лим момент аэродинамических сил относительно этой оси при закрепленных в определенном положении органах управления (öj = бц = const). Легко убедиться в том, что этот момент будет постоянным, не зависящим от угла атаки. Действительно, первая составляющая нормальной силы в выражении (5.21) приложена в фокусе по а и поэтому не создает момента, а вторая, третья и четвертая составляющие при бі = бц = const дают момент посто янной величины.
Следовательно, фокусом по углу атаки можно назвать точку, обладающую тем свойством, что при закрепленных органах уп
равления |
момент |
аэродинамических сил |
относительно оси Ozu |
проходящей через эту точку, не з а в и с и т от у г л а |
а т а к и . |
Путем |
таких |
же рассуждений легко |
показать, что |
момент |
относительно фокуса по бі не зависит от бі, а момент относитель но фокуса по бп не зависит от бц.
Пользуясь понятиями аэродинамичеоких фокусов, можно на писать следующее выражение коэффициента момента тангажа
|
летательного аппарата при малых углах а, 6і и бц: |
' |
|
т, ■тZÖ I ■Суіа- |
|
|
Ѵа |
Х Т — X Fb\ |
|
|
|
|
+ й |
8Ь |
|
|
|
5 |
|
|
ХПп |
|
(5.22) |
|
+ ^ 1 8” ------ }------ |
t |
|
|
|
или |
|
|
|
|
• 5, |
|
|
mz= mzQ-\- ihaza -f mz% + |
(5.23) |
|
mzuhu |
|
где |
а |
|
а |
T— -— = - |
|
|
|
|
|
|
(5.24) |
|
m z = |
|
|
|
|
|
Су 1— |
|
|
|
m |
I = |
c |
I |
|
|
(5.25) |
|
! |
|
S i |
|
|
|
|
6n |
|
S |
Xl~ XFh |
|
(5.26) |
|
m |
11 = c |
У —■--------- |
|
|
г |
|
у1 |
/ |
|
|
В этих выражениях xFa, х?м и х^біі — координаты фокусов по а, бі и бц.
§3. ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
Вдинамике полета большую роль играют понятия статиче ского равновесия и статической устойчивости летательного аппа рата. Состояние равновесия характеризуется тем, что сумма моментов всех сил, действующи^ на летательный аппарат при
сі)2= а = б = 0, относительно его центра тяжести равна нулю. Ста-
тическое равновесие моментов возникает в установившемся пря молинейном полете, когда все параметры движения остаются не изменными по времени.
Равновесие продольных моментов иначе называется продоль ной балансировкой летательного аппарата. Чтобы сбалансиро вать летательный аппарат на некотором угле атаки, необходимо отклонить рули или другие органы управления на определенный угол. И, наоборот, каждому углу отклонения рулей соответству
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ет |
свой |
балансировочный |
угол |
|
атаки |
ссбал. |
|
|
|
|
рис. |
|
|
Рассмотрим, например, |
|
5.5, где изображен |
типичный ха |
|
рактер зависимости |
коэффициен |
|
та |
момента |
тангажа |
от углов а |
|
и б. Точки пересечения кривых с |
|
осью |
абсцисс |
(тг= 0) |
соответст |
|
вуют |
состоянию |
статического |
|
равновесия |
|
(балансировки) |
ле |
|
тательного |
аппарата. |
Каждому |
|
значению угла б соответствует не |
Рис. 5.5. Пример зависимо |
которое |
значение |
абал. Возмож |
ны и такие случаи, когда одному |
сти mz= f( а) |
и тому же углу отклонения рулей |
|
соответствует |
несколько различ |
ных балансировочных углов атаки |
(кривая б= —15° на рис. 5.5). |
Известно, что равновесие может быть устойчивым или неус тойчивым. В первом случае тело, выведенное из равновесия ка ким-либо малым по величине и кратковременным возмущающим воздействием, после некоторого переходного процесса возвраща ется в исходное состояние равновесия. Во втором случае даже при самом малом возмущении тело уходит от положения равно весия.
Характер равновесия продольных моментов в прямолиней ном установившемся полете летательного аппарата с закреплен ными рулями в значительной степени определяется наличием или отсутствием так называемой продольной статической устой чивости.
Летательный аппарат называют статически устойчивым, если момент аэродинамических сил, возникающий при угловом откло нении от положения равновесия, направлен в сторону исходного положения равновесия. Момент аэродинамических сил статиче ски неустойчивого летательного аппарата направлен в сторону дальнейшего увеличения начального отклонения.
Наличие или отсутствие продольной статической устойчиво сти определяется характером моментных кривых. Для пояснения рассмотрим график mz= f( а) при каком-либо фиксированномположении рулей.
в зависимости от наклона кривых в точке их пересечения с осью абсцисс (mz= 0) различают три типа моментных характе ристик (рис. 5.6).
Кривая, показанная на рис. 5.6,а, характеризуется тем, что тангенс угла наклона касательной, проведенной в точке пересе чения кривой с осью абсцисс, отрицателен:
М т Ц |
< 0 _ |
V да |
/ ' ‘ “ «бал |
Рис. 5.6. Кривая mz=f(a) летательного аппарата:
а — статически устойчивого; |
б — |
|
статически |
неустойчивого; в — ней |
|
трального |
в отношении статической |
|
|
устойчивости |
|
|
Если вывести летательный аппарат из состояния равновесия, |
увеличив или уменьшив угол атаки по |
сравнению с |
сібална не |
которую малую величину Да, то на него будет действовать аэро динамический момент, стремящийся увеличить угол атаки при а<абал и уменьшить этот угол при а>абал, т. е. направленный всегда в сторону положения равновесия. В данном случае лета тельный аппарат будет обладать продольной статической устой чивостью. Аэродинамический момент, вызванный отклонением от положения равновесия и направленный в сторону равновесия, иногда называют восстанавливающим. Коэффициент восстанав
ливающего момента |
<2и |
д т г= (т;)в_вбмда. |
(5.27) |
В случае, изображенном на рис. 5.6, б, тангенс угла наклона моментной кривой в точке ее пересечения с осью абсцисс поло жителен:
m z ( C y i ) .
В этом случае имеет место продольная статическая неустойчи вость, так как при отклонении летательного аппарата в любую сторону от положения равновесия возникает момент, направлен ный всегда в ту же сторону. Такой момент называют иногда оп рокидывающим. Величина его также определяется формулой (5.27).
Наконец, можно представить третий тип моментной кривой, показанный на рис. 5.6, в. В этом случае
dmz
да
“бал
ипри малом отклонении угла атаки от балансировочного не воз никает ни восстанавливающего, ни опрокидывающего момента. Летательный аппарат, имеющий такую моментную характеристи ку, называют нейтральным в отношении статической устойчиво
сти.
Таким образом, можно сформулировать следующие выводы: |
|
а) |
статически устойчивый летательный |
аппарат имеет отри |
цательную величину частной производной mz“ |
при а = абал, т. е. |
|
|
( т “ ) « = “ бал |
|
|
|
б) |
статически неустойчивый летательный аппарат имеет |
по |
ложительную величину Шг : |
|
|
|
|
(/П“)а=абал> |
0; |
|
|
в) |
нейтральный летательный |
аппарат |
характеризуется |
ра |
венством |
|
|
|
|
М» - ‘ бал = ° -
Производная (т1)«=%ал’ 0Т котоР°й зависит абсолютная величина восстанавливающего или опрокидывающего момента, называется степенью продольной статической устойчивости.
Так как 'суі и а связаны приблизительно линейной зависи мостью, то часто наряду с кривыми mz(a) строят кривые Частная производная (пгсуі )су1= с у1бал, как и производ
ная (mt)a=a6ajIдает качественную и количественную оценку
статической устойчивости летательного аппарата и поэтому так же называется степенью продольной статической устойчивости. Эти производные связаны между собой равенством
z |
дсуі |
да |
дсу\ |
(5.28) |
щ с У 1 — |
д т * = |
д г П г |
д а |
|
При малых углах атаки, когда зависимости суі(а) и mz(a) линейны, степень продольной статической устойчивости опреде-