Лабораторна робота №6. Дослідження поздовжнього моменту літального апарату

Дослідження поздовжнього моменту літального апарату

Ціль роботи

1. Розкрити фізичну сутність впливу центрування на поздовжній момент літального апарату.

2. Закріпити знання основних теоретичних положень про поздовжній момент і фокус літального апарату.

3. Отримати експериментально і дослідити залежність для різних

центровок моделі літака, визначити значення ступеня поздовжньої статичної стійкості і координати фокусу для цих центрувань.

Зміст роботи

1. Теоретичні обґрунтування

Поздовжній момент М_z визначається виразом:

, (6.1)

де m_z – коефіцієнт поздовжнього моменту;

b_A – середня аеродинамічна хорда крила.

Величина коефіцієнта поздовжнього моменту, що діє на літальний апарат відносно центра ваги, залежить від коефіцієнта підйомної сили с_у (або кути атаки) і від різниці відносних координат фокуса і центру тяжіння . Зазвичай ця залежність представляється у вигляді:

, (6.2)

де m_zo – коефіцієнт поздовжнього моменту при нульовій підйомної силі (с_у = 0 або ).

Залежність коефіцієнта m_z від кута атаки α (рис.5.6) характеризує поздовжню статичну стійкість літака. Якщо похідна , літак статично стійкий; якщо , літак нейтральний; якщо , літак статично нестійкий.

Дійсно, якщо на статично стійкий літак подіє зовнішнє збурення, наприклад, збільшуючи кут атаки на , виникає збільшення коефіцієнта поздовжнього моменту , під дією якого літак буде прагнути зменшити кут атаки, тобто повернутися до вихідного рівноважного режиму (рис. 6.1).

Рис. 6.1. Залежність коефіцієнта m_z (с_у)

Для статичного нестійкого літака збільшення кута атаки () приводить до позитивного приросту коефіцієнта поздовжнього моменту .

Для нейтрального літака зміни кута атаки будь-якого знака не змінює величину коефіцієнта поздовжнього моменту.

Це пояснюється взаємним розташуванням центру тяжіння літака і фокусу (точки прикладання приросту підйомної сили при зміні кута атаки). Якщо фокус знаходиться позаду центру ваги, тобто , то позитивний приріст кута атаки () Призведе до виникнення пікіруючого моменту () (див.рис.5.7, а). Нестійкий і нейтральний літаки показані на рис. 6.2, б та в.

Різниця відносних координат називають запасом поздовжньої статичної стійкості, а похідну

(6.3)

називають ступенем поздовжньої статичної стійкості.

На положення фокусу істотно впливає кут стріловидності крила. Так, кінцевий зрив потоку, який виникає на кінцях стріловидного крила навіть при порівняно невеликих кутах атаки, призводить до зменшення несучих властивостей кінців крила і до збільшення (щодо в_А) несучих властивостей кореневих перерізів. В результаті чого фокус зміщується вперед, запас поздовжньої статичної стійкості зменшується.

Поворот консольної частини крила змінної в польоті стріловидності в бік збільшення кута стріловидності призводить (у разі безвідривного обтікання) до перенесення частини нормального навантаження крила назад щодо носка в_А і, отже, до зміщення фокусу назад. Запас поздовжньої статичної стійкості збільшується.

Рис.6.2. Напрямок дії поздовжнього моменту:

а – літак статично нестійкий; б – літак статично стійкий; в – літак нейтральний

2. Опис експериментальної установки

Модель літака 1 (рис.6.3) встановлюється в робочій частині аеродинамічної труби АТ-1 таким чином, що точка кріплення знаходиться в центрі тяжіння моделі.

Рис.6.3. Принципова схема експериментальної установки:

1 – модель літака; 2 – важіль моментного прибору; 3 – динамометр для зміни осьової сили

Приріст поздовжнього моменту виникає при зміні кута атаки на , передається через важіль (2) моментного приладу у вигляді еквівалентної осьової сили, вимірюваної аеродинамічними вагами 2КВТ-1 і динамометром (3). Конструкція моделі і моментного приладу передбачає зміну її центру тяжіння в заданих межах.