41. Понятия пpодольной статическая устойчивости самолета по пеpегpузке и по скоpости.

1. По перегрузке.

Это свойство самолета при полете с постоянной скоростью при возмущении Δα создавать моменты в сторону исходного угла

+ Δα -> -ΔMz; -Δα -> +ΔMz

– условие устойчивости

коэффициент продольной стат. Устойчивости оп перегрузке

– статическая неустойчивость по перегрузке

Устойчивость неустойчивость

2. По скорости.

Это свойство самолета при полете с постоянной перегрузкой и при возмущении скорости создавать силы и моменты, направленные на устранение возмущений

В этом случае Mz = f(M, Cy)

– критерий устойчивости по скорости

Если М<Mкр, то Mz не зависит от числа маха. Тогда, если самолет устойчив по перегрузке, то он будет устойчив и по скорости.

для ряда чисел Маха

* (неустойчивость по V)

( падает, а растет.)

Многие самолеты неустойчивы по скорости в районе Мкр

41. Продольный момент самолета без горизонтального оперения (го) в установившемся прямолинейном полете. Понятие аэродинамического фокуса.

, [Н*м]

Продольный момент крыла

– линейная на докритических углах атаки

– производная по

Для профиля момент задается относительно его носка, а для крыла – относительно САХ

Для профиля:

1. Симметричный профиль -

2. Для вогнутого

3. S-образный

для тонкого профиля не зависит от его формы и равен

Аэродинамический фокус профиля расположен ≈ хорды при М<<1

Если М>1, то

;

можно представить, как:

Для профиля

Если крыло если крыло прямоугольное, плоское, то его определяется профилем

Если крыло стреловидное, то

Влияние механизации Выпуск механизации добавляет дополнительный

Влияние фюзеляжа Влияние фюзеляжа сводится к смещению фокуса без ГО вперед

И учитываются поправками

Аналогично поправками учитываются влияния мотогондол, подвесок, шасси и т.д.

Аэродинамический фокус — точка приложения вектора прироста подъёмной силы, вызванного изменением угла атаки.

Аэродинамический фокус самолета ( ) не зависит от формы профиля, крыла и ГО, а зависит от вида самолета в плане

43. Пpодольный момент го в установившемся пpямолинейном полете.

- плечо ГО

– нормальная схема

–схема утка

|

коэффициент торможения потока в районе ГО

- статический момент площади ГО

)

)

44. Пpодольная балансиpовка самолета. Пpавило пpодольного "V". Балансиpовочные кpивые.

– продольный момент

1. V=const

Угол отклонения руля высоты

У 2-го выше статическая устойчивость

Уст. самолет

Излишне большая стат. Устойчивость может возникнуть при слушком большой передней центровке Xт и при М>1

Оптимальная величина

Правило продольного V

При уст-ся полете должно выполняться

1. 

2. – самолет статич. уст

- ближе к хвосту

- момент при нулевой подъемной силе

Для того чтобы , у стат. уст. ЛА угол между хордами крыла и ГО должен быть меньше 180^о