Статическая и динамическая icon

Статическая и динамическая



НазваниеСтатическая и динамическая
страница1/4
Дата конвертации30.07.2013
Размер0.6 Mb.
ТипРеферат
скачать >>>
  1   2   3   4

Основы полета Principles of Flight

Оксфордская авиационная академия

Четвертое издание


Соответствует требованиям EASA для получения ATPL


Содержание


Часть 1

1 Определения

2 Атмосфера

3 Основные законы аэродинамики

4 Дозвуковое течение воздуха

5 Подъемная сила

6 Лобовое сопротивление

7 Сваливание

8 Механизация крыла

9 Обледенение

Часть 2


10 Устойчивость и управляемость
^

Часть 3


11 Управление самолетом

12 Механика полета

13 Полет на больших числах М

Часть 4


14 Ограничения

15 Сдвиг ветра

16 Теория воздушного винта

^

Часть вторая




Глава 10 Устойчивость и управляемость



Введение


Устойчивость – это свойство самолёта, выраженное в тенденции к возвращению в сбалансированное состояние полёта без вмешательства пилота, после окончания действия возмущения, вызванного внешним воздействием.

Самолёт должен обладать следующими качествами:

  • достаточной устойчивостью для поддержания постоянных параметров полёта;

  • способностью восстанавливать параметры полёта после воздействия внешних возмущений;

  • достаточной устойчивостью, чтобы минимизировать нагрузку на пилота;

  • должной реакцией на управляющее воздействие пилота, чтобы самолёт мог реализовать свои лётные возможности при достаточной маневренности.

Различают два вида устойчивости статическая и динамическая. Динамическая будет рассмотрена позже.


^ Статическая устойчивость.


Самолёт находится в сбалансированном состоянии, когда сумма всех сил и всех моментов, действующих на него, равна нулю; самолёт не испытывает никаких ускорений и движется прямолинейно и равномерно. Если балансировка будет нарушена внешним воздействием или отклонением рулей, то самолёт будет испытывать ускорение из-за несбалансированных сил или моментов.


Статическая устойчивость самолёта определяется первоначальной тенденцией, которая возникает после прекращения действия возмущающей силы.


Самолёт статически устойчив, если возникает тенденция возврата к сбалансированному состоянию.

Самолёт статически нейтрален, если не возникает никакой тенденции.

Самолёт статически неустойчив, если возникает тенденция на увеличение возникшего отклонения от сбалансированного состояния.




Рисунок иллюстрирует состояние статической устойчивости. Шар смещён из положения равновесия на дне чаши. Когда шар отпущен, его первоначальная тенденция будет вернуться в положение равновесия на дне чаши. В процессе движения он может проскакивать положение равновесия, но при этом у него вновь будет возникать тенденция к возврату.





Рисунок иллюстрирует статическую нейтральность. Шар находится в состоянии равновесия при любом отклонении от первоначального положения, и у него нет тенденции к возврату.




Рисунок иллюстрирует состояние статической неустойчивости. Отклонение шара от точки равновесия на вершине холма даёт тенденцию к ещё большему отклонению.


Термин «статическая» применяется для данного вида устойчивости, поскольку не рассматривается движение самолёта после возмущения, а анализируется только первоначальная тенденция.


Продольная статическая устойчивость оценивается при изменении угла атаки от стриммированного значения.


Если момент тангажа, возникший в результате изменения угла атаки, будет направлен на восстановление угла атаки, то самолёт статически устойчив в продольном отношении.


^ Система осей координат.


Чтобы представлять себе силы и моменты, действующие на самолёт, нужно провести оси координат с началом координат в центре тяжести самолёта. На рисунке показана правосторонняя связанная система координат. (Связанная система координат привязана к самолёту, а скоростная – к вектору набегающего потока)

Продольная ось проходит через центр тяжести от хвоста самолёта к носу. Момент относительно этой оси называется кренящим (поперечным). Он обозначается Мх (L). Положительный момент кренит самолёт вправо.

Нормальная ось находится в плоскости симметрии самолёта и расположена перпендикулярно продольной оси. (В советских учебниках аэродинамики она направлена снизу вверх, здесь же, наоборот - сверху вниз. Из за этого положительный момент направлен в противоположную сторону.) Момент относительно нормальной оси называется моментом рысканья (путевым). Он обозначается Мy (N). Положительный момент разворачивает нос самолёта вправо (в советских учебниках – влево).

Поперечная ось проходит через центр тяжести параллельно линии, проходящей через законцовки крыльев и направлена от левого полукрыла к правому. Момент относительно этой оси называется моментом тангажа или продольным моментом. Он обозначается Мz (M). Положительный момент поднимает нос самолёта.




Общее правило определения знака момента: если смотреть навстречу направлению оси, то положительный момент направлен против часовой стрелки.


^ Статическая продольная устойчивость.


Продольная устойчивость (устойчивость по углу атаки, перегрузке) – устойчивость относительно поперечной оси.

Поперечная устойчивость (устойчивость по крену) рассматривается при движении самолёта относительно продольной оси.

Путевая устойчивость – относительно нормальной оси.

Продольная устойчивость рассматривается первой, поскольку её можно изучать отдельно, без взаимодействия с движением относительно других осей. Путевую и поперечную устойчивость рассмотрим позже, поскольку движение самолёта относительно продольной и нормальной осей тесно связаны.


Самолёт демонстрирует продольную статическую устойчивость, если он имеет тенденцию к возвращению на стриммированный угол атаки после отклонения, вызванного внешним воздействием или отклонением руля высоты. Очень важно, чтобы самолёт был статически устойчив по углу атаки. В этом случае на самолёте будет легко и безопасно летать, поскольку он сам будет стремиться к сбалансированным условиям полёта. Направление отклонения руля высоты и усилия на штурвале, для управления таким самолётом, будут логичными по величине и направлению.


Если самолёт статически нейтрален – он сохраняет возникшее отклонение без тенденции к возврату. Статическая нейтральность по углу атаки обычно определяет нижний предел устойчивости самолёта, поскольку это граница между устойчивостью и неустойчивостью. Статически нейтральный самолёт может чрезмерно реагировать на отклонение рулей, и у него нет тенденции к сохранению режима полёта. Как правило, это недопустимо.


Статически неустойчивый самолёт будет продолжать изменение тангажа в сторону возникшего возмущения до тех пор, пока это не будет остановлено отклонением руля высоты в противоположную сторону. Например, чтобы увеличить угол атаки надо немного взять штурвал на себя, а затем сразу отдать от себя на больший угол, чтобы скомпенсировать возникший кабрирующий момент. Если таким самолётом и можно управлять, но его невозможно стриммировать. Для управления таким самолётом требуются нелогические по величине и направлению отклонения штурвала. Такое поведение самолёта совершенно неприемлемо.


Подъёмная сила крыла приложена в центре давления (СР), который перемещается вперёд при росте подъёмной силы. При изучении продольной устойчивости используют аэродинамический фокус – точку, момент подъёмной силы относительно которой, постоянен. (В английском варианте фокус называют аэродинамическим центром (АС)). Если подъёмная сила изменилась, то влияние этого изменения на самолёт можно оценить, разместив в фокусе крыла вектор, равный изменению величины подъёмной силы. (Потому, что момент подъёмной силы относительно фокуса не изменился).





Аэродинамический фокус крыла находится приблизительно на расстоянии 25% хорды от передней кромки. Это правило верно, для дозвукового обтекания крыла на докритических углах атаки. В противном случае фокус крыла смещается.

При рассмотрении продольной устойчивости будем рассматривать вектор подъёмной силы крыла, приложенный в аэродинамическом фокусе. Данное рассмотрение допустимо, поскольку подъёмная сила относительно фокуса даёт постоянный пикирующий момент, который балансируется стабилизатором. Поскольку этот момент не меняется, в рассматриваемых процессах, то мы убираем его из рассмотрения переносом вектора подъёмной силы в фокус из центра давления.


Если рассмотреть самолёт с крылом без стабилизатора, то такая схема будет неустойчива, поскольку фокус крыла расположен впереди центра тяжести самолёта. Допустим, что вертикальный порыв кратковременно увеличил угол атаки. Увеличится подъёмная сила. Вектор прироста Y, на плече «х» создаст кабрирующий момент относительно центра тяжести. Этот момент дестабилизирующий, поскольку самолёт будет иметь тенденцию к дальнейшему увеличению угла атаки.


^ В воздухе самолёт вращается относительно центра тяжести.




Теперь рассмотрим самолёт со стабилизатором.





Стабилизатор расположен так, чтобы создавать стабилизирующий момент относительно центра тяжести. Тот же самый порыв увеличит угол атаки стабилизатора и его подъёмную силу. Вектор прироста подъёмной силы Y стаб на плече «y» даст пикирующий момент. Если момент от стабилизатора будет больше момента от крыла, то результирующий момент придаст самолёту угловое ускорение на пикирование. Таким образом, самолёт начнёт возвращаться в первоначальное положение равновесия. Чем больше разница моментов, тем большее угловое ускорение получит самолёт. (Слишком большое угловое ускорение нежелательно).

Рассмотрим эти два момента. Момент крыла равен произведению плеча «х» на приращение подъёмной силы крыла, а момент стабилизатора – произведению плеча «у» на приращение подъёмной силы стабилизатора. Длина обоих плеч определяется расположением центра тяжести самолёта. При смещении центра тяжести вперёд, плечо стабилизатора увеличивается, а плечо крыла уменьшается. То есть смещение центра тяжести вперёд усиливает продольную статическую устойчивость.


Если пикирующий момент стабилизатора больше кабрирующего момента крыла – самолет статически устойчив по углу атаки.


^ Нейтральная центровка.





Если центр тяжести самолёта будет смещаться назад из положения, когда самолёт был статически устойчив по углу атаки, то плечо силы стабилизатора будет уменьшаться, а плечо силы крыла увеличиваться. Соответственно будут меняться и их моменты, относительно центра тяжести. В конце концов, наступит такой момент, что момент крыла станет равным моменту стабилизатора. В этом случае на самолёте, попавшем в вертикальный порыв, не возникнет никакого углового ускорения. Самолёт будет находиться в равновесии на новом угле атаки без тенденции возврата к первоначальному углу атаки. То есть самолёт будет статически нейтрален по углу атаки. Такое положение центра тяжести самолёта называется нейтральной центровкой.


^ Запас статической устойчивости.


Если центр тяжести самолёта находится в точке нейтральной центровки – самолёт не имеет тенденции к возврату после отклонения от стриммированного угла атаки. Если же центр тяжести сместится немного вперёд, то плечо крыла уменьшится, а стабилизатора – увеличится. Возникнет небольшая разница моментов, направленная на восстановление угла атаки. И чем дальше вперёд будет смещаться центр тяжести, тем восстанавливающий момент будет больше – тем больше будет степень статической устойчивости.




Положение нейтральной центровки самолёта является важной точкой отчёта при рассмотрении статической устойчивости. В реальной жизни никогда не допускают, чтобы центр тяжести самолёта смещался назад до точки нейтральной центровки. В этом случае самолёт будет слишком чувствителен к отклонениям руля высоты.

Расстояние между центром тяжести и точкой нейтральной центровки называют запасом статической устойчивости самолёта.

При сертификации самолёта требуется обеспечить определённый уровень статической устойчивости самолёта, поэтому устанавливается предельно-допустимая задняя центровка самолёта. При этом центр масс находится на минимальном расстоянии впереди точки нейтральной центровки. Это расстояние и определяет минимально-допустимый уровень статической устойчивости.


^ Триммирование и управляемость.


Самолёт находится в стриммированном состоянии, если все моменты по тангажу, крену и скольжению равны нулю. Стриммированное состояние самолёта может быть достигнуто за счёт:

  • усилий пилота;

  • отклонения триммерных поверхностей на рулях;

  • перекладки управляемого стабилизатора;

  • перекачки топлива между крыльевыми баками и хвостовым баком;

  • перемещения рулевого привода (при бустерном управление).

Термин управляемость означает способность самолёта реагировать на отклонения рулей и достигать требуемых параметров движения. Самолёт должен обладать достаточной управляемостью, чтобы выполнить взлёт, посадку и различные манёвры во время полёта.

Между устойчивостью самолёта и его управляемостью существует определённое противоречие. ^ Высокая степень устойчивости означает уменьшенную управляемость.

Отношение статической устойчивости и управляемости показано в следующих четырех рисунках.




Различные степени устойчивости демонстрируются шаром на различных поверхностях.

Первый рисунок демонстрирует статическую устойчивость – шар в углублении. Если шар смещён из положения равновесия, то он имеет тенденцию к возврату в исходную точку.

Если это отклонение вызвано преднамеренным управляющим воздействием, то к шару необходимо прикладывать силу для противодействия его тенденции к возврату.

Статически устойчивый самолёт одинаково противодействует, как атмосферным возмущениям, так и управляющим воздействиям пилота.





На следующем рисунке продемонстрирован пример увеличенной статической устойчивости.

Для удержания шара, при том же смещении от позиции равновесия, требуется гораздо большее усилие. Другими словами, увеличение степени статической устойчивости (смещение центра тяжести вперёд) уменьшает степень управляемости самолёта. В процессе проектирования самолёта выбирается необходимая пропорция между степенью статической устойчивости и управляемости, поскольку эти качества находятся в противоречии. Чтобы обеспечить минимально-допустимую степень управляемости, устанавливается предельно-передняя центровка самолёта.




Следующий рисунок демонстрирует статическую нейтральность.





При смещении мяча не возникает тенденции к возврату. Никаких усилий не требуется для удержания мяча в отклонённом состоянии. Когда статическая устойчивость самолёта приближается к нулю, его управляемость увеличивается до бесконечности и единственным фактором, сдерживающим вращение самолёта, является аэродинамическое демпфирование. Уменьшение степени статической устойчивости (смещение центра тяжести назад) увеличивает управляемость самолёта. Если устойчивость самолёта слишком низкая, отклонение рулей может вызвать чрезмерное вращение самолёта.





На этом рисунке проиллюстрирована статическая неустойчивость (шар на вершине холма). При смещении от точки равновесия, он стремится продолжить движение в направлении смещения. Для удержания шара на заданном отклонении требуется сила, действующая в направлении противоположном смещению. Применительно к управлению самолётом, это будет означать, что усилия на штурвале будут меняться на противоположные, не соответствующие направлению вращения самолёта. Например, если руль высоты отклонить на увеличение угла атаки, то самолёт будет иметь тенденцию к непрерывному увеличению тангажа, и чтобы зафиксировать его на новом, увеличенном угле атаки, потребуется отклонение штурвала от себя с давящими усилиями. Другими словами, пилот должен будет непрерывно активным управлением удерживать самолёт в состоянии равновесия, что совершенно недопустимо!


^ Графическое представление продольной статической устойчивости.


Статическую продольную устойчивость можно оценить из отношения угла атаки и момента тангажа самолёта. Каждая часть самолёта вносит свой вклад в результирующий момент тангажа. Формула момента похожа на формулу аэродинамической силы.

Mz = mz q S ba или mz = Mz / q S ba, где Mz – момент тангажа,

mz - коэффициент момента тангажа,

q - скоростной напор,

S - площадь крыла,

ba - средняя аэродинамическая хорда (САХ).


Коэффициенты момента тангажа всех частей самолёта суммируются. Результирующий коэффициент момента тангажа изображается на графике в зависимости от коэффициента подъёмной силы (угла атаки).

Анализ полученного графика показывает степень статической устойчивости самолёта.





На графике А изображена зависимость mz от Cy для статически устойчивого самолёта. В качестве иллюстрации устойчивости изображены тенденции самолёта при отклонениях от равновесного, стриммированного состояния. Самолёт находится в равновесии, когда mz =0. Если подъёмная сила самолёта увеличится (точка у), то возникнет отрицательный (пикирующий) момент, стремящийся уменьшить угол атаки к стриммированному значению. Если же подъёмная сила уменьшится (точка х), то возникнет восстанавливающий (положительный) кабрирующий момент. Таким образом, самолёт статически устойчив в продольном отношении, если наклон кривой mz = f(Cy) отрицательный. Чем больше степень устойчивости, тем больше угол наклона данной кривой.





На графике В показаны зависимости mz = f(Cy) соответствующие статической устойчивости, нейтральности и неустойчивости. Устойчивость соответствует отрицательному наклону (красная линия). Нейтральность – нулевой наклон (чёрная линия). При нейтральности, изменение Cy не приводит к изменению продольного момента. Такой самолёт не имеет тенденции к возвращению в положение равновесия и не удерживается в стриммированном состоянии.

Если самолёт имеет положительный угол наклона кривой mz = f(Cy), то он статически неустойчив. У такого самолёта, при отклонении от равновесного положения, появляется момент тангажа стремящийся усилить отклонение. При увеличении Cy возникает кабрирующий момент, а при уменьшении Cy – пикирующий.





Первоначально, на самолётах традиционных аэродинамических схем, степень статической устойчивости не зависела от Cy. Другими словами, угол наклона графика mz = f(Cy) был постоянным. Однако на самолётах: со стреловидными крыльями, с большим влиянием тяги на продольный момент или при существенных изменениях скоса потока в районе стабилизатора, могут происходить значительное изменение степени устойчивости на больших Cy (малых скоростях). Это явление проиллюстрировано на графике С.

На малых Cy (больших скоростях) самолёт демонстрирует хорошую устойчивость. По мере роста Cy наклон графика плавно уменьшается (устойчивость уменьшается). Затем появляется зона нейтральности и, окончательно, наклон кривой становится положительным. Самолёт становится неустойчивым, происходит заброс по углу атаки.


^ Влияние различных частей самолёта на продольную устойчивость.


Общий момент тангажа относительно поперечной оси складывается из составляющих момента от каждой части самолёта. Изучая вклад каждого компонента, можно понять, как он влияет на продольную устойчивость. Напомним, что коэффициент момента тангажа определяется по формуле: mz = Mz / q S ba.

То есть, коэффициент момента тангажа от любой части самолёта определяется путём деления момента на скоростной напор, площадь и среднюю аэродинамическую хорду крыла.

Рассмотрим влияние фюзеляжа, гондол двигателей, горизонтального оперения, тяги двигателей и крыла самолёта.

  1   2   3   4




Похожие:

Статическая и динамическая iconБиологический диктант Группы клеток, сходных по строению, происхождению, функциям, называют…
Какая работа легче: статическая, связанная с удержанием груза, или динамическая по перемещению груза той же массы?
Статическая и динамическая iconПоложение о кузбасском спортивно-техническом комплексе «Готов к труду и защите Отечества»
Комплексной программе физического воспитания. Комплекс направлен на развитие таких физических качеств как: общая выносливость, гибкость,...
Статическая и динамическая iconДокументы
1. /Айкидо и динамическая сфера.djvu
Статическая и динамическая iconУрок 30 05
Динамическая пауза в 1,2-х классах – 3 урок в дни, когда не проводятся уроки физической культуры
Статическая и динамическая icon«Ластів΄ятко» «встречай с любовью стаи птичьи…» Цели
Оборудование: динамическая схема, природоохранные знаки; видеоряд (заповедники Украины); аудиозапись; скворечник; выпечка в форме...
Статическая и динамическая iconУчебный план мбоу майская начальная общеобразовательная школа на 2013-2014 учебный год
Наличие динамической паузы для учащихся 1 класса. После второго урока проводится динамическая пауза (прогулки на свежем воздухе или...
Статическая и динамическая iconОтчет за 2010-2011 учебный год Режим функционирования школы в 2010-2011 учебном году
В 1 классах проводилась динамическая пауза продолжительностью 40 минут между 2 и 3 уроками. Во второй половине дня работают кружки...
Разместите кнопку на своём сайте:
Документы


База данных защищена авторским правом ©lib5.podelise.ru 2000-2015
При копировании материала обязательно указание активной ссылки открытой для индексации.
обратиться к администрации
Документы

Разработка сайта — Веб студия Адаманов