3.Силы и моменты, действующие на ЛА в полете. Наименования и обозначения, природа и принципы расчета (3. Силы и моменты, действующие на ЛА в полете. Наименования и обозначения, природа и принципы расчета)

СИЛЫ И МОМЕНТЫ,ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ЛА В ПОЛЕТЕ:наименования и обозначения,природа и принципы расчета3Момент рыскания ЛАСогласно действующему стандарту моментом рыскания называют проекциюрезультирующего момента ЛА МR на нормальную ось Y, т.е. момент рыскания рассматриваетсяв связанной системе координат. Обозначается MRy. Однако на практике моментом рысканияназывают также Mу и Mуa - проекции аэродинамического момента М на нормальную ось Y (постандарту - аэродинамический момент рыскания) и на ось подъемной силы Ya(аэродинамический момент рыскания в скоростной системе координат). Различают – поконтексту.

Момент рыскания при расчетах и экспериментах определяют относительно осейсамого ЛА, т.е. – в связанной системе.Следует помнить, что в результирующий момент рыскания кроме аэродинамическоговходят также составляющие на ось Y от других моментов, действующих на ЛА, которые былиназваны ранее при рассмотрении тангажного момента, в частности – тяги и гироскопический.Здесь рассматривается лишь аэродинамический момент.На возникновение момента рыскания влияют почти те же факторы, что и для тангажногомомента, только действующие не в плоскости симметрии, а в плоскости XOZ, поэтомупринципы расчета момента рыскания аналогичны используемым для тангажного момента, есливместо подъемной силы использовать боковую Za, вместо угла атаки – угол скольжения, вместоугловой скорости тангажа – угловую скорость рыскания, вместо рулей высоты – рулинаправления, с соответствующей заменой фокусов.

Т.е., можно записать My = My + Myyy +Myнн + My и аналогичное выражение для коэффициентов момента рыскания. Правда, надопомнить, что в отличие от тангажного момента в качестве характерного линейного размераиспользуется не средняя аэродинамическая хорда ba , а размах крыла l, т.е. My = qSlmy , и дляпроизводных этого коэффициента – тоже, а приведенная угловая скорость и скоростьизменения угла скольжения получаются из их значений умножением на l/(2V).Но есть и существенные отличия от продольного момента.Во-первых, боковое движение надо рассматривать с учетом существующего продольного.Поэтому производные момента рыскания по параметрам движения зависят, как правило, отm y m y  m y ( ) .угла атаки, напримерВо-вторых, для ЛА самолетной схемы нет симметрии относительно плоскости XOZ, аотносительно XOY - есть.

Поэтому обычно my0=0 .В-третьих, различна роль подъемной и боковой сил как для полета, так и для управления.Если подъёмная необходима как для полета, так и для маневрирования, то боковая – только дляманеврирования, причем – далеко не во всех ситуациях. Например, для аппаратов с плоскимрасположением крыльев («самолётная схема») развороты (кроме плоского) гораздоэффективнее совершать путем крена, когда необходимая для разворота горизонтальная силасоздается как соответствующая проекция подъемной силы, а – не путем создания боковой силы,гораздо меньшей по величине.

При этом руль направления, позволяющий управлять моментомрыскания, используется не для изменения углового положения по рысканию для создания1боковой силы (в чём нет необходимости), а для поддержания угла скольжения в ограниченныхрамках, фактически – для стабилизации ЛА относительно потока при меняющемся угловомположении в пространстве. Поэтому нет необходимости рассматривать большие углыскольжения, при которых происходит отрыв потока. Следовательно, работоспособностьлинейного приближения более обоснована. По этой же причине для аппаратов нормальнойплоской схемы можно не учитывать момент от запаздывания скоса потока.

Для схемы «утка»&аналогичная составляющая момента m  í & может оказаться более заметной из-за возможныхyíбольших скоростей перекладки рулей направления.В-четвертых, может проявиться зависимость момента рыскания от движения по крену.Например, при полете с ненулевым углом атаки, появление угла крена приводит к появлениюугла скольжения (и изменению угла атаки, причем происходит это «кинематически», т.е. бездействия силовых факторов, так как вращение по крену происходит вокруг продольной, а нескоростной оси)И еще одна особенность.

Для осесимметричных ЛА момент рыскания рассчитывается также, как момент тангажа. А для аппаратов самолетной схемы в вертикальной плоскости нетаналогов крыла, поэтому роль остальных элементов ЛА более существенная.Зато для крестокрылых ЛА с осесимметричным корпусом соответствующиекоэффициенты моментов тангажа и рыскания совпадают (с точностью до знака), так какC zaCyaCya C za,, x F  x F . н вБалансировочный режим бокового движения без изменения крена (движения порысканию), или режим боковой балансировки характеризуется балансировочными угламискольженияиотклонениярулейнаправления,т.е.углами,прикоторыхm y  m y ( бал ,  Нбал )  0 .

Статическая устойчивость по отношению к возмущениям,действующим по рысканию и создающим отклонения по углу скольжения называется путевойстатической устойчивостью. Более корректное название – флюгерная статическаяустойчивость, так как при этом поддерживается не путевой угол, а угол скольжения, т.е. –положение ЛА относительно потока.По аналогии с тем, как это сделано для тангажного момента легко определить, что условиефлюгерной статической устойчивости состоит в отрицательности коэффициентаm ym y  ( x T  x F )CZ  0 , или x T  x F  0 , т.е. в нахождении фокуса по боковой силе,или поуглу скольжениясзадиЦМ.

Поэтому коэффициенткоэффициентом путевой статической устойчивости, аx T  x Fm y m yназывают- степенью путевойстатической устойчивости. В отличие от продольного движения здесь относительные значенияx T и x F – это расстояния до ЦМ ЛА и до фокуса, отнесенные к размаху крыла.Изменение степени путевой статической устойчивости осуществляется вертикальнымоперением (ВО), управление моментом рыскания – рулем направления (знак коэффициента myн– отрицательный).Вращательный и спиральный моменты рыскания. Момент рыскания зависит не толькоот вращения по рысканию, что выражается составляющей m y y y (аналогично зависимости2тангажного момента от z ), но и от вращения по крену (дать схемы для крыла и хвостовогооперения).

При положительном вращении по крену на правом полукрыле местные углы атакивозрастают, на левом уменьшаются. При этом меняется не только подъемная сила, но и силасопротивления. Как меняется – зависит от соотношения подсасывающей силы и индуктивногосопротивления (на докритических углах атаки). Если есть поляра крыла, то по ней всё этоможно увидеть непосредственно. Обратить внимание на возможность разных знаков взависимости от угла атаки, т.е. My(х) = My(х,). Для хвостового вертикального оперениянесимметричного – все однозначно, так как изменяется боковая сила, причем – лишь с однойстороны: при положительном вращении поперечная сила уменьшается (Z<0), т.е. возникаетдополнительный отрицательный момент по рысканию.

Хотя этот момент отрицателен поотношению к вызвавшему его вращению и пропорционален величине угловой скоростиm y ( x )  m y x x (“антипропорционален”), он не является демпфирующим, так как действует вдругой плоскости. Называется – спиральным, так как совместно с вращением по крену создаетотклонение по рысканию, в результате чего общее движение – по спирали. m y x – коэффициентl– относительная скорость крена. Симметричное ВО такого2Vмомента не дает. Зато симметричное ВО большой площади или вертикальные несущиеповерхности могут создавать тангажный момент, причем коэффициент этого момента зависитот угла скольжения!Общее выражение коэффициента момента рыскания my = my(M,Re,, ,y,н,,х), влинейной форме my = my + myyy + myнн + my + myхх.

Для “утки” или переднегоуправляемого ВО вместо  - зависимость от н.Постоянная составляющая mу0 может появиться лишь из-за конструктивной илитехнологической асимметрии.Момент крена ЛАспирального момента, x   xСогласнодействующемустандартумоментомкренаназываютпроекциюрезультирующего момента ЛА МR на продольную ось Х, т.е. момент крена рассматривается всвязанной системе координат. Обозначается MRx.