. Исследование динамической устойчивости (или неустойчивости) осуществляется на основе уравнений вошущенного движения, в которые входят аэродинамические характеристики, зависящие от времени (так называемые нестационарные аэродинамические характерце пики). [c.242]

Используя метод присоединенных масс, определите производные устойчивости летательного аппарата в виде тонкой комбинации корпус — плюсобразное крыло — плюсобразное оперение , движущейся без крена и скольжения. Форма и размеры летательного аппарата показаны на рис. 11.14 и 11.17. [c.602]

Рассмотрим равновесие в точке 1. Если отклонить летательный аппарат на угол, меньший или больший аюал, и предоставить его самому себе, то возникший соответственно положительный или отрицательный момент вызовет увеличение (уменьшение) этого угла до прежней величины ах б ал т. е. эти моменты окажутся стабилизирующими. Таким образом, положение равновесия в точке I устойчиво (летательный аппарат статически устойчив). Аналогично можно показать, что такое положение устойчивого равновесия будет соответствовать и точке 3. В первом случае свободное вращение летательного аппарата будет продолжаться до тех пор, пока он не займет положение равновесия в точке Л а во втором случае—в точке 3. [c.32]

Управляемость теснейшим образом связана с таким свойством летательного аппарата, как статическая устойчивость. Летательный аппарат, обла дающий повыщенной устойчивостью (большими восстанавливающими моментами), елабее управляем, чем аппарат с меньшей устойчивоетью, т. е. требует больших отклонений рулей для изменения режима полета. Если [c.50]

Статическая устойчивость летательного аппарата может быть обеспечена при помощи кольцевых стабилизаторов (рис. 1.8.11). Такой стабилизатор характеризуется углом установки профиля ао относительно продольной оси симметрии, радиусом окружности, проходящей через задние кромки сечений ( донный радиус), удлинением 2rjb (Ь — хорда профиля). [c.70]

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]

Пример 2.4.3. Определить производные устойчивости летательного аппарата с двух- или четырехконсольным оперением с учетом сжимаемости и других факторов (форма консолей, длина хвостового участка) при движении без крена (ф = 0) со скоростью 1 00= 510 м/с (М = 1,5). Форма аппарата показана на рис. 2.1.11. [c.191]

В постановке и решении ряда задач аэродинамики, в частности для схематизации движения воздуха и его действия на тела, немаловажную роль ыграли различные гидродинамические модели [26] При этом большую роль сыграли ударная теория сопротивления И. Ньютона (1686 г.), теория идеальной несжимаемой жидкости, разработанная Д. Бернулли (1738 г.) л Л. Эйлером (1769 г.), теория вязкой несжимаемой жидкости, созданная А. Навье (1822 г.) и Дж. Г. Стоксом (1845 г.), теория струйного обтекания тел, развитая Г. Гельмгольцем (1868 г.), Г. Кирхгофом (1869 г.), а в дальнейшем Рэлеем (1876 г.), Д. К. Бобылевым (1881 г.), Н. Е. Жуковским (1890 г.), Дж. Мичеллом (1890 г.), А. Лявом (1891 г.). Особое значение для становления аэродинамики имели работы Г. Гельмгольца, заложившего основы теории вихревого движения жидкости (1858 г.). В начале XIX в. появились понятия подъемной силы (Дж. Кейли) и центра давления. Дж. Кейли впервые попытался сформулировать основную задачу расчета полета аппарата тяжелее воздуха как определение размеров несуш,ей поверхности для заданной подъемной силы [27, с. 8]. В его статье О воздушном плавании (1809 г.) предложена схема работы плоского крыла в потоке воздуха, установлена связь между углом атаки, подъемной силой и сопротивлением, отмечена роль профиля крыла и хвостового оперения в обеспечении продольной устойчивости летательного аппарата я т. п. [28]. Кейли также занимался экспериментами на ротативной маши-де. Однако его исследования не были замечены современниками и не получили практического использования. [c.283]

Огромное многообразие схем самолетов в принципе сводится к нескольким вариантам, параметры которых лежат в довольно узких пределах. В результате многолетней практики были отобраны наиболее оптимальные параметры, соблюдая которые, можно даже без аэродинамических продувок получить надежный, устойчивый летательный аппарат, Отступление от этих проверенных путей, как правило, сопряжено со всевозможными неприятностями. Из всего многообразия схем, пригодных для любительских самолетов, кроме утки и тандема, о которых сказано выше, можно выделить три моноплан с низким расположением крыла, моноплан с высоким расположением крыла и биплан. На рис. 117 показаны параметры самолета нормальной аэродинамической схемы. Подставляя в эту схему конкретные цифры, полученные из номограммы иа рис. 111, можио быстро нарисовать чертеж основных размеров вашего будущего самолета. Прн этом следует помнить, что для моноплана с верхним расположением крыла угол У-образности крыла можио уменьшить до О—2°. Горизонтальное опереиие у такого самолета лучше расположить в следе или ниже крыла, как это сделано на самолетах Ленинградец , Чемпион фирмы Белланка , АКУ-2 и других, показанных на схемах в этой книге. При таком расположении опереиие никогда не попадет в зону срыва потока с крыла иа больших углах атаки. [c.143]

Динамические характеристики ЖРД без регуляторов являются исходными данными для анализа устойчивости системы управления ЖРД. Для расчетов же продольной устойчивости летательного аппарата и анализа работы его системы управления используются динамические характеристики ЖРД с регуляторами. На АФЧХ ЖРД оказывает влияние как схема ЖРД, так и параметры его агрегатов. Остановимся на особенностях динамических характеристик ЖРД разных схем без дожигания типа жидкость — жидкость с окислительным генератором, с дожиганием окислительного газа типа газ — жидкость и с дожиганием генераторного газа с избытком горючего. [c.246]

Однако здесь же необходимо отметить, что управляемость и устойчивость являются в известной степени противоположными качествами трудно повысить устойчивость летательного аппарата, не снижая его управляемости. Если вертолет быстро и эффективно реагирует на действия летчика органами управления, то очевидно, что он та1сже быстро будет реагировать на случайные возмущения, выходя из заданного ему положения равновесия. [c.159]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...