4) Амт горизонтального оперения

продольное равновесие ЛА обеспечивается когда кроме баланса всех внешних сил, в равновесии находятся . Эти моменты называются аэродинамическими силами тангажа (АМТ). В создании АМТ участвуют все части ЛА ( фюзеляж, крыло, горизонтальное оперение и т д).

Y_ГО – аэродин нормальная сила. АМТ . - расстояние м/у ЦМ ЛА и центром давления ГО.,если ГО выполнено в форме управляемого стабилизатора под плечом понимают расстояние между фокусом стабилизатора и ЦМ самолета. Аэродинамическая нормальная сила разделив эти выражения получим . - коэф, характеризующий искажение потока крылом и фюзеляжем в области ГО.

А_ГО – безразмерный статический момент площади ГО относительно ЦМ. Этот коэф яв-ся важным параметром в продольной устойчивости и управляемости.

- угол установки стабилизатора. - угол скоса потока у ГО. -угол скоса потока, создаваемого фюзеляжем. D – коэф скоса потока.

5)Барограмма подъема при наборе высоты

Зная вертикальные скорости при наборе высоты, можно определить время набора заданной высоты.

При установившемся наборе:

График зависимости высоты полета от времени при наборе высоты называется барограмма:

Теоретический потолок реально не может быть достигнут самолетом при установившемся полете, т.к. для его достижения требуется бесконечно большое время, из-за сильного уменьшения вертикальной скорости с увеличением высоты полета, поэтому высотности различных самолетов сравнивают по их практическим потолкам.

За практический потолок принимается высота полета, на которой V_y становится равной 0,5 м/с.

Длину установившегося набора высоты приближенно можно определить по формуле:

Дозвуковой пассажирский самолет набирает высоту 10-11 км. за 18-25 мин., пролетая при этом расстояние 250-300 км., при этом затраты топлива на этот участок от 2 до 3 тонн.

6) Боковая статическая устойчивость самолета. Общие сведения

Устойчивость ЛА – способность ЛА при нарушении равновесия самостоятельно возвращаться к исходному состоянию.

Чтобы исследовать устойчивость нужно установить как под действием возмущений внешних воздействий изменяются моменты сил и сами силы, действу –е на ЛА.

1 если силы и М измен-ся так, что ЛА без вмешательства летчика возвр-ся к исходному режиму, такой ЛА считается

устойчивым 2 ели обратное- неустойчивым. Силы: боковая аэродинамическая z, возникающая при скольжении ЛА и моменты этой силы относительно осей ОХ и ОУ. В этом случае рассм-ся: 1 боковое равновесие, 2 боковая устойчивость, 3 боковая управляемость.

7 Боковые силы и моменты при полете самолета скольжением.

В зависимости от системы координат проекцию результирующей силы давления называют: -на ось oZ_a (скоростная) боковой аэродинамической силой; -на ось oZ (связанная) поперечной аэродинамической силой.

Причиной появления этой силы является полет со скольжением. Поскольку величина угла скольжения в эксплуатации самолетов ГА не превышает 0,16-0,25 рад, то в этом случае боковую и поперечную силы можно считать равными. Основной вклад в создании боковой силы вносят фюзеляж и вертикальное оперение, а также силы, обуславливающие несимметричное обтекание гондол двигателей. Влиянием крыла можно пренебречь, поэтому результирующая боковая сила:

(1)

При малых углах скольжения зависимость суммарной поперечной силы Z от угла скольжения близка к линейной

(2)

где - производная коэффициента поперечной силы по углу скольжения,

q – скоростной напор.

Для ориентирования самолета в пространстве принимается правая прямоугольная система координат, угол β считают положительным, когда вектор скорости ЦМ самолета повернут вправо относительно плоскости симметрии самолета. При таком определении знака β, производная - величина отрицательная.

Составляющие боковых аэродинамических сил определяются по классическому уравнению аэромеханики.

(3)

- характерная площадь фюзеляжа (либо площадь миделевого сечения, либо боковая проекция фюзеляжа)

(4)

(5)

- угол бокового скоса гондолы,

j – число двигателей.

Из (1)-(5) может быть определена частная производная:

K_S – относительная площадь фюзеляжа, ВО, гондол, K_ВО=q_ВО/q, …

Поперечная сила создается двигательной установкой из-за того, что при полете сам-та со скольжением, поток воздуха попадает во входное устройство ТРД или ТРДД, или подходит к плоскости вращения винта ТВД под некоторым углом к оси двигателя. Это сопровождается изменением входного импульса на входе в двигатель и появлением боковой силы на каждой мотогондоле. В итоге поперечная сила R_Z (составляющая рез-ей силы на ось oZ от всех частей самолета).

(7)

Статический момент рысканья обусловлен этой силой

(8)

M_y – момент рысканья относительно oY, обусловленный аэродинамической боковой силой Z,

M_py - -/-/-/- двигательной установкой.

Точка пересечения линии действия аэродинамической поперечной силы Z с плоскостью симметрии с-та называется боковым фокусом.

Аналогично фокусу фюзеляжа существуют фокусы для всех других частей самолета.

(9)

Момент рысканья, создаваемый двигателями обусловлен поперечной составляющей силы тяги на входе в мотогондолу, а также самой тягой двигателя. Если координаты входного сечения относительно носа (x_{j вх}, z_{j вх}), то момент рысканья, создаваемый СУ относительно ЦМ:

Кроме создания момента рысканья при полете самолета со скольжением создается момент крена, относительно продольной оси oX. Причина появления этого момента – несимметричное распределение подъемной силы на консолях правой и левой, и расположением бокового фокуса ВО выше продольной оси симметрии фюзеляжа.

Основными частями самолета, создающими момент крена при полете со скольжением: крыло и ВО.

, m_{x кр} – коэффициент момента крена крыла, зависит от: формы крыла в плане, стреловидности, угла поперечного v, расположения крыла относительно фюзеляжа.