Аэродинамические силы и моменты реферат

Обновлено: 04.07.2024

Название работы: ПОЛНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СИЛА И РЕЗУЛЬТИРУЮЩИЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ МОМЕНТ

Предметная область: Астрономия и авиация

Описание: Возникновение полной аэродинамической силы и результирующего аэродинамического момента.Влияние на коэффициент подъемной силы геометрических и кинематических параметров обтекания. Чаплыгин сделал открытие что если на график профиля крыла нанести серию векторов подъемной силы при различных углах атаки которые проходят через соответствующие.

Дата добавления: 2015-09-29

Размер файла: 741.65 KB

Работу скачали: 25 чел.

ЛЕКЦИЯ 7.2 . ПОЛНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СИЛА И РЕЗУЛЬТИРУЮЩИЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ МОМЕНТ

7.2.1 Распределение нормальной составляющей давления по поверхности профиля, эпюры давления по хорде крыла

7.2.2 Центр давления и аэродинамический фокус профиля

7.2.3 Возникновение полной аэродинамической силы и результирующего аэродинамического момента

7.2.4 Коэффициенты аэродинамических сил и моментов в проекциях на связанную и скоростную оси систем координат

7.2.5 Влияние на коэффициент подъемной силы геометрических и кине-матических параметров обтекания.

7.2.1 Распределение нормальной составляющей давления по поверхности про-филя, эпюры давления по хорде крыла

Воздействие крыла на окружающий слой воздуха вызывает в нем изменение относи-тельных физических параметров среды:

скорости;
давления;
плотности;
температуры.

В каждой точке профиля крыла его давление на воздушный поток будет различным, поэтому параметры потока постоянно изменяются при переходе от одной точки профиля к другой. Скорость и давление в каждой точке профиля называются местными скоростью и давлением.

Распределение нормального давления по поверхности профилю крыла получают экс-периментальным путем в аэродинамической трубе.

давление в ой точке профиля;

перепад давления в точках профиля.

Распределение нормального давления по поверхности профилю крыла изображается векторными диаграммами и эпюрами распределения давления по хорде профиля.

Векторную диаграмму распределения давления строят в безразмерных величинах

Рис 7.2.1 Схема распределения давления по профилю и эпюры давлений по хорде

7.2.2 Центр давления и аэродинамический фокус профиля

Рис 7.2.2 Схема нахождения центра давления и момента тангажа

Центром давления называется точка на продольной оси сечения крыла через кото-рою проходит линия действия равнодействующей аэродинамических сил.

Момент тангажа относительно носика профиля равен:

При малых углах

Рис 7.2.3 Схема образования параболы устойчивости

Выдающийся русский ученный С.А. Чаплыгин сделал открытие, что если на график профиля крыла нанести серию векторов подъемной силы при различных углах атаки, ко-торые проходят через соответствующие центры давления, то огибающая к направлению этих векторов будет параболой. Эту параболу назвали параболой устойчивости . Это отк-рытие позволило создать теорию устойчивости самолета: момент подъемной силы относи-тельно фокуса параболы не зависит от угла атаки.

Из этого следует, что плечо ( r ) уменьшается при увеличении угла атаки пропор-ционально увеличению подъемной силы ( Y ), а момент тангажа ( ) остается неизменным .

Рис 7.2.4 Схема образования аэродинамического фокуса

Аэродинамическим фокусом называется точка на продольной оси профиля крыла, в которой приложено приращение подъемной силы , вызванное малыми изменениями угла атаки () и при этом момент тангажа относительно этой точки остается постоян-ным )

Связь между ц.д. и фокусом можно описать выражением:

В общем случае фокус не совпадает с ц. д. Для симметричного профиля, где

Положение фокуса крыла определяется относительно профиля и зависит от:

При дозвуковых скоростях полета положение фокуса равно:

для прямого крыла 25%;
для стреловидного крыла 30-35%;
для треугольного крыла 35-40%.

7.2.3 Образование полной аэродинамической силы и результирующего аэроди-намического момента

Рис 7.2.5 Схема образования полной аэродинамической силы ( Ra )

Аэродинамическими силами называются силы, возникающие в результате механи-ческого взаимодействия движущихся тел с воздухом. При этом, движение воздуха, вслед-ствие вязкости, вызывает возникновение на поверхности тела сил трения.

Таким образом, на каждый элемент тела, обтекаемого воздухом, действуют силы нормального давления перпендикулярно к поверхности тела и силы трения направленные по касательной к поверхности этого тела.

Распределенные по поверхности тела нормальные и касательные силы можно про-суммировать и определить их результирующую силу.

Равнодействующая нормальных сил давления и тангенциальных сил трения, дейст-вующих на поверхность тела, называется результирующей или полной аэродинамической силой и обозначается буквой .

На величину и направление полной аэродинамической силы влияют:

скорость набегающего воздушного потока;
форма профиля;
положение профиля относительно вектора скорости воздушного потока;
числа Маха, определяющего степень проявления сжимаемости воздуха;
числа Рейнольдса, определяющего степень проявления вязкости воздуха;
шероховатости поверхности тела;
температуры воздуха.

Часто в аэродинамике используют не полную аэродинамическую силу, а ее проекции на соответствующие оси систем координат.

Рис 7.2.5 Схема проекций полной аэродинамической силы на оси систем координат

В скоростной системе координат составляющими результирующей аэродинамичес-кой силы на оси координат являются силы, которые имеют название:

лобовое сопротивление ( X a );
подъемная сила ( Y a );
боковая сила ( Z a )

Силой лобового сопротивления ( X a ) называется проекция силы на ось OXa , т.е. по направлению вектора скорости невозмущенного потока. Сила лобового сопротивления препятствует движению тела, стремится затормозить его и направленна по вектору ско-рости набегающего потока. Отсюда следует, что полная аэродинамическая сила всегда отклонена назад от плоскости, перпендикулярной вектору скорости воздушного потока, а сила лобового сопротивления имеет отрицательное значение.

Подъемной силой ( Y a ) называется проекция результирующей аэродинамической си-лы () на ось OYa , т.е. проекция силы на перпендикуляр к вектору скорости воздушного потока, лежащий в плоскости симметрии обтекаемого тела. Подъемная сила возникает только при наличии угла атаки и разности давлений над и под обтекаемым телом.

Отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления характеризует аэроди-намическое совершенство несущей поверхности ЛА и называется аэродинамическим ка-чеством:

Чем больше численное значение аэродинамического качества (К), тем аэродинами-чески совершеннее профиль, крыло или летательный аппарат в целом.

Проекция полной аэродинамической силы на ось OZa называется боковой силой и возникает она при наличии угла скольжения тела (β).

Связь между полной аэродинамической силой и ее составляющими описывается вы-ражением:

Проекции полной аэродинамической силы на оси связанной системы координат имеют название:

продольная сила ( X );
нормальная сила ( Y );
поперечная сила ( Z ).

Между проекциями полной аэродинамической силы в скоростной системе коорди-нат и связанной имеется определенная зависимость:

Такая же зависимость существует и при перерасчете проекций сил из скоросной системы координт в связаную:

При малых углах атаки рад, можно условно принять. Тогда формулы определения составляющих аэродинамических сил упрощаются и имеют вид:

Численные значения составляющих результирующей аэродинамической силы позво-ляют не определяя направление действия этой силы, условно заменить ее соответствую-щими составляющими по осям координат, действие которых на тело аналогично действию полной аэродинамической силы

Для определения аэродинамических моментов ЛА используют связанную систему координат. Чаще всего используются проекции полного аэродинамического момента на соответствующие оси связанной системы координат.

Рис 7.2.6 Схема образования результирующего аэродинамического момента (Ма)

Проекции полного аэродинамического момента на оси связанной системы коор-динат носят название:

- момент крена;
- момент рыскания;
- момент тангажа .

Размер аэродинамических сил и моментов зависит:

формы и размеров крыла;
скорости и плотности воздушного потока;
углов атаки и скольжения.

7.2.4 Коэффициенты аэродинамических сил и моментов в проекциях на связанную и скоростную оси координат

Аэродинамическая сила и момент пропорциональны размерам тела (площади и раз-маху крыла), скоростному напору воздушного потока (). Для упрощения анализа аэродинамических характеристик летательного аппарата и его составляющих элементов вводятся безразмерные коэффициенты пропорциональности для сил и моментов в скорос-тной и связанной системах координат:

Коэффициент полной аэродинамической силы:

Коэффициенты лобового сопротивления, подъемной силы и боковой силы:

Ко э ффициент ы продольной сил ы, нормальной сил ы, поперечной сил ы:

- скоростной напор воздушного потока;

S характерная площадь несущей поверхности;

С R , C x , C y , C z , C xa , C ya , C za коэффициенты пропорциональности соответствую-щих составляющих аэродинамических сил.

Аэродинамические коэффициенты моментов определяются по формулам:

- коэффициент момента крена;

- коэффициент момента рыскания;

- коэффициент момента тангажа.

хорда профиля крыла (средняя аэродинамическая хорда).

Безразмерные коэффициенты сил и моментов не зависят от:

скоростного напора;
размеров крыла (площади, размаха, хорды).

Однако зависят от:

формы крыла;
углов атаки и скольжения;
критериев подобности (сжимаемости и вязкости) М и Re .

Аэродинамические коэффициенты сил и моментов крыла определяются как теоре-тически так и экспериментально.

Рис 7.2.7 Схема проекций коэффициентов аэродинамических сил

Аэродинамические силы, в скоростной и связанной системах координат, связанные между собою определенными с о отношениями:

При малых углах атаки () можно получить упрощенные формулы:

7.2.5 Влияние на коэффициент подъемной силы геометрических и кинемати-ческих параметров обтекания

7.2.5.1 Влияние угла атаки на коэффициент подъемной силы

Коэффициент подъемной силы характеризует несущие способности крыла.

Рассмотрим влияние наосновных факторов. Коэффициент при, то есть зависимость имеет линейный характер и описывается уравнением ():

это значение при

произведение коэффициента подъемной силы от угла и характеризует угол наклона графика зависимости

Участок от до зависимость линейная, и является наклонной линией под углом .

При достижении линейная зависимость нарушается.

После и при дальнейшем увеличении угла атаки все большая часть профиля крыла охватывается срывом потока и будет уменьшаться.

Рис 7.2.8 Схема графика зависимости

Угол, при котором достигает значения называется критическим углом атаки (α кр ).

Угол, при котором нарушается линейная зависимости называется углом ата-ки начала срыва потока )

Срыв потока в пограничном слое сопровождается тряской крыла. Начало тряски можно использовать как признак приближения самолета к критическому углу атаки. Несу-щие свойства крыла характеризуются скоростью роста коэффициента при.

Значение угла зависит от кривизны профиля крыла. Для крыла симметрич-ного профиля

При не симметричном профиле при создается некоторая подъемная сила. Чтобы получить , профиль необходимо установить под углом атаки

7.2.5.2 Влияние аэродинамической формы профиля на аэродинамические харак-теристики

Рассмотрим качественную характеристику влияния относительной кривизны про-филя на величину при изменении углов () для симметричного профиля и не симметричного профиля

Как видно, увеличение кривизны профиля смещает зависимость эквидис-тантно влево-вверх. При этом увеличиваются величины , а так же абсолют-ное значение

Рис 7.2.9 Схема влияния кривизны ( f ) профиля на зависимость

Физическая сущность этого эффекта заключается в увеличении кривизны и увеличе-нии давления на нижней поверхности, что вызывается увеличением разности давления у профиля с большей кривизной при одном и том же угле атаки.

Рис 7.2.10 Схема влияния толщины ( c ) профиля на зависимость

Влияние толщины профиля проявляется менее интенсивно. При малых углах атаки оказывает небольшое влияние на подъемную силу.

Угол наклона зависимости и оси у толстых профилей несколько меньше чем у тонких. Это объясняется более резким ростом разрежения под носовой частью тон-ких профилей вследствие малого радиуса ее закругления, что приводит к более раннему срыву потока и уменьшениюи у тонких крыльев по сравнению с толстыми

7.2.5.3 Влияние удлинения крыла на протекание зависимости.

На характер изменения влияет удлинение крыла. У крыла малого удлинения кривая не имеет прямолинейного участка, характерного для крыла большого удли-нения.

Рис 7.2.11 Схема влияния удлинения крыла ( λ ) на зависимость

Зависимость для крыльев имеет S -образную форму. Это объясняется тем, что при малых углах атаки вследствие интенсивного перетекания воздуха через кон-цевые кромки крыла малого удлинения, давление на верхней и нижней поверхностях кры-ла выравнивается, что обуславливает уменьшение. С увеличением угла атаки с концов крыла начинается срыв мощных вихрей, что приводит к уменьшению давления на верхней поверхности и как следствие к увеличению . Крыло малого удлинения имеет значи-тельно больший критический угол атаки по сравнению с крылом большого удлинения.

7.2.5.4 Влияние вязкости воздуха на протекание зависимости

Число Re существенно влияет на структуру пограничного слоя, на его устойчивость к срыву потока.

При небольших числах Re большая часть пограничного слоя ламинарная, и менее устойчива к срыву потока. При этом и небольшие. С увеличением числа Re пограничный слой становится турбулентным, его устойчивость к срыву повышается, таким образом и тоже увеличиваются

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛА И МОМЕНТ - величины, характеризующие силовое воздействие жидкой или газообразной среды на движущееся в ней тело. А. с. и м. зависят от формы и размеров тела, его ориентации по отношению к направлению движения, от его скорости, свойств и состояния среды (жидкости, газа, плазмы), а также от угловых скоростей и ускорения движения. Определение А. с. и м., действующих на тела разл. формы при заданных условиях полёта, является одной из осн. задач аэродинамики.

Силовое воздействие среды на тело сводится к силам давления и трепия, распределённым по поверхности тела. Такая пространственная система сил может быть приведена к равнодействующей этих сил - аэродинамич. силе ик паре сил с моментом М, наз. аэродинамич. моментом. А. с. и м. определяются ф-лами

где интегралы берутся по всей внеш. поверхности тела -векторы проекций давления и напряжения трения на нормаль к элементу поверхности ; r - радиус-вектор элемента поверхности, проведённый из точки, относительно к-рой вычисляется момент. В аэродинамике обычно пользуются проекциями А. с. и м. на оси т. н. скоростной и связанной ортогональных правых систем координат.

В скоростной системе координат (рис. 1), к-рой удобно пользоваться при пост. скорости полёта, Х_а - сила лобового или аэродинамического сопротивления есть проекция R_А на ось х_а и направлена противоположно вектору скорости полёта, Y_а - аэродинамич. подъемная сила и Z_a - аэродинамич. боковая сила - проекции R_А на оси у_а и z_a соответственно. Составляющие аэродинамич. момента M по тем же осям скоростной системы координат будут: M_ха - аэродинамич. момент крена, М_уа - аэродинамич. момент рыскания и M_zа- аэродинамич. момент тангажа. Составляющие момента положительны при совпадении с направлением соответствующей оси.

Рис. 1. Проекции аэродинамической силы и момента в скоростной системе координат; - угол атаки, - угол скольжения.

В связанной с летящим телом системе (рис. 2) координат ось х совпадает с продольной осью летат. аппарата и направлена вперёд по его движению.

Рис. 2. Проекции аэродинамической силы и момента в связанной системе координат, обозначения, как на рис. 1.

Разложение M в связанной системе аналогично скоростной, а составляющие R_A по осям этой системы наз. X - аэродинамич. продольной силой, Y - аэродинамич. нормальной силой и Z - аэродинамической поперечной силой.

Лит.: Фабрикант H. Я., Аэродинамика, M., 1964; Аржаников H. С., Мальцев В. H., Аэродинамика, M., 1952; Аржаников H. С., Садекова Г. С., Аэродинамика больших скоростей, M., 1965. Ю. А. Рыжов.

Описание презентации АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛА И МОМЕНТ по слайдам

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛА И МОМЕНТ Выполнили: Зеилхан Е Иманбай М Агзам А

План 1. Основные определение 2. Что такое систем координат? 3. Что такое АД момент?

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛА И МОМЕНТ — величины, характеризующие силовое воздействие жидкой или газообразной среды на движущееся в ней тело. А. с. и м. зависят от формы и размеров тела, его ориентации по отношению к направлению движения, от его скорости, свойств и состояния среды (жидкости, газа, плазмы ), а также от угловых скоростей и ускорения движения. Определение А. с. и м. , действующих на тела разл. формы при заданных условиях полёта, является одной из осн. задач аэродинамики.

В скоростной системе координат (рис. 1), к-рой удобно пользоваться при пост. скорости полёта, Х а — сила лобового или аэродинамического сопротивления есть проекция R А на ось х а и направлена противоположно вектору скорости полёта , Y а — аэродинамич. подъемная сила и Z a — аэродинамич. боковая сила — проекции R А на оси у а и z a соответственно. Составляющие аэродинамич. момента M по тем же осям скоростной системы координат будут: M ха — аэродинамич. момент крена, М уа — аэродинамич. момент рыскания и M zа — аэродинамич. момент тангажа. Составляющие момента положительны при совпадении с направлением соответствующей оси. Рис. 1. Проекции аэродинамической силы и момента в скоростной системе координат; — угол атаки, — угол скольжения.

Механическое воздействие набегающего потока на самолет сводится к нагрузкам, непрерывно распределенным по его поверхности. Для удобства изучения эти распределенные нагрузки приводят к результирующей силе, приложенной в центре масс самолета, которая называется аэродинамической силой и обозначается Ra, а также моменту вокруг центра масс, который называется аэродинамическим моментом и обозначается M.

В связанной системе координат эти проекции обозначаются и называются следующим образом: X – аэродинамическая продольная сила; Y – аэродинамическая нормальная сила; Z – аэродинамическая поперечная сила.

Силы, действующие на крыло самолёта в полёте Тяга(англ. thrust)-сила, которая вырабатывается двигателями и толкает самолёт сквозь воздушную силу. Лобовое сопротивление – сила препятствующая движению тел в жидкостях и газах

Аэродинамический момент относительно оси 0 X называется моментом крена. Он определяется в основном силами, действующими на крыло самолета и в меньшей степени – на вертикальное и горизонтальное оперения m x – коэффициент момента крена. Аэродинамический момент относительно оси 0 Y называется моментом рыскания. Он создается силами, действующими в основном на вертикальное оперение и фюзеляж. m y – коэффициент момента рыскания; Аэродинамический момент относительно оси 0 Z называется моментом тангажа. Он создается силами, действующими на крыло, горизонтальное оперение и фюзеляж. Вертикальное оперение практически не участвует в создании момента тангажа. m z – коэффициент момента тангажа.

СПАСИБО ЗА ВНИМАНИЕ.

Равнодействующая аэродинамических сил R_А создает относительно центра масс самолета момент М_R. Изменяя величину и направление этого момента можно управлять самолетом. Для этого на самолете используются рулевые поверхности.

Разложение момента М_R на оси связанной системы координат дает следующие составляющие:

- М_х - момент крена (поперечный),

- М_y - момент рыскания (путевой),

- М_z - момент тангажа (продольный).

Рекомендуемые материалы

Вариант ДМ 713, РПЗ и листы. Привод ленточного транспортера с коническо-цилиндрическим редуктором (быстроходная ступень - коническая передача с круговым зубом зубом, тихоходная ступень - цилинрическая прямозубая) 2022 г.

Момент М_R можно рассматривать как сумму моментов отдельных частей самолета с учетом интерференции.

Правило знаков для моментов, действующих на самолет, такое же, как и для моментов крыла.

Следует заметить, что существует правило знаков и для отклонения рулевых поверхностей. За их положительное отклонение принимается такое, при котором на самолете возникает соответствующий отрицательный момент. Например, за положительное отклонение руля высоты принимается отклонение его хвостиком вниз ( для нормальной схемы самолета), при котором возникает пикирующий момент, имеющий отрицательный знак.

Аэродинамический момент М_R и его составляющие будут зависеть от тех же факторов, от которых зависят аэродинамические характеристики частей самолета, т.е. от угла атаки , угла скольжения , числа М полета, угла отклонения рулевых поверхностей, геометрических параметров самолета, координаты центра масс и др.

7.2. Аэродинамический момент тангажа и его зависимость от угла атаки

При полете без скольжения и при не отклоненных органах путевого и поперечного управления моменты М_х и М_у отсутствуют и возникает только момент тангажа М_z, действующий в продольном канале (относительно поперечной оси Z)

В общем случае М_z создается нормальной силой Y, приложенной в центре давления

Из рисунка видно, что момент М_z определяется выражением:

где х_ц.д. и х_ц.м. - координаты центра давления и центра масс соответственно относительно начала координат, за которое чаще всего принимается носок средней аэродинамической хорды.

Коэффициент продольного момента:

m_z= (7.3)

(7.4)

(7.5)

При бессрывном обтекании самолета момент тангажа, как и коэффициент подъемной силы, линейно зависит от угла атаки

Производная коэффициента продольного момента по углу атаки так же, как и с_уа a , зависит от геометрических параметров самолета и числа М полета. Характер протекания данной зависимости объясняется характером изменения с_уа от М и тем, что при М > М_кр. Центр давления смещается назад вследствие перераспределения давления на отдельных частях самолета.

7.3. Аэродинамический фокус по углу атаки и зависимость его положения от формы, упругих деформаций летательного аппарата и числа М.

Различают четыре вида аэродинамических фокусов: фокус по углу атаки или просто фокус; фокус по углу скольжения; фокус по отклонению органа управления тангажа; фокус по отклонению органа управления рысканием. Рассмотрим первый фокус.

Используя правила параллельного переноса сил можно записать, что момент М_z относительно центра масс самолета

(7.6)

(7.7)

где М_ZF - момент относительно фокуса,

Так как по определению фокуса момент М_ZF остается постоянным при изменении , в том числе таким же, как и при _о (c_у=0), то очевидно, что М_ZF=М_ZO и m_ZF=m_ZO. Поэтому, при достаточно малых (в пределах линейной зависимости m_z от ) будет иметь место равенство:

(7.8)

Форма крыла в плане качественно так же, как и форма горизонтального оперения, влияет на положение фокуса. Но крыло на самолетах располагается вблизи центра масс и поэтому изменение несущих свойств крыла в меньшей степени смещает фокус самолета.

Корпус, как правило, смещает фокус вперед. На смещение фокуса влияет форма головной части корпуса и ее удаление от масс. Заостренная головная часть создает, при прочих условиях, наибольшую подъемную силу и сильнее смещает

Влияние формы отдельных частей самолета на положение фокуса может менятся при изменении режима полета. Так, наплыв малого удлинения и большой стреловидности, расположенный впереди базового крыла, на малых и умеренных углах атаки создает небольшую подъемную силу; на больших же углах атаки за счет образования мощного вихря существенно увеличивает подъемную силу и на самом наплыве, и на крыле и может вносить заметные коррективы в положение фокуса самолета.

На положение фокуса влияют деформации всех основных частей самолета. Наиболее существенное влияние на положение фокуса самолета оказывают деформация крыла и оперения и деформация хвостовой части фюзеляжа, приводящая к изменению фактических углов атаки оперения. Современные самолеты имеют, как правило, стреловидные крылья и оперение. Крыло и оперение под действием скоростного напора может закручиваться, увеличивая или уменьшая угол атаки, или изгибаться. Изгиб стреловидного крыла прямой стреловидности вызывает уменьшение местных углов атаки в концевых его сечениях (рис. 7.7), что ведет к уменьшению несущих свойств ( ) и абсолютной величины . В зависимости от того, какая из этих величин меняется в большей степени, фокус может смещаться или вперед, или назад. Как правило, с ростом скоростного напо- ра фокус крыла смещается вперед (рис. 7.8).

Горизонтальное оперение на основных режимах полета создает положительную подъемную силу, изгибая хвостовую часть корпуса в направлении уменьшения местных углов атаки горизонтального оперения. При этом фокус самолета смещается вперед.

Положение фокуса самолета зависит от числа М полета в силу изменения характера распределения давления при переходе на закритические числа М.

Одним из способов борьбы с этим явлением является применение на самолете "наплыва".

Коэффициент m_ZO также изменяется по числам М

Понятие аэродинамического фокуса используется при рассмотрении вопросов устойчивости самолета.

Определение: устойчивость - это способность самолета без вмешательства летчика возвращаться к исходному режиму полета после прекращения действия внешних возмущений.

Различают продольную устойчивость (по тангажу) и боковую (по крену и рысканию). Кроме того различают статическую и динамическую устойчивость.

Под статической устойчивостью понимается первоначальная тенденция самолета создавать стабилизирующий момент (на ликвидацию последствий возмущения). Однако переходный процесс к исходному режиму полета может быть при этом или сходящимся или расходящимся. При сходящемся переходном процессе самолет будет не только статически, но и динамически устойчив. Вопросы динамической устойчивости рассматриваются в дисциплине "Динамика полета".

Познакомимся с понятием продольной статической устойчивости.

Определение: продольной статической устойчивостью самолета называется его способность без вмешательства летчика создавать момент тангажа, направленный на возвращение к исходному углу атаки после прекращения действия внешних возмущений.

Пусть самолет под действием возмущения увеличит угол атаки на величину D . При этом возникает приращение подъемной силы DY_а, приложенное в фокусе, и приращение момента DМ_Z. Если фокус расположен за центром масс, то DМ_z будет направлен на уменьшение .

Таким образом, условием продольной статической устойчивости является

Если , то самолет неустойчив, если , то он нейтрален, т.е. не реагирует на изменение угла атаки.

В пределах линейной зависимости коэффициента m_z от С_уа

(7.9)

Таким образом, условием продольной статической устойчивости является:

(7.10)

Величина называется запасом продольной статической устойчивости и выражается в долях или в % средней аэродинамической хорды.

Читайте также: