Всего на сайте:
236 тыс. 713 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

Графическое представление продольной статической устойчивости.  Просмотрен 471

 

Статическую продольную устойчивость можно оценить из отношения угла атаки и момента тангажа самолёта. Каждая часть самолёта вносит свой вклад в результирующий момент тангажа. Формула момента похожа на формулу аэродинамической силы.

Mz = mz q S ba или mz = Mz / q S ba, где Mz – момент тангажа,

mz - коэффициент момента тангажа,

q - скоростной напор,

S - площадь крыла,

ba - средняя аэродинамическая хорда (САХ).

 

Коэффициенты момента тангажа всех частей самолёта суммируются. Результирующий коэффициент момента тангажа изображается на графике в зависимости от коэффициента подъёмной силы (угла атаки).

Анализ полученного графика показывает степень статической устойчивости самолёта.

 

 

На графике А изображена зависимость mz от Cy для статически устойчивого самолёта. В качестве иллюстрации устойчивости изображены тенденции самолёта при отклонениях от равновесного, стриммированного состояния. Самолёт находится в равновесии, когда mz =0. Если подъёмная сила самолёта увеличится (точка у), то возникнет отрицательный (пикирующий) момент, стремящийся уменьшить угол атаки к стриммированному значению. Если же подъёмная сила уменьшится (точка х), то возникнет восстанавливающий (положительный) кабрирующий момент. Таким образом, самолёт статически устойчив в продольном отношении, если наклон кривой mz = f(Cy) отрицательный. Чем больше степень устойчивости, тем больше угол наклона данной кривой.

 

 

На графике В показаны зависимости mz = f(Cy) соответствующие статической устойчивости, нейтральности и неустойчивости.

Устойчивость соответствует отрицательному наклону (красная линия). Нейтральность – нулевой наклон (чёрная линия). При нейтральности, изменение Cy не приводит к изменению продольного момента. Такой самолёт не имеет тенденции к возвращению в положение равновесия и не удерживается в стриммированном состоянии.

Если самолёт имеет положительный угол наклона кривой mz = f(Cy), то он статически неустойчив. У такого самолёта, при отклонении от равновесного положения, появляется момент тангажа стремящийся усилить отклонение. При увеличении Cy возникает кабрирующий момент, а при уменьшении Cy – пикирующий.

 

 

Первоначально, на самолётах традиционных аэродинамических схем, степень статической устойчивости не зависела от Cy. Другими словами, угол наклона графика mz = f(Cy) был постоянным. Однако на самолётах: со стреловидными крыльями, с большим влиянием тяги на продольный момент или при существенных изменениях скоса потока в районе стабилизатора, могут происходить значительное изменение степени устойчивости на больших Cy (малых скоростях). Это явление проиллюстрировано на графике С.

На малых Cy (больших скоростях) самолёт демонстрирует хорошую устойчивость. По мере роста Cy наклон графика плавно уменьшается (устойчивость уменьшается). Затем появляется зона нейтральности и, окончательно, наклон кривой становится положительным. Самолёт становится неустойчивым, происходит заброс по углу атаки.

 

Предыдущая статья:Триммирование и управляемость. Следующая статья:Влияние различных частей самолёта на продольную устойчивость.
page speed (0.0538 sec, direct)