WikiDer > Устойчивый полет

Силы, действующие на самолет при устойчивом горизонтальном продольном полете, также известном как прямой и горизонтальный полет, с очень малым углом атаки. В устойчивом горизонтальном продольном полете тяга уравновешивает сопротивление, а подъемная сила поддерживает вес самолета. Подъемная сила и сопротивление - составляющие аэродинамической силы.

Устойчивый полет, неускоренный полет, или же равновесный полет это особый случай в динамика полета где линейная и угловая скорость самолета постоянны в неподвижная система отсчета.^[1] Основные маневры самолета, такие как горизонтальный полет, набор высоты и спуски, а также скоординированные повороты, можно моделировать как маневры в устойчивом полете.^[2] Типичный полет самолета состоит из серии устойчивых маневров, связанных короткими ускоренными переходами.^[3] Из-за этого, основные применения устойчивых летных моделей включают проектирование самолета, оценку характеристик самолета, планирование полета и использование устойчивых режимов полета в качестве равновесие условия, вокруг которых расширяются уравнения динамики полета.

Справочные кадры

Анализ устойчивого полета использует три различных системы отсчета для выражения сил и моментов, действующих на самолет. Они определяются как:

• Каркас Земли (предполагается инерциальный)
  • Начало координат - произвольное, фиксированное относительно поверхности Земли.
  • Икс_E ось - положительная в направлении север
  • у_E ось - положительная в направлении Восток
  • z_E ось - положительно по направлению к центру Земли
• Каркас кузова
  • Начало координат - центр тяжести самолета
  • Икс_б (продольная) ось - положительный выход из носовой части самолета в плоскости симметрии самолета
  • z_б (вертикальная) ось - перпендикулярно оси Икс_б ось, в плоскости симметрии ЛА, положительная ниже ЛА
  • у_б (боковая) ось - перпендикулярно оси Икс_б,z_б-плоскость, положительная, определяемая правило правой руки (как правило, положительно от правого крыла)
• Рамка ветра
  • Начало координат - центр тяжести самолета
  • Икс_ш ось - положительная по направлению вектора скорости ЛА относительно воздуха
  • z_ш ось - перпендикулярно оси Икс_ш ось, в плоскости симметрии самолета, положительная ниже самолета
  • у_ш ось - перпендикулярно оси Икс_ш,z_ш-плоскость, положительная, определяемая по правилу правой руки (как правило, положительная вправо)

В Углы Эйлера связывающие эти системы отсчета:

• Земляная рамка к корпусу: угол рыскания ψ, угол тангажа θ, и угол крена φ
• От рамы Земли к раме ветра: угол направления σ, угол траектории полета γ, и угол крена μ
• От рамы к раме кузова: угол бокового скольжения β, угол атаки α (в этом преобразовании угол, аналогичный φ и μ всегда равно нулю)

Баланс сил и уравнения устойчивого полета

Силы, действующие на самолет в полете, - это масса, аэродинамическая сила, и толкать.^[4] Вес легче всего выразить в кадре Земли, где он имеет величину W и находится в +z_E направление, к центру Земли. Предполагается, что вес будет постоянным во времени и постоянным с высотой.

Выражая аэродинамическую силу в ветровая рама, у него есть составляющая сопротивления с величиной D напротив вектора скорости в -Икс_ш направление, составляющая боковой силы с величиной C в +у_ш направление и составляющая подъемной силы с величиной L в -z_ш направление.

В общем, тяга может иметь составляющие вдоль каждой оси корпуса. Для самолетов с неподвижным крылом с двигателями или пропеллерами, закрепленными относительно фюзеляжа, тяга обычно близка к положительнойИкс_б направление. Другие типы самолетов, например ракеты и самолеты, которые используют вектор тяги, могут иметь значительные составляющие тяги по другим осям корпуса.^[4] В этой статье предполагается, что самолет имеет тягу величиной Т и фиксированное направление +Икс_б.

Устойчивый полет определяется как полет, при котором векторы линейной и угловой скорости самолета постоянны в неподвижной системе отсчета, такой как рама тела или система ветра.^[1] В системе отсчета Земли скорость может быть непостоянной, поскольку самолет может вращаться, и в этом случае самолет имеет центростремительное ускорение (Vcos (γ))²/р в Икс_E-у_E самолет, где V это величина истинной воздушной скорости и р - радиус поворота.

Это равновесие может быть выражено по множеству осей в различных системах отсчета. Традиционный уравнения устойчивого полета получены из выражения этого баланса сил по трем осям: Икс_ш-ось, радиальное направление разворота самолета в Икс_E-у_E плоскости, а ось перпендикулярна Икс_ш в Икс_ш-z_E самолет,^[5]

${ displaystyle T cos { alpha} cos { beta} -W sin { gamma} -D = 0 quad (x_ {w} { text {-axis}}),}$

${ Displaystyle С соз { му} + L грех { му} + Т ( грех { альфа} грех { му} + соз { альфа} соз { му} грех { beta}) = { frac {W} {g}} { frac {(V cos { gamma}) ^ {2}} {R}} quad (x_ {E} { text {-}} y_ {E} { text {радиальное направление плоскости}}),}$

${ displaystyle W cos { gamma} + C sin { mu} -L cos { mu} -T sin { alpha} cos { mu} = 0 quad ({ text {axis перпендикулярно}} x_ {w} { text {в}} x_ {w} { text {-}} z_ {E} { text {plane}}),}$

куда грамм это стандартное ускорение свободного падения.

Эти уравнения можно упростить с помощью нескольких предположений, типичных для простого полета с неподвижным крылом. Сначала предположим, что скольжение β равно нулю, или согласованный полет. Во-вторых, предположим, что боковая сила C равно нулю. В-третьих, предположим, что угол атаки α достаточно мало, чтобы cos (α) ≈1 и sin (α)≈α, что типично, поскольку самолеты сваливаются на больших углах атаки. Аналогично предположим, что угол траектории полета γ достаточно мала, чтобы cos (γ) ≈1 и sin (γ)≈γ, или, что то же самое, подъемы и спуски под небольшими углами относительно горизонтали. Наконец, предположим, что тяга намного меньше подъемной силы, Т≪L. При этих предположениях приведенные выше уравнения упрощаются до^[5]

${ Displaystyle T = W gamma + D,}$

${ displaystyle L sin { mu} = { frac {W} {g}} { frac {V ^ {2}} {R}},}$

${ displaystyle L cos { mu} = W.}$

Эти уравнения показывают, что тяга должна быть достаточно большой, чтобы компенсировать сопротивление и продольную составляющую веса. Они также показывают, что подъемная сила должна быть достаточно большой, чтобы выдерживать вес самолета и ускорять его при поворотах.

Разделив второе уравнение на третье и решив для р показывает, что радиус разворота можно записать через истинную воздушную скорость и угол крена,

${ displaystyle R = { frac {V ^ {2}} {g tan { mu}}}.}$

Постоянная угловая скорость в корпусе также приводит к балансу моментов. В частности, нулевой момент тангажа накладывает ограничение на продольное движение летательного аппарата, которое можно использовать для определения входного сигнала управления рулем высоты.

Баланс сил в прямом и горизонтальном полете

В установившемся горизонтальном продольном полете, также известном как прямо и ровно В полете самолет сохраняет постоянный курс, скорость и высоту. В этом случае угол траектории полета γ = 0, угол крена μ = 0, и радиус разворота становится бесконечно большим, поскольку самолет не поворачивает. Для установившегося горизонтального продольного полета уравнения установившегося полета упрощаются до

${ displaystyle T = D,}$

${ Displaystyle L = W.}$

Таким образом, в этом конкретном устойчивом маневре полета тяга уравновешивает сопротивление, в то время как подъемная сила поддерживает вес самолета. Этот баланс сил изображен на рисунке в начале статьи.

Маневры устойчивого полета

Самый общий маневр, описываемый приведенными выше уравнениями устойчивого полета, - это скоординированный разворот с постоянным набором высоты или спуском. Траектория полета самолета во время этого маневра - спираль с z_E как его ось и круговая проекция на Икс_E-у_E самолет.^[6] Другие маневры устойчивого полета являются частными случаями этой винтовой траектории.

• Устойчивый продольный подъем или спуск (без поворота): угол крена μ=0
• Устойчивый горизонтальный разворот: угол траектории полета γ=0
• Устойчивый горизонтальный продольный полет, также известный как прямо и ровно полет: угол крена μ= 0 и угол траектории полета γ=0
• Устойчивые скользящие спуски (поворотные или продольные): тяговые Т=0

Определение установившегося полета также допускает другие маневры, которые устойчивы только мгновенно, если управляющие входы остаются постоянными. К ним относятся устойчивый крен с постоянной и ненулевой скоростью крена и устойчивый подъем с постоянной, но ненулевой скоростью тангажа.

Смотрите также

• Динамика полета (самолет)

Примечания

Рекомендации