Продольная устойчивость и управляемость

Зависимость продольной устойчивости и управляемости от центровки самолета [c.307]

Продольная устойчивость и управляемость при различных углах атаки [c.309]

Влияние высоты полета на продольную устойчивость и управляемость [c.317]

Возможность сваливания при полете с неработающими бустерами. Самолеты с бустером в системе управления рулем, у которых возможен переход на ручное управление при выключенном или отказавшем бустере, могут сваливаться из-за неправильного использования аэродинамического триммера на руле высоты. Чтобы разобраться в причинах этого, необходимо рассмотреть зависимость характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета от числа М, особенно при околозвуковых скоростях полета. [c.179]

ПРИМЕР РАСЧЕТА ХАРАКТЕРИСТИК ПРОДОЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА Е ГОР ЫЧ" (ПО ДАННЫМ ФОРМУЛЯРА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА. ПРЕДСТАВЛЕННОГО НА СМОТР-КОНКУРС СЛА-87) [c.219]

ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ и УПРАВЛЯЕМОСТЬ [c.143]

Прежде чем приступить к рассмотрению характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета, обратим внимание на одно важное свойство самолета, связанное с законом изменения аэродинамических сил и моментов, действующих на него. [c.143]

Из сказанного можно сделать вывод, что расположение буксирного замка определяет продольную устойчивость и управляемость в режиме буксирного полета. Лучше всего размещать замок в общем центре тяжести [c.67]

Большое значение на устойчивость и управляемость автомобиля имеет расположение центра тяжести не только в отношении продольной оси, но и по высоте. Чем выше центр тяжести, тем менее устойчивым будет автомобиль. Если автомобиль находится на горизонтальной поверхности, то сила тяжести направлена отвесно вниз. На наклонной поверхности она раскладывается на две силы (рис. 234) одна из них прижимает колеса к поверхности дороги, а другая стремится опрокинуть автомобиль. Чем выше центр тяжести и чем больше угол наклона автомобиля, тем скорее нарушится устойчивость и автомобиль может опрокинуться. [c.410]

Рассмотрим теперь силы и моменты, действующие на втулку несущего винта, с учетом влияния махового движения. Ввиду того что реакции втулки нужны в основном для исследования устойчивости и управляемости вертолета (гл. 15), нас будут интересовать главным образом низкочастотные реакции. Сначала рассмотрим несущий винт на режиме висения, для которого анализ более прост не только ввиду постоянства коэффициентов уравнений, но и вследствие полного разделения вертикальных и продольно-поперечных движений благодаря осевой симметрии обтекания. [c.576]

Продольная и поперечная скорости вертолета на режиме висе-ния изменяются путем создания моментов по тангажу и крену относительно центра масс вертолета, что представляет собой более трудную задачу. Летчик, воздействуя на рычаги управления, непосредственно изменяет углы тангажа или крена, в результате чего возникают продольная или поперечная сила, а затем и желаемое изменение скорости вертолета. Между силами и моментами, порождаемыми управляющими воздействиями, обычно имеется существенная взаимосвязь, так что любое управляющее воздействие для создания нужного момента требует некоторых компенсирующих воздействий по другим осям. Вертолет без системы автоматического повышения устойчивости не обладает ни статической, ни динамической устойчивостью, особенно на режиме висения. Поэтому сам летчик должен осуществлять управляющие обратные связи для стабилизации вертолета, что требует от него постоянного внимания. Использование автоматических систем для улучшения характеристик устойчивости и управляемости вертолета всегда желательно, а для ряда его применений — существенно важно, но такие системы увеличивают стоимость и усложняют конструкцию вертолета. [c.700]

Способ определения аэродинамических сил, действующих на фюзеляж и хвостовое оперение вертолета, можно найти в любом руководстве по устойчивости и управляемости самолета. Вклад фюзеляжа в производные устойчивости равен нулю на режиме висения и возрастает с увеличением скорости. Сопротивление фюзеляжа увеличивает демпфирование Хи и Zw, а продольный балансировочный момент дает составляющую (часто дестабилизирующую) производной Ми- Фюзеляж вертолета создает также дестабилизирующие моменты по углам атаки и скольжения Mw и Nv Остальные составляющие производных устойчивости определяются стабилизатором и килем (если вертолет не имеет крыла). Стабилизатор создает момент, соответствующий статической устойчивости по углу атаки, что компенсирует дестабилизирующее влияние несущего винта. Кроме того, стабилизатор обусловливает продольное демпфирование Mq (механизм его появления такой же, как и для М ), складывающееся с демпфированием от несущего винта, а также составляющие производных вертикальной силы Zw и Zq, порожденные подъемной силой стабилизатора. Наконец, стабилизатор увеличивает устойчивость по скорости Ми и создает производные [c.750]

В работе [А.24] были предложены критерии боковой устойчивости и управляемости вертолетов одновинтовой и двухвинтовой продольной схем при полете вперед. Установлена необходимость устойчивости движения рыскания в полете с фиксированными педалями. Время уменьшения амплитуды вдвое для колебательного движения крена с фиксированной ручкой управления должно быть меньше длительности двух периодов, если период меньше 10 с (что соответствует относительному коэффи- [c.788]

Аэродинамические силы обычно задают в скоростной системе координат при определении траектории движения тел. Связанную систему координат используют при проведении аэродинамических расчетов. В ней удобно также исследовать вращательное движение, рассматривать вопросы устойчивости и управляемости. Как правило, в этом случае движение обращают, т. е. считают центр масс неподвижным, а на тело из бесконечности набегает газовый поток со скоростью V , равной модулю скорости центра масс. При этом тело может совершать колебательные движения вокруг центра масс. Ось Ох в этом случае обычно направляют по продольной оси от вершины. [c.8]

Хвостовым оперением самолета называются поверхности, предназначенные для обеспечения продольной и путевой балансировки, устойчивости и управляемости самолета. [c.243]

Горизонтальное оперение — часть оперения самолета, предназначенная для обеспечения продольной балансировки, устойчивости и управляемости. [c.243]

Для устранения выявленных недостатков в ЦАГИ была разработана программа летных испытаний самолета Р-З. Она предполагала исследования его в полете с различными вариантами размещения грузов в фюзеляже и соответственно с различными летными центровками, а также модифицированного варианта самолета Р-З с увеличенной на 5,7% площадью стабилизатора. Полеты показали, что наилучшие характеристики устойчивости и управляемости самолет Р-З имеет при 34% САХ. При этой центровке улучшались и штопорные характеристики самолета. Увеличение площади стабилизатора, по мнению испытателей, лишь незначительно повысило продольную статическую устойчивость самолета. По результатам летных исследований было принято решение допустить Р-З с мотором М-5 к летной эксплуатации в частях ВВС с полетной центровкой до 35% САХ при отсутствии в задней кабине оборонительного вооружения, радио- и фотооборудования. [c.182]

Первый серийный Р-З был выпущен в июле 1927 г. Оснащенный полным комплектом вооружения, фото- и радиооборудования, но без бомб, он имел очень заднюю полетную центровку (44,5% САХ). Летные испытания, проведенные летчиком Я. Н. Моисеевым, показали, что самолет чрезвычайно чувствителен к положению центра тяжести и при одной и той же, но различно размещенной нагрузке, имеет различные летнотехнические данные. По оценке летчика требовалось также улучшить характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета [6]. [c.182]

Для устранения выявленных недостатков в конструкцию второго опытного самолета был внесен ряд значительных изменений смещением двигателей вперед на 100 мм, применением новых отъемных частей крыла с увеличенной стреловидностью передних кромок обеспечивалась более передняя центровка. Кроме того, улучшению характеристик продольной устойчивости и управляемости способствовали увеличение на 14,5% площади стабилизатора и изменение угла его заклинения до 0°,, а также введение осевой аэродинамической и весовой компенсации. руля высоты. Поперечную устойчивость и управляемость улучшили увеличением поперечного V отъемных частей крыла, повышением эффективности элеронов и руля направления путем увеличения степени их аэродинамической кст-пенсации. [c.235]

Хвостовые части лодок переходили в вертикальные кили, которые образовывали двухкилевое вертикальное оперение. Кили лодок соединялись между собой неподвижным центропланом горизонтального стабилизатора, внешние консоли которого, выходящие за кили, имели изменяемый в полете угол установки. По высоте вертикальных килей стабилизатор устанавливался в плоскости оси тандемных силовых установок для уменьшения влияния изменения режима работы двигателей на продольную устойчивость и управляемости самолета. [c.278]

Наибольшие изменения были внесены в этот самолет в 1942 г., когда отъемной части крыла придали небольшую стреловидность по передней кромке. Это позволило значительно улучшить характеристики продольной устойчивости и управляемости четырехместных Ил-4, у которых центр тяжести бьь1 сдвинут назад. Кроме того, в отъемной части крыла, имевшей новый профиль с большей толщиной, удалось разместить три топливных бака вместо одного. Запас топлива увеличился на 1135 кг (то есть на 40%) по сравнению с его запасом у обычного Ил-4. В результате скоростная дальность составила 3535 км, а максимальная 4265 км. Подвесные баки стали не нужны. Вес самолета в этой модификации значительно возрос, и в нормальном варианте стал равен 10 055 кгс, а в перегрузочном 12 130 кгс. Чтобы обеспечить приемлемые для фронтовых аэродромов характеристики взлета и посадки, на таких Ил-4 устанавливались новые воздушные винты и взлетно-по-садочные щитки увеличенной на 27% площади. Скоростные качества самолета изменились незначительно. [c.151]

Центр давления гибкого крыла. Определение аэроди-налгаческих характеристик и характеристик продольной устойчивости и управляемости при флаттерном пикировании осложняется значительным влиянием гибкости каркаса крыла и самого паруса. [c.43]

Гл. II посвящена изучению методов расчета аэродинамических сил и моментов, создаваемых несущими поверхностями (крыльями) и стабилизирующими устройствами (оперением), воздействие которых обеспечивает устойчивость и управляемость летательного аппарата. При этом рассматриваются различные конфигурации летательных аппаратов (типа корпус — оперение , корпус — оперение — крылья ) с плоским или полюсобразным расположением несущих (стабилизирующих) поверхностей. Влияние интерференции несущих поверхностей с корпусом на величину нормальной (боковой) силы и соответствующих моментов, оказывающих воздействие на управляемость и статическую устойчивость (продольную или боковую), определяется в рамках линеаризованной теории как для тонких, так и для нетонких комбинаций с учетом сжимаемости, пограничного слоя, торможения потока, а также характера обтекания (стационарного или нестационарного). Эффективность оперения исследуется с учетом интерференции с корпусом и крыльями, а также в зависимости от углов атаки комбинации и возникающих скачков уплотнения. [c.6]

Аэродинамические расчеты удобно осуществлять всвязанной системе координат. В ней обычно исследуется вращательное движение, решаются задачи устойчивости и управляемости летательного аппарата, так как соответствующие уравнения записываются именно в связанных осях. Это обусловлено тем, что в связанных осях входящие в уравнения моменты инерции аппарата при постоянной его массе не зависят от времени, поэтому интегрирование уравнений упрощается. В этой системе (рис. 1.1.1), жестко связанной с летательным аппаратом, продольная ось Ох аацравлена вдоль главной продольной оси инерции, нормальная ось Оу расположена в продольной плоскости симметрии и направлена к верхней части летательного аппарата, а поперечная ось Ог ориентирована вдоль размаха правого крыла, образуя правую систему координат. Положительное направление оси Ох от хвостовой части к носку соответствует случаю необращенного движения. Согласно рис. 1.1.1, в обеих системах координат — скоростной и связанной — их начало располагается в центре масс летательного аппарата. [c.10]

Применение вспомогательных поверхностей. Повышению аэродинамического качества летательного аппарата, улучшению характеристик его устойчивости и управляемости спссобствует применение некоторых вспомогательных поверхностей на отдельных элементах конструкции. К числу их относятся аэродинамические гребни (рис. 1.12.2), представ.яяющие собой небольшие выступы на верхней поверхности крыла, параллельные продольной оси летательного аппарата. На каждой консоли располагается несколько таких гребней. Их назначение состоит в том, чтобы воспрепятствовать перетеканию пограничного слоя вдоль размаха крыла и уменьшить срыв потока с его боковых кромок. Этой же цели служат и концевые шайбы (рис. 1.12.2), установленные у этих кромок. Как и гребни, они способствуют улучшению обтекания, что проявляется в меньшем воздействии на крыло концевых вихрей. В результате снижается индуктивное сопротивление, возрастает аэродинамическое качество. [c.105]

Суммарные силы и моменты у комля вращающейся лопасти передаются на фюзеляж вертолета. Постоянные составляющие этих реакций втулки в невращающейся системе координат представляют силы и моменты, необходимые для балансировки вертолета. Высокочастотные составляющие вызывают вибрации вертолета. Если в модели винта учтено движение вала, то эти силы и моменты определяют характеристики устойчивости и управляемости вертолета. На рис. 9.7 показаны силы и моменты, действующие на вращающуюся лопасть, а также силы и моменты, действующие на втулку в невращающейся системе координат. Вертикальная сила Sz участвует в создании тяги, а силы в плоскости вращения Sx и —в создании продольной и поперечной сил несущего винта. Момент в плоскости взмаха Nf создает продольный и поперечный моменты несущего винта, а момент в плоскости вращения — крутящий момент на валу винта. Условимся, что положительные реакции втулки действуют на вертолет, за исключением аэродинамического крутящего момента Q, который по определению воздействует на винт (реактивный момент, передаваемый от винта на втулку, поло- [c.389]

Первая попытка в ЦАГИ связать оценку динамической устойчивости и управляемости самолета с выбором основных конструктивных параметров (например, центровки) была сделана в работе, вышедшей в свет в 1931г. (А. Н. Журавченко и А. И. Никитюк). Однако авторам ее не удалось до конца довести эту задачу, так как выбранный ими критерий не определял полностью динамических свойств самолета в короткопериодическом движении и не учитывал влияния продольного демпфирования, игравшего большую роль при параметрах самолета того времени. Авторы работы сделали попытку учесть инерционные свойства самолета. Динамические свойства самолета оценивались качественно. [c.291]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...