57)Продольная управляемость самолета
При переходе от 1 режима полета к другому, а также восстановление нарушенной продольной балансировки осуществл-ся дополнит силами и моментами этих сил, создаваемыми органами управления. Продольн баланс-ка сам-та при фиксир-м положении руля высоты возм только на 1 фиксиров-м режиме полета. При переходе с 1 режима на другой возможен неуравновешенный момент тангажа, устранить который можно целенаправленным отклонением руля высоты или изменением положения стабилизатора (дозвук сам-ты)..
Уравнения продольной балансир-ки сам-та задаются след соотношением:
АМТ сам-та, обладающий продольной статич устойч-тью по перегрузке в основных режимах полета <0. Поэтому для балансировки сам-та необх-мо, чтобы Уа ГО, располож-го за ЦМ была направл вниз. Это достигается выбором угла атаки установки стабилизатора или отклонением руля высоты вверх. Управление стабилизатором или рулем высоты эквивалентно изменению угла атаки ГО.
Δαв = nв*δв (8.60), Δαв- приращение угла атаки ГО, δв- угол отклонения органа управления тангажом, nв – коэф-т эффективности орг управл танг-м
При отклон-и орг управл танг-м изм-ся Уа ГО ΔУв=ΔСув*qго*Sго
ΔCув=Суго*Δαв, ΔCув-приращение коэф-та аэродин-кой нормальн силы из-за отклонения органа управления тангажом. получим:
ΔМzв=
*Lго.
Разделим
левую и прав части на qSb
: Δmzв=-KгоАго
.
58)Силы действующие на самолет в полете
На Л.А. гражданской авиации, движущийся на относительно небольших расст. от земли действует 3 группы сил: 1)массовые;
2)аэродинамические силы - зависят от формы ЛА, от величины и направления скоростей, от характеристик среды(на высотах меньше 30 км аэродинамические силы явл. определяющими)
Xа = Cxa* ρV2/2 *S- сила лобового сопротивления
Yа = Cyа * ρV2/2 * S – подъемная сила
Zа = Czа* ρV2/2 * S- боковая сила
- сила тяги силовой установки
Аэрод. силы и силы тяги самолета определяют перегрузку, являющуюся мерой нагруженности самолета.
59.Системы координат и углы, определяющие положение самолета.
Система координат и углы служат для описания движения ЛА, а также используются при обработке результатов испытаний моделей ЛА в аэродинамических трубах. Согласно нормам используется прямоугольная декартовая правая система координат. Систем координат всего 11: земная, нормально земная, стартовая инерциальная и т.д. Подвижные и неподвижные. В курсе ДП основными системы это скоростная и связанная. Каждая система предназначена для конкретных задач.
Скоростная система координат (ОXaYaZa) – эта система относится к подвижным. Начало координат размещается на самолете в ЦМ. Ось OXa – скоростная ось и направлена вдоль вектора воздушной скорости; OYa –ось лежит в плоскости симметрии самолета;OZa – боковая ось, направлена консолей крыла.
Скоростная система координат используется для исследования и анализа летных характеристик самолета.
Связанная система координат.OX- продольная ось, лежит в плоскости симметрии ЛА;OY- нормальная ось, лежит в той же плоскости симметрии;OZ – поперечная ось.
Используется для определения перегрузок на ЛА в полете.
Нормально земная (OXgYgZg)начало находится на земле в опред геогрф точке.,ось OYg направлена по вертикали-; Zg и Xg направления выбирается исходя из задачи.
Существуют 2 группы углов: углы определяющие направление скорости ЛА, углы определяющие взаимное положение связанной и земной систему координат. В 1-ую группу входят: угол атаки, пространственный угол атаки и угол скольжения. Во 2–ую: угол рыскания, угол крена, угол тангажа.
Угол атаки (α) – угол между проекции воздушной скорости на плоскость OXY и продольной осью ОХ(принимается положительным если проекция на ОУ отрицат)
Угол скольжения (β) – угол между вектором воздушной скорости и плоскостью симметрии самолета.(положительный,если проекция воздушной скорости на поперечную ось OZ положит
Пространственный угол атаки (αп) – угол между продольной осью самолета и воздушной скорости.
Угол рыскания (ψ) – угол между осью OXg и проекции продольной оси самолета на горизонтальную плоскость OXgZg.
Угол тангажа (υ) угол между продольной осью самолета OX и горизонтальной плоскостью OXgZg.
Угол крена (γ) – угол между поперечной осью OZ и осью OZg.