Углы отклонения рулей

Покажите графически примерную зависимость коэффициента шарнирного момента т , от угла отклонения руля высоты б и угла атаки изолированного оперения а (рис. 11.8). Знак момента считается положительным в направлении кабрирования (увеличения углов атаки). [c.598]

На рис. 11.28 приведены примерные зависимости коэффициента шарнирного момента от угла отклонения руля высоты б и угла атаки а изолированного оперения. Наличие положительного угла атаки смещает рассматриваемую зависимость вниз, поэтому при 6=0 момент /Пщ < о, а при б < 0 т, = 0. [c.626]

Производные могут рассматриваться как степени изменения коэффициента любой силы или момента в зависимости от числа Ма,, углов атаки или скольжения, углов отклонения рулей, угловых и линейных скоростей, [c.15]

Первые семь членов в (1.1.5) определяют статические, а остальные — динамические составляющие аэродинамических коэффициентов. Статические составляющие соответствуют стационарным условиям обтекания аппарата, при которых его скорость постоянная, углы атаки и скольжения, а также углы отклонения рулей фиксированы. Динамические составляющие возникают при нестационарном (неуста-новившемся) движении, сопровождающемся ускорением или замедлением обтекающего потока, вращением аппарата и изменением по времени углов поворота рулей. [c.16]

В соответствии с выражением (1.1.7) коэффициент продольной силы рассматривается величиной, не зависящей от вращательных производных или производных по ускорению. Эта величина определяется в виде квадратичной зависимости от углов атаки и скольжения, а также углов отклонения рулей высоты и направления. Причем составляющие коэффициента с, [c.18]

Полагая Шу = = О, можно найти необходимые углы отклонения рулей [c.25]

Точка Д. приложения составляющей нормальной силы [третий член в (1.3.11)], возникающей за счет отклонения руля и пропорциональной углу б , называется фокусом по углу отклонения руля. Очевидно, момент сил относительно поперечной оси, проходящей через этот фокус, не зависит от угла 6, ,. В общем случае у несимметричной конфигурации ее центр давления не совпадает ни с одним из фокусов (по а или б ,). В частном случае у симметричного аппарата при а = О центр давления совпадает с фокусом по б . [c.30]

При отклонении передней несущей поверхности (или поворота руля) на некоторый угол б а возникает создаваемая непосредственно ею нормальная сила, приложенная в фокусе хр , и, кроме того, появляется (за счет скоса потока) дополнительная нормальная сила от оперения, приложенная в его фокусе по а- В соответствии с этим фокус летательного аппарата по углу отклонения рулей [c.61]

Движение с переменным углом отклонения рулей. В 2.5 было установлено, что при движении с изменяющимся от времени углом атаки возникает продольный момент, обусловленный запаздыванием скоса потока и направленный в сторону, обратную отклонению летательного аппарата. Аналогично этому возникает явление запаздывания при движении с переменным углом поворота рулей(3э ), р, что вызывает дополнительный демпфирующий момент, [c.251]

Рассмотрим производные от коэффициентов нормальных сил по углам отклонения рулей летательных аппаратов, выполненных по различным схемам. Эти производные определяют дополнительную величину коэффициента нормальной силы от отклонения рулей, измеряемой в плоскости угла атаки ас, в соответствии с формулой [c.253]

Повышения эффективности органов управления и восстановления линейности можно достичь за счет снижения допустимых углов отклонения рулей и уменьшения размеров щелей. В реальных условиях малые щели обладают значительным гидродинамическим сопротивлением, что вызывает существенное снижение интенсивности перетекания через них воздуха, улучшение обтекания рулей и повышение их эффективности. [c.274]

При установке на корпусе этого крыла в качестве подвижного руля его максимальная подъемная сила определялась бы суммой угла отклонения руля и угла [c.276]

Коэффициент шарнирного момента по углу отклонения руля [c.281]

Производная от коэффициента шарнирного момента по углу отклонения руля может быть определена при помощи (3.4.7) для производной от коэффициента нормальной силы. Принимая во внимание эту формулу, найдем [c.281]

Коэффициент шарнирного момента по углу отклонения руля находим из (3.5.20) при йдр = оп — 0,995, кщ= 0,9, = 0 [c.284]

Поворотливость амфибии зависит а) от площади руля, с увеличением которой диаметр циркуляции уменьшается б) угла отклонения руля, улучшаясь с увеличением этого угла, и в) скорости хода (пропорционально её квадрату). [c.221]

Вместо чисел М можно отложить приборные скорости, а вместо углов отклонения руля— линейные отклонения ручки управления. [c.303]

Если сравнить силы, приложенные к горизонтальному оперению при равных углах отклонения руля высоты и равных приборных скоростях, то на сверхзвуковой скорости эта сила значительно меньше, чем на дозвуковой. На дозвуковой скорости полета при отклонении руля высоты разность давлений на верхней и нижней поверхностях профиля возникает не только на самом руле, но также и на стабили- [c.57]

Анализ большого числа полетов различных самолетов на штопор показывает, что многие летчики обычно не пользовались указанным выше стандартным методом вывода из штопора не только на современных, но даже и на старых самолетах. Не выдерживались не только рекомендованные в этом методе интервалы между отклонениями руля направления и руля высоты на вывод, но и абсолютные величины углов отклонения рулей. Практически летчики отклоняли рули с меньшим интервалом, а часто даже одновременно (рис. 34). [c.201]

БАЛАНСИРОВОЧНЫЕ КРИВЫЕ — зависимость углов отклонения рулей от угла атаки крыла или от коэффициента подъемной силы самолета. [c.220]

Запас рулей — разность между конструктивно возможным и максимально потребным для управления самолета на данном режиме полета углами отклонения рулей и элеронов обычно составляет 25—30% их возможного отклонения до упора. Чем больше запас рулей, тем лучше управляемость самолета на малой скорости полета. [c.41]

Углы отклонения рулей устанавливаются на основании расчета и в боль шинстве случаев находятся в пределах, указанных в табл. 3.1. [c.228]

Углы отклонения рулей самолетов [c.229]

С ростом скоростей полета самолетов при сохранении прямой кинематической связи между командными рычагами управления и рулями (элеронами) интенсивно возрастают усилия, действующие на ручку (штурвал) и педали. При переходе к сверхзвуковым скоростям полета потребные углы отклонения рулей для балансировки самолета нормальной схемы увеличиваются вследствие возрастания устойчивости самолета и уменьшения эффективности рулей. [c.229]

Устойчивость, маневренность, управляемость. Для суждения о статич. устойчивости самолета производят полет на нескольких скоростях ка горизонталях, подъемах с полным газом и планированиях на малом газе при разных центровках (нормальной, передней и задней). Во время каждого режима регистрируют угол отклонения руля высоты и скорости полета. Характер балансировочной кривой, т. 6. кривой зависимости угла отклонения руля высоты от скорости для данной центровки и режима полета (полный газ, планирование, горизонталь), указывает на степень статической устойчивости самолета (фиг. 4). Балансировочная кривая 1— статически устойчивый самолет, кривая 2 —статически неустойчивый самолет. [c.230]

Площадь рулей составляет обычно 23—28% от поверхности соответствующего горизонтального или вертикального оперения. Степень эффективности оперения при данной площади его и форме в плане и в профиле проверяется путем экспериментов с моделями Д. в аэродинамич. трубе. При испытании модели оперенного Д. (под разными углами наклона продольной оси модели по отношению к направлению потока и при разных углах отклонения рулей направления и высоты) определяются также и возникающие в оперении и в самом корпусе Д. нагрузки от аэродинамич. сил, действующих на Д. в полете. Расчет оперения на прочность производится по методам, принятым при расчете оперения самолетов, с учетом способа крепления оперения к оболочке. Запас прочности — 5. При расчете нагрузка на оперение принимается на основании данных испытания на распределение давления воздуха по оперению модели Д. в аэродинамич. трубе или Д. в натуру, [c.396]

Задача захода на посадку и посадки на авианосец является уникальной, поскольку она обусловлена внешними условиями, характеристиками авианосца и характеристиками системы летчик — планер — двигатель . Кроме требований прочности самолета и его элементов при посадке предъявляются весьма жесткие требования по летным характеристикам и пилотажным качествам. Для обеспечения хороших характеристик при посадке летчик должен производить точные изменения по тангажу и крену для координированного исправления ошибок по глиссаде и курсу. Важным фактором при посадке является устойчивость самолета на траектории, т. е. по скорости — тяге. Воздушная скорость должна изменяться только путем продольного управления самолетом при постоянном положении ручки управления двигателем (РУД). Требуется, чтобы самолет обладал возможностью маневрирования на постоянном режиме тяги при незначительных изменениях угла атаки и чтобы потребная тяга уменьшалась при увеличении угла атаки и увеличивалась при его уменьшении. Это дает возможность вносить необходимые исправления глиссады с помощью продольного управления, исправлять угол атаки до требуемых значений, а затем исправить тягу с помощью положения РУД. Существенно облегчает летчику пилотирование на посадке применение автомата тяги. Входными сигналами для автомата тяги являются изменения угла атаки, нормального ускорения и угла отклонения руля высоты. Они поступают в вычислительное устройство автомата тяги. Автомат тяги обеспечивает такое автоматическое изменение тяги двигателя, которое приводит к выдерживанию требуемого угла атаки — воздушной скорости в процессе маневрирования на глиссаде и по курсу. [c.58]

Влияние отклонений рулей.Исследования показывают (см. рис. 1.4.1), что в случае нелинейного характера моментной кривой М а) ее наклон в точках пересечения с горизонтальной осью оказывается неодинаковым при разных углах отклонения рулей. Это свидетельствует о различии в значениях коэффициентов продольной статической устойчивости. Из рис. 1.4.1, например, видно, что при некотором отклонении руля устойчивость при небольших углах атаки (а охбал) может смениться неустойчивостью при повышенных их значениях (ая агбал) и восстановиться при еще больших углах (а я Озбал)- Во избежание такого явления стремятся ограничить диапазон летных углов атаки малыми их значениями, при которых сохраняется линейная зависимость коэффициента момента тангажа от углов атаки и отклонения рулей высоты. В этом случае степень устойчивости не меняется, поскольку при всех возможных (малых) углах поворота рулей наклон моментной кривой к оси абсцисс один и тот же (см. рис. 1.4.1). [c.34]

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]

Так как в данном случае возникает только одна нормальная сила от оперения, равная А У " = с°""ба 7со5, то Хр. будет фокусом по углу отклонения руля всего аппарата, а фокусное расстояние хр совпадает с координатой, центра давления Хц.д. [c.60]

Исследования показывают, что координаты центра давления (Хц.д)8, (2ц.д)б по углу отклонения руля могут быть выбраны такими, как для изо- лированной консоли, т. е. [c.279]

Для современных скоростей теоретическое значение Ямако может достигать 40—-50. Однако в реальных условиях полета невозможно получить максимальные перегрузки, так как Су увеличивается не мгновенно, а скорость самолета при этом успевает несколько уменьшиться. Это объясняется инертностью самолета, некоторыми характеристиками его устойчивости и ограниченной несущей способностью оперения. На самолетах без гидроус илителей (бустеров) в управлении физические возможности летчика накладывают ограничения на углы отклонения рулей, что также приводит к снижению максимально возможной перегрузки. [c.99]

Mxd TT winArgAppro Коэффициент производной момента крена по углу отклонения рулей (М, <5) [c.222]

Для имитации усилий, возрастающих по мере увеличения угла отклонения руля, в систему управления включается загрузочный механизм. В этом случае пилот преодолевает усилие не от шарнирного момента руля, а от сжатия или растяжения пружины загрузочного механизма. К загрузочному устройству подсоединяется так называемый механизм триммерного эффекта. При включении этого механизма снимается по желанию пилота при длительном полете усилие с ручки (педали). Получается эффект, равноценный действию триммера. [c.230]

Как уже говорилось выше, автомат тяги облегчает летчику задачу пилотирования по воздушной скорости — углу атаки во время захода на посадку. Необходимо, чтобы входные сигналы изменения угла атаки (а), нормального ускорения (Пу) и угла отклонения руля высоты (бв), посту-паюш,ие в вычислительное устройство автомата тяги, были приведены в максимальное соответствие с конкретной системой летчик — планер — двигатель. Вычислительное устройство автомата тяги подает команды на изменения тяги АР в зависимости от коэффициентов усиления К и постоянных времени т различных входных сигналов. [c.268]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...