- •Аннотация.
- •Содержание
- •(Начальное условие (н.У.)),
- •1.2. Управляемость движения.
- •2.1. Аэродинамический момент тангажа в установившемся прямолинейном полете.
- •2.2. Момент тангажа от тяги двигателя
- •2.6.1. Усилие на штурвале
- •2.6.2. Балансировка вс в установившемся горизонтальном полете
- •2.6.3. Балансировка вс в установившемся криволинейном движении в вертикальной плоскости
- •2.6.4. Особенности продольной балансировки при взлете и посадке
- •2.6.5. Диапазон допустимых центровок и требования к выбору параметров горизонтального оперения
- •25.161. (С) Продольная балансировка должна обеспечиваться в следующих условиях:
- •25.173. Продольная статическая устойчивость.
- •3.1. Аэродинамические моменты крены и рыскания
- •3.2 Статическая устойчивость в боковом движении
- •3.3 Балансировка вс в установившемся боковом движении.
- •3.3.2 Балансировка с отказавшим двигателем
- •3.3.3. Балансировка вс в установившемся криволинейном пространственном
- •4.1.1. Решение линейных дифференциальных уравнений с постоянными коэффициентами классическим методОм. Теоремы а.М. Ляпунова об устойчивости
- •4.1.2. Решение линейных дифференциальных уравнений с постоянными коэффициентами операторным методом
- •5. Динамика продольного возмущенного движения вс
- •5.1. Собственное продольное возмущенное движение вс. Условия устойчивости опорного движения
- •5.2 Выделение быстрой и медленной составляющих продольного возмущенного движения
- •5.2.1. Собственное продольное короткопериодическое возмущенное движение вс. Условия устойчивости опорного движения.
- •5.2.2 Собственное продольное длиннопериодическое возмущенное движение вс. Условия устойчивости опорного движения
- •6.1 Уравнения бокового возмущенного движения
- •6.2 Устойчивость в боковом возмущенном движении.
- •6.3Передаточные функции в боковом возмущенном движении
- •6.4.2. Реакция вс на отклонение руля направления
- •7. Особенности динамики пространственного движения
- •7.3. Штопор
- •Лекция 13.
- •1. Автоматическое управление траекторией
- •2. Управление траекторным движением по командному прибору
- •3. Автоматическая стабилизация параметров движения
- •Литература
- •Вопросы к коллоквиуму по курсу «Устойчивость и управляемость транспортных воздушных судов»
2.1. Аэродинамический момент тангажа в установившемся прямолинейном полете.
Выделяя основные составляющие, момент Мz удобно представить как алгебраическую сумму аэродинамических моментов тангажа ВС без ГО момента ГО (при нейтральном положении органов управления ) и управляющих моментов ВС :
Второй из перечисленных моментов тангажа в зависимости от угла установки стабилизатора - , фактически также является управляющим и может быть объединен с последним.
Рассмотрим аэродинамический момент тангажа в установившемся (V=const) прямолинейном (θ=const) полете без крена ( =0) и скольжения (β=0).
Для ВС нормальной схемы (см. рис.6), условно в прямолинейном полете близком к горизонтальному (Н ≈ const, ) показаны аэродинамические силы (за исключением Ха), которые создают основной момент относительно ОZ. Подъемная сила всех частей ВС за исключением ГО , зависящая от угла атаки (кроме )приложена в фокусе ВС без ГО (обозначен ).
Под фокусом по углу атаки будем понимать точку пересечения линии действия полной
аэродинамической силы зависящей только от угла атаки, с продольной осью ВС.
В частности вместо составляющей полной аэродинамической силы с некоторой погрешностью можно принять составляющую подъемной силы, зависящей от угла атаки.
Если ось OZ поместить в эту точку и вычислить продольный момент то в силу равенства нулю плеча действия сил, зависящих от , производная момента при всех осталь-
ных фиксированных параметрах: и т.д.
Так же как и аэродинамические силы по принципу суперпозиции складываются из сил,
действующих на отдельные части ВС (крыло, фюзеляж и др.) так и фокус (для краткости «по углу атаки » будем опускать) зависит от фокуса крыла, фюзеляжа и др. Поэтому можно считать, что подъемная сила всех частей ВС без ГО приложена в фокусе всех частей ВС без ГО. При этом полная подъемная сила (для статически устойчивого ВС)
Здесь отметим, что аналогично можно ввести понятия фокуса по отклонению руля высоты,
закрылков и др. отклоняемых органов управления при малых их отклонениях и фиксированных остальных параметрах (углах).
Аэродинамический момент тангажа ВС запишем в следующем виде
где
Здесь индексами обозначены составляющие момента тангажа: «кр»- от крыла; «ГО»-от горизонтального оперения; «ф»- от фюзеляжа; « »-от гондол двигателей; «подв»- от различных подвесок. Можно обозначить Мz от всех частей кроме ГО как , а момент от стабилизатора и руля высоты .
Из рис.6. видно, что для сбалансированных режимов полета момент от всех частей без ГО <0 (на пикирование) должен уравновешиваться моментом, создаваемым ГО, >0 (на кабрирование). При этом результирующая подъемная сила направляется вниз при отрицательном отклонении руля высоты < 0 (задняя кромка - вверх) и тогда суммарная подъемная сила, которая в основном уравновешивает силу тяжести (например, в горизонтальном полете) определяется в виде разности сил , что является невыгодным с точки зрения создания полной подъемной силы и этот случай кратко называют «потерей на балансировку».
При малых углах атаки, полагая приближенно и можно записать выражение для момента тангажа (см. рис. 6)
, (2.1)
где: - момент тангажа ВС без ГО при α = 0; ; - угол атаки горизонтального оперения, ε – скос потока в области ГО, приближенно зависящий от α и Сyaб.г.о. линейно:
.
Подставив это соотношение в выражение для αг.о., получаем (прибавляя и вычитая αоб.г.о.)
= (2.2)
Преобразуем (2.1), принимая во внимание (2.2), выражения для и поделив на qSbA
, (2.3)
где: коэффициент торможения потока у ГО, ; - относительная площадь ГО; - относительное плечо ГО; - относительный статический момент площади ГО; полагая малой величину , коэффициент представим в виде
(2.4)
Преобразуем выражение (2.3), учитывая (2.2), (2.4)
(2.5)
где обозначены: ;
- коэффициент относительной эффективности руля высоты; при М<1, Sв – площадь руля высоты.
С целью дальнейшего упрощения выражения (2.5), установим соотношение между . При этом рассмотрим часть подъемной силы, зависящую только от угла атаки с учетом (2.2).
Откуда при , получаем
(2.6)
Преобразуем теперь составляющие (2.5), являющиеся множителями при α с учетом предыдущего соотношения
(2.7)
(с точностью до в предыдущем соотношении (2.7)).
Введем обозначения
(2.8)
тогда (2.7) преобразуется к виду
(2.9)
и коэффициент момента тангажа (2.5), с учетом (2.9), запишем в новой форме
(2.10)
где обозначены:
(2.11)
(2.12)
Учитывая, что можно (2.10) записать в другом виде
(2.13)
где
(2.14)
При этом имеется в виду, что зависит только от α при нулевых , а общая зависимость (в линейном диапазоне изменения ) имеет вид
(2.15)
при переменном . Если вместо руля высоты используется управляемый стабилизатор, то надо принять в (2.13) Примерная зависимость (2.13) для ВС нормальной схемы при М=const; имеет вид