Вплив закінцівок крила типу “AT winglets” на продольну статичну стійкість літака за кутом атаки
Наукові журнали НАУ
Переглянути архів Інформація| Поле | Співвідношення | |
| Title |
Вплив закінцівок крила типу “AT winglets” на продольну статичну стійкість літака за кутом атаки
INFLUENCE OF THE AT "WINGLETS" TYPE ON THE LONGITUDINAL STATIC STABILITY OF ANGLE OF ATTACK OF THE AIRCRAFT ВЛИЯНИЕ ЗАКОНЦОВОК КРЫЛА ТИПА “AT WINGLETS” НА ПРОДОЛЬНУЮ СТАТИЧЕСКУЮ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА ПО УГЛУ АТАКИ |
|
| Creator |
Malikov, E. Е.; Національна авіаційна академія
Miltsov, V. E.; Національна авіаційний університет |
|
| Subject |
Транспортні технології
AT winglet; математична модель; центрівка; фокус; подовжня статична стійкість за кутом атаки 629.735(045) transportation technology AT winglet; mathematical model; centering; focus; longitudinal static stability in the angle of attack 629.735(045) Транспортные технологии AT winglet; математическая модель; центровка; фокус; продольная статическая устойчивость по углу атаки. 629.735(045) |
|
| Description |
Методом рівнянь встановленого прямолінійного горизонтального польоту досліджується вплив аеродинамічних закінцівок крила “AT winglets” на подовжню статичну стійкість літака. Визначені аеродинамічні сили, створені верхніми і нижніми частинами законцовок “AT winglets”. Передбачаючи, що вертикальні проекції центрів тиску всіх частин закінцівок перетинаються поперечною віссю, визначені пікіруючі та кабріруючі моменти цих сил. Визначені аеродинамічні сили, створені всіма чотирма частинами закінцівок крила “AT winglets” і обчислені їх моменти тангажу. Вектор повної аеродинамічної сили закінцівок представляється у вигляді компонент в зв'язаній системі координат. Записується рівняння рівноваги сталого руху літака із закінцівками крила типу «AT winglets» в горизонтальному польоті. Цим методом обчислено вираження коефіцієнта подовжнього моменту ПС за наявності аеродинамічних закінцівок крила. Розглянуті переднє і заднє розташування центрів тиску закінцівок відносно вертикальної площини, що проходить через бічну координатну вісь. Визначені похідні від коефіцієнтів моментів крену і рискання по куту ковзання для крила із закінцівками, які входять в рівняння бічного коливання літака. Встановлена відповідність похідних від коефіцієнтів моментів крену і рискання для крил без закінцівок та із закінцівками за кутом ковзання. Використовуючи цю відповідність, з відомого диференційного рівняння бічного вагання літака з крилом без закінцівок отримано відповідне рівняння бічного вагання літака за креном для літака з крилом із закінцівками. Отримано вираження подовжнього моменту і його коефіцієнта для літака, що враховує вплив аеродинамічних закінцівок крила. При малих змінах кута атаки обчислені приватні похідні від коефіцієнта подовжнього моменту за кутом атаки і за коефіцієнтом підіймальної сили. Приведені умови подовжньої статичної стійкості літака за кутом атаки, що враховують впливи закінцівок крила.
The effect of the aerodynamic "AT winglets" wingtips on the longitudinal static stability of the aircraft is investigated by the method of equations of a steady straight-line horizontal flight. The aerodynamic forces created by the upper and lower parts of the wingtip "AT winglets" are defined. Assuming that the vertical projections of the pressure centers of all parts of the wingtips intersect the transverse axis, the dive and kicking moments of these forces are determined. The aerodynamic forces created by all four parts of the wingtip "AT winglets" are determined and their pitch moments are calculated. The vector of the total aerodynamic force of the wingtips is represented in the form of components along the associated coordinate system. Equilibrium equations for the steady motion of an aircraft with wingtips of the "AT winglets" type in a horizontal flight are recorded. This method is used to calculate the expression for the longitudinal moment coefficient of an aircraft in the presence of aerodynamic wingtips. The forward and backward arrangements of the centers of pressure of the tips with respect to the vertical plane passing through the lateral coordinate axis are considered. The derivatives of the coefficients of the roll and yaw moment coefficients for the slip angle for the wing with the tips that enter the equation for the lateral oscillation of the aircraft are determined. The correspondence between the derivatives of the coefficients of the moments of roll and yaw for the wings without the tips and with the tips for the slip angle is established. Using this correspondence, from the known differential equation of the lateral oscillation of an airplane with a wing without a wingtip, the corresponding equation of lateral oscillation of the airplane is obtained for the aircraft for a wing with a wing with wingtips. The expression of the longitudinal moment and its coefficient for an aircraft taking into account the influence of aerodynamic wing tips is derived. With small changes in the angle of attack, the partial derivatives of the longitudinal moment coefficient with respect to the angle of attack and the coefficient of lift are calculated. The conditions for the longitudinal static stab Методом уравнений установившегося прямолинейного горизонтального полета исследуется влияние аэродинамических законцовок крыла “AT winglets” на продольную статическую устойчивость самолета. Определены аэродинамические силы, созданные верхними и нижними частями законцовок “AT winglets”. Предполагая, что вертикальные проекции центров давлений всех частей законцовок пересекаются поперечной осью, определены пикирующий и кабрирующий моменты этих сил. Определены аэродинамические силы, созданные всеми четырьмя частями законцовок крыла “AT winglets” и вычислены их моменты тангажа. Вектор полной аэродинамической силы законцовок представляется в виде компонент в связанной системе координат. Записывается уравнения равновесия установившегося движения самолета с законцовками крыла типа «AT winglets» в горизонтальном полете. Этим методом вычислено выражение коэффициента продольного момента ВС при наличии аэродинамических законцовок крыла. Рассмотрены переднее и заднее расположения центров давлений законцовок относительно вертикальной плоскости, проходящей через боковую координатную ось. Определены производные от коэффициентов моментов крена и рыскания по углу скольжения для крыла с законцовками, которые входят в уравнение бокового колебания самолета. Установлено соответствие производных от коэффициентов моментов крена и рыскания для крыльев без законцовок и с законцовками по углу скольжения. Используя это соответствие, из известного дифференциального уравнения бокового колебания самолета с крылом без законцовок получено соответствующее уравнение бокового колебания самолета по крену для самолета с крылом с законцовками. Получено выражение продольного момента и его коэффициента для самолета учитывающее влияние аэродинамических законцовок крыла. При малых изменениях угла атаки вычислены частные производные от коэффициента продольного момента по углу атаки и по коэффициенту подъемной силы. Приведены условия продольной статической устойчивости самолета по углу атаки, учитывающие влияния законцовок крыла. |
|
| Publisher |
National Aviation University
|
|
| Contributor |
—
— — |
|
| Date |
2019-02-14
|
|
| Type |
—
— — |
|
| Format |
application/pdf
|
|
| Identifier |
http://jrnl.nau.edu.ua/index.php/SBT/article/view/13278
10.18372/2310-5461.40.13278 |
|
| Source |
Наукоємні технології; Том 40, № 4 (2018); 498-505
Science-based technologies; Том 40, № 4 (2018); 498-505 Наукоемкие технологии; Том 40, № 4 (2018); 498-505 |
|
| Language |
en
|
|