La determinarea pas momentul aeronavei trebuie considerată ca fiind momentul creat de aripa, și influența tuturor celorlalte părți ale aeronavei și, în special, coada orizontală (HT). Ideea de a folosi GO și aparține fraților Wright este atât de mic, în comparație cu aerofoliei aripa datorită umărului mare în raport cu centrul de aeronave de masă creează un moment de tangaj, un cuplu proporțional cu aripa.
Ris.1.7.11. Apariția momentului din coada orizontală.
De obicei GO se compune dintr-o parte fixă - un stabilizator și o parte mobilă - o cârma (RV). În conformitate cu aranjamentul reciproc al aripii și GO, se disting următoarele modele de avion:
- Schema clasică - GO în spatele aripii;
- scheme "rață" - GO în fața aripii;
- sistemul "fără sfârșit" lipsește.
Apropo, pe primele avioane de succes ale fraților Wright, a fost aplicată schema de "rață". Cu toate acestea, mai târziu, din mai multe motive, schema clasică a devenit mai larg utilizată, care va fi luată în considerare în viitor.
Pentru aeronavele din schema clasică, momentul pitch este determinat de formula obținută pe baza formulei pentru aripa (1.7.12):
în cazul în care:
și - coeficientul de moment al pasului la forța de ridicare zero și coordonatele relative ale focusului aeronavei calculată luând în considerare influența tuturor părților sale. Trebuie remarcat faptul că, datorită unghiului de reglare a GO, care este de obicei negativ, aceste valori diferă semnificativ de valorile obținute pentru aripa. De exemplu, pentru Як-18Т valoarea este> 0, în timp ce pentru aripa este întotdeauna negativă (vezi Fig.1.7.8);
- unghiul de deviere PB, se presupune că este pozitiv atunci când PB deviază;
- Derivat, care arată cât de mult se va schimba când PB se abate de la unul. Această valoare este întotdeauna negativă, adică o abatere pozitivă a PW în jos creează un moment de scufundare negativ;
- creșterea factorului momentului de înălțime datorat funcționării motorului.
Originea poate fi explicată din două motive:
- apariția momentului de pitch creat de împingerea motorului datorită descentrării sale. și anume amplasarea motorului deasupra sau dedesubtul centrului de masă al aeronavei, rezultând astfel brațul vertical al forței de tracțiune (figura 1.7.12);
Ris.1.7.12. Motorul motorului și momentul de scufundare creat de el.
- Influența elicei cu jet de aer pentru GO, care a avut ca rezultat, datorită creșterii debitului ce crește viteza GO ridicare negativ și momentul tangaj generate de acesta (ris.1.7.13).
Ris.1.7.13. O creștere a momentului de înclinare sub influența unui jet de aer în spatele șurubului.
Pentru aeronavele Yak-18T, de exemplu, atunci când modul de funcționare al motorului este mărit, momentul de tuning acționează asupra aeronavei, deoarece Influența jetului din șurub este mare.
Valoarea momentului de zbor este influențată de un număr de factori operaționali (EF):
1. Unghiul de atac. creșterea în care în unghiul de zbor de atac conduce la o creștere. și, prin urmare, pornind de la formula (1.7.13) la o creștere a momentului de scufundare negativ.
Ris.1.7.14. Creșterea înălțimii și a momentului de scufundare cu unghi de atac crescut.
Dependența în raza unghiurilor de atac ale zborului, ca și în cazul aripii, are un caracter liniar cu un unghi de înclinare negativ, adică o creștere pozitivă a unghiului de atac creează o creștere negativă a coeficientului momentului pitch.
Ris.1.7.15. Dependență pentru aeronave.
2. Centrarea aeronavei. a căror creștere duce la o scădere a umărului și la momentul în care acesta creează.
Ris.1.7.16. Dependența momentului pitch pe alinierea planului.
Ca urmare, după cum rezultă din Formula (1.7.13), în funcție de unghiul de înclinare va scădea, în timp ce graficul va fi paralelă cu abscisa. Această aliniere este numită neutră, iar atunci când atinge o schimbare a unghiului de atac nu provoacă o modificare a momentului pitch. Așa cum se va arăta mai târziu, în acest caz aeronava își pierde stabilitatea și zborul pe ea este practic imposibil.
Ris.1.7.17. Schimbarea dependenței de alinierea planului în creștere.
3. Configurația aeronavei (mecanizare și poziția șasiului). a căror influență depinde de aspectul aeronavei. De exemplu, pentru avionul Yak-18T, ieșirea scutului duce la apariția unui moment suplimentar de reglare. Acest lucru poate fi explicat prin faptul că, atunci când clapeta este eliberată, înclinarea curgerii în GO crește. Drept urmare, unghiul negativ de atac al stabilizatorului crește, ascensiunea negativă și momentul de înălțare creat de acesta.
Ris.1.7.18. Aspectul unui moment de calibrare suplimentar când clapeta este eliberată.
Ris.1.7.19. Modificați dependența atunci când clapeta este eliberată.
Efectul trenului de aterizare la moment și un pas ușor datorat în principal o mică scădere în alinierea (aproximativ 0,5%) datorită degajării trenului de aterizare împotriva zborului înainte.
4. Modificați modul de funcționare a motorului. după cum sa menționat deja, conduce la o schimbare a vitezei de curgere a GO datorită influenței jetului din spatele șurubului, creșterea u.
5. Abaterea RV creează cuplul de control al pitchului prin modificarea curburii profilului GO. Abaterea pozitivă a PW în jos reduce forța negativă de ridicare a GO. și, în consecință, a creat de acesta momentul de tuning.
Stabilitatea și controlul aeronavelor
www.uvauga.ru/E_library/Aerodynamics/171.htm - Traduceți această pagină
Ce tip de deformare a direcției este necesar pentru aceasta și există o deformare suficientă a direcției pentru a echilibra aeronava la un unghi de atac dat?
Articole similare
Trimiteți-le prietenilor: