За сравнение на характеристиките на надлъжна стабилност и контрол на крилата на самолети с различна концепция се използва средната аеродинамична хорда (MAR).
MAR за произволна форма на хорда на крилото е взето по отношение на еквивалента на правоъгълна крило, в която зона. пълен аеродинамичен сила и аеродинамичен Павета момент на тази сила е същата като тази на реалното крило.
Въвеждане на основата координатна система. по отношение на което самолетът повечето от елементите на самолета са разположени симетрично вляво и вдясно. Започвайки база координатна система е подредена в петата на акорд централната крило. размер MAR е сегмент, успоредна на референтната равнина и равнината, определена от съотношението [1].
След определяне на координатите на чорапа и MAR в основата координатна система, може да бъде заменен от действителната крило еквивалентно правоъгълно крило и го потърсите.
В резултат на потока през въздушния поток на крилото възниква общо аеродинамичен сила. приложен към центъра на налягане. При проектирането на тази сила на една ос и свързаната координатна система, ние получаваме нормалните и надлъжни аеродинамичните сили. Ние определяме момента на сила около напречна ос. минаваща през центъра на масата на равнината с координати (Фигура 1.)
където - натискът координира от центъра на града.
Фиг. 1. Центърът на налягане и силите, които действат по крилата в полет
Най-общото определение от момента на терен с помощта на концепцията за фокус върху ъгъла на атака.
В центъра на вниманието на ъгъла на атака се нарича точка, разположена на кръстовището на самолет координатна система, свързана с равнината на симетрия на самолета. за което момента на зацепване остава постоянна само с малки промени в ъгъла на атака.
Можете да определите фокуса на ъгъла на атака, както и нарастване на точката на прилагане на силата аеродинамичен. поради промени в ъгъла на атака от само да.
Използване на концепцията на фокус представени под формата на два компонента: -, независимо от промените в приложната налягане и сърдечната - зависимите промени в ъгъла на атака и прикрепен към крилото на фокуса. Проекцията върху ос (т.е. сила) ще се премести чрез действие във фокуса на крилото. Тогава надлъжна сила (фиг. 2) се прилага на фокус.
Фиг. 2. Определяне на аеродинамичен Павета момент на крилото с помощта на ъгъла на атака на фокус
Фигурата показва, че аеродинамичната Павета момента на крилото около оста. минаваща през равенство на точките
къде - в момента на терена. т.е. при нулево лифт сила;
- лифта на крилото;
- съсредоточи координира крило - разстояние от пръстите до фокуса март
Тук и по-долу на Superscript извън скобите показва частичен производно на количеството в скоби на този индекс.
Представяне на безразмерна коефициентът на аеродинамично Павета момент се получи
където - коефициентът на аеродинамично коефициент на зацепване момент на повдигане сила на крилото на нула;
- нарастване на коефициента на нормалната сила промяна на ъгъла на крилото на атака на;
- аеродинамичен коефициент на надлъжната сила на крилото;
- относителни координати на центъра на тежестта на крилото на самолета и фокус.
Имайте предвид, че в (симетрични профили и никаква съвместна влияние на обрат и почистване крило) фокус крило съвпада с центъра на налягане. Когато. центъра на налягане не съвпада с фокус върху MAR и се движи при смяна на ъгъла на атака.
В малки ъгли на атака. след това
при което - коефициент на увеличение аеродинамично издигане силата на крило emnoy при промяна на ъгъла на атака от (когато), за да;
.
Ценности и зависят от формата на крилото по отношение на профила му, обрат и т.н. както и за броя на полетите. В дозвукови скорост = 0.2. 0.3 и при свръхзвукови скорости фокусът се измества назад и = 0,4. 0.5.
Свързани статии