Тангажный аэродинамический момент (1246133), страница 4

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 4)

Длястабилизатора x=LГО. Такой характер момента (всегда пропорционален угловой скорости инаправлен против вращения) позволяет назвать его демпфирующим. LПодставив    z  в выражение тангажного момента ГОVCY   x  C Y10m z   C Ya0   C Ya (           K   в )S SbL  K T aВВzz~~~~mz 0  m z   m z  z  m z  в  m z 0  m z   m z z  m z  в ,гдеS  L2zmCKT ,YazSba Vzm z C YaS  L2KT , аbz   z aVSb a2приведенная угловая скорость, которая введена лишь для того, чтобы сделать безразмернымz , так как аэродинамические коэффициенты по определению должны бытькоэффициент m zzбезразмерными, а коэффициент m zимеет размерность с-1.m zzКоэффициент m z, называется вращательной производной момента zтангажа, или коэффициентом демпфирующего момента.Если на расстоянии х расположена часть достаточно протяженной аэродинамическойповерхности, например, крыла, хорда которого соизмерима, а может быть - и больше, чем х, тодля оценки момента применяют следующий прием.

Реальное крыло заменяют на модельискривленного крыла, каждая точка средней линии которого с координатой х имеет угол атаки x  ( x )    z . Разность ординат точек средней линии «искривленного» и реальногоVdyкрыла y(x) можно определить, если учесть, что производнаяв любой точке кривой равнаdxdyтангенсу угла наклона касательной к этой кривой, т.е.    z x .

Интегрируя вдоль х сdxVначальным условием y=0 при х=0 (в ЦМ изменение угла атаки нулевое, следовательно иотклонение у=0), получим y   z x 2 . После этого по обычным правилам определяется2Vмомент тангажа для искривленного крыла. Разность между моментами для искривленного иреального крыла будет оценкой момента крыла, вызванного вращением ЛА. Этот момент такжеявляется демпфирующим.Таким образом при ненулевой угловой скорости тангажа выражение коэффициентаzВмомента приобретает вид m z  m z 0  m z   m z z  m z  в , гдекоэффициентов демпфирующих моментов элементов ЛА.m zzравен суммеzВФормально выражение m z  m z 0  m z   m z z  m z  в лишено смысла, так как в немодновременно присутствует и угол атаки, предполагаемый постоянным, и угловая скорость, егоменяющая. Однако гипотеза стационарности позволяет с удобством использовать подобныевыражения на практике. При этом составляющие момента, зависящие от угловой скорости,называются нестационарными.При изменении угла атаки, т.е.

при &  0 возникает еще одна нестационарнаясоставляющая момента тангажа, называемая моментом от запаздывания скоса потока уоперения от крыла. Эта составляющая возникает из-за того, что при изменении угла атакименяется и пропорциональный ему скос потока, но до оперения это изменение доходит сx запаздыванием на величину  , где хГО - расстояние от точки схода вихрей с крыла доV KТфокуса оперения. Поэтому в выражение момента от ГО надо подставлять го, соответствующийне текущему (t), а (t - ). В первом приближении (t - ) = (t) - . С учетом того, что скоспотока от крыла    DC Ya  DC Ya , то в выражение для коэффициента момента от ГО надо11подставитьx &      DC &DC Ya  DC Ya Ya .

Итак, запаздывание скоса потокаV KТсоздает на хвостовом ГО дополнительный момент, коэффициент которого&m z ( & )   DC Ya x V KТCYa  DC Ya  C YaS  L  x   DC Ya  C YaS  L  x Sb a VSb a2S  L Sb aKT & K T &  m z&b&K T & a  m z &Vbгде &  & a -приведенная производная угла атаки.

Эта составляющая момента также имеетVдемпфирующий характер.Часто принимают хго = Lго, при этом коэффициент момента от скоса потока становитсяпропорциональным коэффициенту демпфирующего момента.Следует обратить внимание, что при наличии управляемого переднего ГО и для схемы«утка» скос потока может возникать на крыле, а при отклонении расположенных впереди крылаотклоняемых поверхностей, т.е. при & в  0 момент от запаздывания скоса потока можетвозникнуть на крыле, причем зависеть он будет от & .вИтак, в общем случае m z  m z (  ,  в ,  z , & , & в , Re, M ) , при этом часто выражениекоэффициента тангажного момента может быть представлено в линейной формеm z  m z0 m zm zm zm zm z &â z & â  âz & & â& m z 0  m z   m z   â  m zz z  m z& &  m z  & â .12Балансировка, статическая устойчивость, управляемость и маневренность ЛА.Продольная балансировка и продольная статическая устойчивостьУстановившимся режимом полета ЛА или балансировочным режимом называют такойполет ЛА, при котором результирующий момент равен нулю.

Обеспечение этого равенстваназывается балансировкой ЛА, а значения параметров полета, при котором оно выполняется балансировочными значениями.Традиционно принято рассматривать балансировку по каждой проекции результирующегомомента, т.е. отдельно рассматривать условия MRz=0, MRу=0 и MRх=0, называя обеспечение этихравенств продольной, боковой и поперечной балансировками ЛА соответственно.При рассмотрении балансировочных режимов считается, что скорость и высота постоянны.В некоторых случаях это следует из самого балансировочного режима (например, режимпрямолинейного горизонтального полета с постоянной скоростью), в других - изменение этихпараметров является медленным по сравнению с возможными изменениями параметровуглового движения.

Величина тяги тоже принимается постоянной. Поэтому в качествебалансировочных значений обычно рассматриваются значения соответствующего угловогопараметра и угла отклонения элемента управления в рассматриваемом виде движения(«канале»),которыеобеспечиваютравенствонулюсоответствующейпроекциирезультирующего момента при постоянных значениях скорости, высоты и тяги.Для продольного движения - это углы атаки и отклонения руля высоты, для бокового углы скольжения и отклонения руля направления, для поперечного (по крену) - углы крена иотклонения элеронов.

Следует помнить, что выделение бокового движение всегда происходитпри некотором «опорном» режиме продольного движения, поэтому боковая и поперечнаябалансировка рассматриваются при этих опорных значениях.Вблизи балансировочного режима выражение для соответствующего момента и егоаэродинамического коэффициента можно записать в линейном виде относительно отклоненийот балансировочного режима.В частности, для продольного движения, даже если выражение для тангажного момента несправедливо разложениеявляется линейным, то вблизи точки m z  m z (  бал ,  бал )  0 m zmz    m z     бал ,бал  вВ в  ...  m z   m z  в  ...

.  бал , балГлавный интерес при рассмотрении балансировочных режимов представляет вопрос об егоустойчивости, т.е. способности ЛА возвращаться к этому режиму при действии возмущений.Очевидно, что полный ответ на этот вопрос невозможно получить без рассмотрения динамикидвижения.

Однако, если вопрос поставить в более узкой постановке, а именно - будет ли ЛАстремиться вернуться к балансировочному режиму при прекращении действия возмущений, тоответ может быть получен достаточно просто.Свойство ЛА стремиться вернуться к балансировочному режиму в соответствующемканале при прекращении действия возмущений при неизменном положении управляющихповерхностей называется статической устойчивостью ЛА.Условие обеспечения продольной статической устойчивости достаточно простополучить из выражения для тангажного момента ЛА около балансировочной точки бал, бал прификсированном угле отклонения руля (т.е. при  в  0 ) m z  m z  .Видно, что при m z <0 отклонение  от балансировочного значения бал будет приводитьк возникновению момента Mz противоположного знака, т.е.

момента, поворачивающего ЛА так,что  уменьшается по модулю. Такой момент, который стремиться устранить причину своегопоявления (в данном случае - отклонение  ), называется возвращающим. В этом случае ЛАвозвращается к балансировочному режиму, т.е. ЛА в данном режиме является статическиустойчивым.13При m z >0 будет возникать момент того же знака, который будет увеличивать модульотклонения  . Такой момент называется опрокидывающим. В этом случае ЛА уходит отбалансировочного режима, т.е. ЛА в данном режиме является статически неустойчивым.Наконец, при m z =0 момент не будет возникать вообще, т.е.

ЛА останется в новом режимепри  =бал+  . В этом случае все близкие значения угла атаки являются балансировочными, аЛА называется статически нейтральным.Итак, условием статической устойчивости является отрицательность производнойкоэффициента продольного момента ЛА по углу атаки m z . Поэтому этот коэффициентназывают также коэффициентом продольной статической устойчивости.Если учесть, что для малых углов атаки, где зависимость от этого угла линейнаяm zm ( x T  x F )C z Y , а C Y  0 , то условием статической устойчивости являетсяx T  x F , т.е.

фокус должен быть позади центра масс. Величину x T  x F иногда называютстепенью продольной статической устойчивости.Отсюда следует, что для изменения статической устойчивости необходимо менятьотносительное расположение фокуса и ЦМ ЛА.Изменение ЦМ ЛА относительно фокуса называется его центровкой. В зависимости отзнака x T  x F различают положительную, отрицательную и нейтральную центровки.Следует помнить, что статическая устойчивость не эквивалентна устойчивости.Статическая устойчивость гарантирует невозможность «апериодической» неустойчивости, но неисключает возможности нарастающих колебаний около балансировочного режима.Управляемостью ЛА называется его способность менять балансировочный режимотклонением соответствующего элемента управления.

Характеристики

Список файлов лекций