Перейти к содержимому
SAS_47

Моменты, хвосты и т.п.

Рекомендованные сообщения

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. :)

Изменено пользователем SAS_47

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

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

Изменено пользователем SAS_47
  • Поддерживаю! 2

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

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

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

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.

Изменено пользователем SAS_47

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

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.

Изменено пользователем SAS_47

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

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.

Изменено пользователем SAS_47

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Уважаемый, а как можно ознакомиться с полным текстом?

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на других сайтах

Создайте аккаунт или войдите в него для комментирования

Вы должны быть пользователем, чтобы оставить комментарий

Создать аккаунт

Зарегистрируйтесь для получения аккаунта. Это просто!

Зарегистрировать аккаунт

Войти

Уже зарегистрированы? Войдите здесь.

Войти сейчас

×