Jump to content
Sign in to follow this  
SAS_47

Моменты, хвосты и т.п.

Recommended Posts

Ч.5 Скольжение.

 

Вертикальное оперение при отклонении РН = 0град создаёт восстанавливающий путевой момент

до my = 0.02-0.025, при скольжении 15град.

 

При полном отклонении РН при скольжении 0град, РН создаёт разворачивающий момент до

my=0.03, который уменьшается до 0 при скольжении Ли-2 12град, Ил10М 17град.

 

Одновременно при скольжении до 20 град образуется поперечный момент до mx=0.01,

треть от поперечного момента при полном отклонении элеронов ( mx=0.03-0.04).

 

При скольжении соотношение mx/my  подбирается 0.7-1.0 за счёт поперечного V крыла.

Чем больше V. тем больше mx при скольжении.

 

У прямого крыла с сужением, в отличии от стреловидного крыла, скольжение почти не уменьшает

крит. угол атаки крыла.

Т.е. нет никаких кувырканий при скольжении.

mx от элеронов в 3-4 раза больше mx от сколжения до 20град.

 

При постановке РН нейтрально скольжение убирается с образованием крена (если крен не

компенсировать элеронами) за счёт  mx  с затуханием около 2 и возможным незначительным

остаточным креном - спиральная неустойчивость.

 

Если оставить РН отклонённым, то mx от скольжения от РН  компенсируется -mx от скольжения при

крене и самолёт переходит в спираль.

 

з.ы. mx по скольжению от крена нет в Ил-2, также его нет в РОФ и БзС.

Неизвестно есть ли mx по скольжению от крена в ДКС. :)

Edited by SAS_47

Share this post


Link to post
Share on other sites

Ч.6  Полёт без ГО и ВО.

 

1. Полёт без горизонтального оперения.

 

Фокус крыла находится примерно на 25% САХ крыла.

 

При центровке меньше 25% САХ, при потере ГО самолёт перейдёт в пикирование.

При центровке больше 25% САХ , при потере ГО самолёт на угол атаки крыла

больше критического и свалится в штопор.

 

2. Полёт без вертикального оперения.

 

Центр тяжести (цт) самолёта находится на 30-32% длины фюзеляжа (Lф) при центровке самолёта

27% Ил10М - Lф 32%, 20% Me109G - 305Lф, 20% Як1- 31%Lф.

Вложение ц.т. примерно где зелёная линия.

 

При угле скольжения 0град центр давления скоростного напора на фюзеляж находится на 20-22% Lф

и создаёт разворачивающий момент my цдф.

При развороте фюзеляжа (скольжении) центр давления перемещается назад и доходит

при скольжении10град до 25% Lф, при скольжении 20град до 30% Lф.

До центра тяжести самолёта и становится равным 0.

При увеличении угла скольжения появляется небольшой востанавливающий момент крыла (my фк до  0.004).

 

Можно сказать, что без ВО скольжение самолёта не более 10-15град, и все моменты ( скольжения, крена, гироскопический)

парируются элеронами и РВ.

post-328-0-15150400-1446210137_thumb.jpg

Edited by SAS_47
  • Upvote 2

Share this post


Link to post
Share on other sites

Ч.8 Штопор.

Самолёт, типа Як1/9

Имеет следующие параметры штопора:

- вертикальная скорость около 50 м/с

- виток 3-4сек(1.5-2.0 рад/сек)

 

Котик М.Г. Динамика штопора самолёта 1976

post-328-0-03176600-1446385181_thumb.jpg

Share this post


Link to post
Share on other sites

Ч.4 Поперечный момент, элероны , бочка.

 

При отклонении элеронов создаётся поперечный момент Мх.

При полном отклонении элеронов mх до 0.03-0.04, до 0.045 по РДК43.

 

Одновременно элероны создают момент Му рыскания (разворачивающий)

из-за разного Сх поднятого и опущенного элеронов.

mу элеронов при полном отклонении до 0.01.

 

При бочке my элеронов создаёт скольжение, которое уменьшает угловую

скорость wx  вращения самолёта вокруг продольной оси Х.

Для компенсации my эл. требуется отклонение РН в сторону вращения до

5-7 град.

 

Угловая скорость элеронной бочки самолёта типа Як1  1.2-1.5 рад/сек.

Если дать РН полностью в сторону вращения, создаётся mx до 0.01  за

счёт скольжения, который увеличивает угловую скорость бочки на 20-30%.

 

"Штопорная " бочка производится на больших углах атаки и отклонённом РН,

когда на одном крыле при вращении происходит срыв и Су крыла уменьшается

до 0.5-0.6 (до 2 раз). Угловая скорость штопорной бочки 2.0рад/сек и более.

Edited by SAS_47

Share this post


Link to post
Share on other sites

Ч.1 Аэродинамические коэффициенты.

 

Как известно из физики.

Ускорение a тела массой m равно  a=F/m.

Если сумма сил F равна 0, то тело стоит или движется с постоянной скоростью.

 

Для вращения тела всё тоже самое.

Угловое ускорение e тела с моментом инерции J равно e=M/J.

Если сумма моментов М равна 0, то тело стоит или вращается с постоянной угловой

скоростью.

 

F и M - воздействие на тело, m и J - мера инерции тела.

 

M=F*r   J=m*r*r  a=e*r

где r  радиус окружности по которому вращается тело.

 

Можно преобразовать. a=F/m в e=M/J

F=m*a   F*r=m*r*e*r   M= m*r*r *e   M=J*e

 

Величина аэродинамической силы зависит от разных факторов.

Для возможности их сравнения придумали аэродинамические коэффициенты.

 

Подъёмная сила.

Y=Cy*(pV*V/2)*Sкр.

Cy - аэродинамическая сила при единичных скоростном напоре и площади крыла.

 

Аналогично для аэродинамического момента.

Силу умножили на условный размер.

На САХ  ba для продольного момента Mz.

На размах крыла L для поперечного момента Mx и

путевого момента My.

 

Mz=mz*(p*V*V/2)*Sкр*ba

Mx=mx*(p*V*V/2)*Sкр*L

My=my*(p*V*V/2)*Sкр*L

 

т.е. коэффициент момента  - момент при других членах равных единице.

Edited by SAS_47

Share this post


Link to post
Share on other sites

Ч.2 Устойчивость и управляемость самолёта.

 

Рассматриваемые самолёты строились одинаково.

Спереди нос, сзади хвост, по бокам крылья.

 

Соотношение размеров и площадей несущих и управляющих

поверхностей самолёта для приемлемой устойчивости и управляемости

давно расчитаны, изучены и исследованы.

И для 3т фронтового истребителя составляют в среднем:

длина - 9м, размах крыла - 10м, площади крыла - 18м.кв,

ГО - 3м.кв, ВО - 1.5м.кв.

 

Оптимальные коэффициенты моментов по осям X, Y и Z задаются

в конструкторской документации (РДК) и указываются в техническом описании

самолётов, обычно в книге 1 - общие сведения.

 

Параметры ГО и РВ определяются управляемостью на взлёте и посадке

при разных центровках самолёта.

 

Параметры ВО и РН определяются управляемостью на взлёте и посадке

при допустимой силе бокового ветра.

 

Поперечное V крыла определяется поведением самолёта при

крене и скольжениях.

 

В других частях указаны  коэффициенты моментов из РДК-43 и т.о. Ил10М и т.о. Ли2.

Эти коэффициенты моментов для самолёта, относительно осей  X, Y, Z проходящих через его

центр тяжести.

Edited by SAS_47

Share this post


Link to post
Share on other sites

Уважаемый, а как можно ознакомиться с полным текстом?

Share this post


Link to post
Share on other sites

Create an account or sign in to comment

You need to be a member in order to leave a comment

Create an account

Sign up for a new account in our community. It's easy!

Register a new account

Sign in

Already have an account? Sign in here.

Sign In Now
Sign in to follow this  

×
×
  • Create New...