projekt-10
Create successful ePaper yourself
Turn your PDF publications into a flip-book with our unique Google optimized e-Paper software.
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Mechaniki<br />
Projekt nr <strong>10</strong><br />
Podłuna statyczna statecznoi sterownosamolotu<br />
x<br />
<strong>10</strong>.1 rodki statycznej statecznoci i sterownoci podłunej<br />
rodkami statycznej statecznoci i sterownoci podłunej ze sterem trzymanym i puszczonym<br />
nazywany takie punkty na redniej ciciwie aerodynamicznej płata, dla których<br />
dc<br />
dc<br />
= 0,<br />
gdzie c m oznacza współczynnik momentu podłunego całego samolotu (łcznie z usterzeniem<br />
poziomym) obliczony odpowiednio dla:<br />
• lotu poziomego ustalonego oraz steru trzymanego i puszczonego (rodki statecznoci),<br />
• lotu z przecieniem (po kole) dla steru trzymanego i puszczonego (rodki<br />
sterownoci).<br />
Mona pokaza, e wzgldne połoenia rodków statycznej statecznoci i sterownoci<br />
(odniesione do redniej ciciwy aerodynamicznej) dane s zalenociami:<br />
M<br />
• rodek statecznoci ze sterem trzymanym:<br />
x<br />
N<br />
• rodek statecznoci ze sterem puszczonym:<br />
x<br />
N<br />
'<br />
• rodek sterownoci ze sterem trzymanym:<br />
x<br />
M<br />
• rodek sterownoci ze sterem puszczonym:<br />
m<br />
z<br />
<br />
1 1<br />
'0 a <br />
1<br />
xSA<br />
xSAj<br />
z <br />
S<br />
2 C<br />
<br />
∂ε<br />
= + ∆ + ⋅<br />
⋅<br />
z<br />
− −<br />
0<br />
+<br />
H 1−<br />
<br />
⋅ K<br />
<br />
( j)<br />
e<br />
a<br />
α<br />
κ<br />
π<br />
⋅ Λ a dα<br />
<br />
(<strong>10</strong>.1)<br />
<br />
1 1<br />
'0 a1<br />
a2<br />
b <br />
1<br />
xSA<br />
xSAj<br />
z <br />
S<br />
2 C<br />
<br />
∂<br />
z<br />
0 H 1<br />
1 ⋅ K ',<br />
ghN<br />
<br />
( j)<br />
e<br />
a<br />
a d<br />
<br />
−<br />
a1<br />
b<br />
<br />
−<br />
ε<br />
= + ∆ + ⋅ ⋅<br />
− α<br />
+ κ −<br />
π<br />
⋅ Λ α <br />
2 <br />
<br />
1 1<br />
'0 a <br />
1<br />
a <br />
xSA<br />
xSAj<br />
z <br />
S<br />
2 C<br />
<br />
z<br />
0 H<br />
1<br />
⋅ K<br />
0 <br />
<br />
( j)<br />
e<br />
a<br />
a<br />
<br />
∂<br />
+<br />
d<br />
<br />
−<br />
ε<br />
= + ∆ + ⋅ ⋅<br />
− α<br />
+ κ ⋅ −<br />
π<br />
⋅ Λ <br />
α µ<br />
1 <br />
<br />
1 1<br />
a a b a <br />
xSA<br />
xSAj<br />
z <br />
<br />
∂ε<br />
= + ∆ +<br />
<br />
<br />
S<br />
⋅ <br />
<br />
( j)<br />
<br />
µ <br />
'0 1 2 1<br />
2 ⋅Cz<br />
<br />
−<br />
0 H<br />
(1 ) (1 ) K<br />
ghM<br />
e<br />
a <br />
−α<br />
<br />
+ κ ⋅ ⋅ − ⋅<br />
⋅<br />
a a1<br />
b − +<br />
π ⋅ Λ<br />
2<br />
dα<br />
<br />
1<br />
'<br />
0<br />
gdzie K ghN , K ghN’ , K ghM , K ghM’ to współczynniki korekcyjne połoenia usterzenia wysokoci<br />
dane zalenociami (<strong>10</strong>.6) do (<strong>10</strong>.9):<br />
ghN<br />
,<br />
ghM<br />
,<br />
(<strong>10</strong>.2)<br />
(<strong>10</strong>.3)<br />
(<strong>10</strong>.4)<br />
'<br />
(<strong>10</strong>.5)<br />
K<br />
ghN<br />
=<br />
S<br />
1+<br />
S<br />
H<br />
a1<br />
⋅<br />
a<br />
1<br />
V<br />
⋅<br />
<br />
V<br />
H∞<br />
∞<br />
<br />
<br />
2<br />
∂ε<br />
⋅1−<br />
<br />
∂α<br />
<br />
,<br />
(<strong>10</strong>.6)<br />
K<br />
ghN '<br />
=<br />
S<br />
1+<br />
S<br />
H<br />
a1<br />
⋅<br />
a<br />
V<br />
⋅<br />
<br />
V<br />
H∞<br />
∞<br />
<br />
<br />
2<br />
1<br />
∂ε<br />
a<br />
⋅1−<br />
⋅<br />
1−<br />
∂α<br />
a<br />
2<br />
1<br />
b<br />
⋅<br />
b<br />
1<br />
2<br />
<br />
<br />
,<br />
(<strong>10</strong>.7)<br />
Zbigniew Paturski - Przewodnik po <strong>projekt</strong>ach z Mechaniki Lotu wydanie 4.1 X-1
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Mechaniki<br />
K<br />
ghM<br />
=<br />
S<br />
1+<br />
S<br />
H<br />
a1<br />
⋅<br />
a<br />
V<br />
⋅<br />
<br />
V<br />
H∞<br />
∞<br />
<br />
<br />
1<br />
2<br />
<br />
∂ε<br />
2a<br />
⋅<br />
1−<br />
+<br />
0<br />
<br />
<br />
∂α<br />
µ<br />
1 <br />
,<br />
(<strong>10</strong>.8)<br />
Współczynnik<br />
to tzw. wzgldna masa (wzgldna gsto) samolotu, za<br />
to tzw. bazowa cecha objtociowa usterzenia wysokoci obliczona dla odległoci rodka<br />
aerodynamicznego usterzenia wysokoci x SAh mierzonej od pocztku redniej ciciwy<br />
aerodynamicznej płata nonego (por. Projekt 8, rys. 8.1). Pozostałe oznaczenia s takie same,<br />
jakich uywano w poprzednich czciach niniejszego opracowania, w szczególnoci<br />
w opisach <strong>projekt</strong>ów 8 i 9.<br />
Uwaga<br />
K<br />
ghM '<br />
=<br />
S<br />
1+<br />
S<br />
a1<br />
⋅<br />
a<br />
Ze zalenoci (<strong>10</strong>.2) do (<strong>10</strong>.11) wida, i połoenia rodków statecznoci i sterownoci zale od charakterystyk<br />
geometrycznych i aerodynamicznych, prdkoci lotu oraz od masy samolotu, natomiast nie zale od połoenia rodka masy<br />
wzdłu ciciwy.<br />
<strong>10</strong>.2 Zapasy podłunej statecznoci i sterownoci samolotu<br />
Zapasami statycznej statecznoci i sterownoci samolotu nazywamy wzgldne odległoci<br />
rodka masy samolotu (mierzone wzdłu redniej ciciwy aerodynamicznej) od odpowiednich<br />
rodków statecznoci i sterownoci:<br />
• zapas statecznoci ze sterem trzymanym:<br />
• zapas statecznoci ze sterem puszczonym:<br />
• zapas sterownoci ze sterem trzymanym:<br />
• zapas sterownoci ze sterem puszczonym:<br />
H<br />
h<br />
V<br />
⋅<br />
<br />
V<br />
N<br />
H∞<br />
∞<br />
<br />
<br />
2<br />
1<br />
a<br />
⋅<br />
1−<br />
a<br />
2<br />
1<br />
x SAh<br />
b<br />
⋅<br />
b<br />
2<br />
1<br />
2<br />
<br />
∂ 2<br />
⋅ ε a<br />
<br />
1−<br />
+<br />
0<br />
<br />
<br />
∂α<br />
µ<br />
1 <br />
= xN<br />
− xC,<br />
(<strong>10</strong>.12)<br />
.<br />
(<strong>10</strong>.9)<br />
0 m<br />
µ<br />
1<br />
= (<strong>10</strong>.<strong>10</strong>)<br />
0.5* ρ * S *<br />
0' S <br />
h<br />
⋅ xSAh<br />
Vh<br />
∞<br />
κ = ⋅<br />
<br />
<br />
(<strong>10</strong>.11)<br />
H<br />
S ⋅Ca<br />
V∞<br />
<br />
h<br />
h<br />
h<br />
'<br />
N<br />
M<br />
'<br />
= x − x ,<br />
(<strong>10</strong>.13)<br />
'<br />
N<br />
C<br />
M<br />
= xM<br />
− xC ,<br />
(<strong>10</strong>.14)<br />
= x ' − xC<br />
.<br />
(<strong>10</strong>.15)<br />
M<br />
Zbigniew Paturski - Przewodnik po <strong>projekt</strong>ach z Mechaniki Lotu wydanie 4.1 X-2
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Mechaniki<br />
<strong>10</strong>.3 Kryteria sterownoci podłunej wzgldem prdkoci lotu<br />
Kryteria sterownoci podłunej wzgldem prdkoci definiowane jako pochodne kta<br />
wychylenia steru wysokoci oraz siły na drku (wolancie) wzgldem prdkoci lotu dane s<br />
nastpujcymi zalenociami:<br />
Wystpujce w zalenoci (<strong>10</strong>.17) przełoenie ktowe drka K dH jest definiowane jako<br />
za l dH to długo drka sterowego. S SH oraz c SH to odpowiednio pole powierzchni oraz<br />
rednia ciciwa steru wysokoci.<br />
Uwaga<br />
dδ<br />
d V<br />
dPdH<br />
d V<br />
4 m g<br />
H<br />
= ⋅<br />
'0 3<br />
ρ S κ<br />
H<br />
a2<br />
V<br />
= −2⋅<br />
m g ⋅ K<br />
Przy obowizujcej konwencji dodatnich zwrotów kta wychylenia sterownicy w kabinie pilota i wychylenia steru<br />
wysokoci, przełoenie K dH jest ujemne, bowiem dodatniemu wychyleniu sterownicy „na siebie” odpowiada ujemne<br />
wychylenie steru wysokoci.<br />
<strong>10</strong>.4 Kryteria sterownoci podłunej wzgldem przecienia<br />
Kryteria sterownoci podłunej wzgldem przecienia okrelone s jako przyrosty kta<br />
wychylenia steru oraz przyrosty siły na drku sterowym odniesione do współczynnika<br />
przecie i dane s nastpujcymi zalenociami:<br />
Uwaga<br />
Nietrudno sprawdzi, e dla przyjtej konwencji dodatnich zwrotów któw wychylenia sterownicy (drka sterowego), steru<br />
wysokoci, sił na sterownicy i momentu zawiasowego podane wyej kryteria sterownoci wzgldem prdkoci i wzgldem<br />
przecienia maj dla statycznie statecznego samolotu nastpujce znaki:<br />
dδ<br />
H<br />
d V<br />
<strong>10</strong>.5 Wskazówki do wykonania <strong>projekt</strong>u<br />
K<br />
1<br />
⋅ h<br />
Posługujc si zalenociami (<strong>10</strong>.2–<strong>10</strong>.20) oraz wynikami oblicze <strong>projekt</strong>ów 8 i 9, naley:<br />
dH<br />
S<br />
⋅<br />
S<br />
d δ<br />
∆δ<br />
H<br />
= −2⋅<br />
m g ⋅<br />
m −1<br />
ρ S<br />
g<br />
∆PdH<br />
=<br />
m −1<br />
g<br />
• wyznaczy połoenia rodków statecznoci i sterownoci podłunej (zalenoci<br />
(<strong>10</strong>.2–<strong>10</strong>.5)) w funkcji współczynnika siły nonej oraz prdkoci lotu,<br />
• dla trzech połoe rodka masy, takich samych jak w Projekcie 8, obliczy jako<br />
funkcje prdkoci lotu:<br />
zapasy statycznej statecznoci podłunej (wzory (<strong>10</strong>.12) i (<strong>10</strong>.13)),<br />
zapasy statycznej sterownoci podłunej (wzory (<strong>10</strong>.14) i (<strong>10</strong>.15)),<br />
kryteria sterownoci po prdkoci ((<strong>10</strong>.16) i (<strong>10</strong>.17)),<br />
kryteria sterownoci po przecieniu ((<strong>10</strong>.19) i (<strong>10</strong>.20)).<br />
SH<br />
H<br />
N<br />
c<br />
x<br />
SH<br />
SAh<br />
c<br />
⋅<br />
l<br />
a<br />
dH<br />
b<br />
⋅<br />
a<br />
2<br />
2<br />
1<br />
⋅ ⋅ h<br />
V<br />
'<br />
N<br />
(<strong>10</strong>.16)<br />
(<strong>10</strong>.17)<br />
def<br />
H<br />
dH<br />
= (<strong>10</strong>.18)<br />
d δ<br />
dH<br />
m g ⋅ K<br />
dH<br />
H<br />
c<br />
⋅<br />
l<br />
a<br />
dH<br />
ca<br />
x<br />
SAh<br />
S<br />
⋅<br />
S<br />
SH<br />
H<br />
a<br />
2<br />
c<br />
x<br />
1<br />
⋅<br />
V<br />
SH<br />
SAh<br />
2<br />
b<br />
⋅<br />
a<br />
⋅ h<br />
2<br />
2<br />
M<br />
⋅ h<br />
,<br />
.<br />
'<br />
M<br />
dPdH<br />
∆δ<br />
H<br />
∆PdH<br />
> 0 , < 0, < 0, > 0.<br />
d V m −1<br />
m −1<br />
g<br />
g<br />
(<strong>10</strong>.19)<br />
(<strong>10</strong>.20)<br />
(<strong>10</strong>.21)<br />
Zbigniew Paturski - Przewodnik po <strong>projekt</strong>ach z Mechaniki Lotu wydanie 4.1 X-3
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Mechaniki<br />
Wyniki oblicze połoe rodków oraz zapasów statycznej statecznoci podłunej zamie<br />
w odpowiedniej tabeli, za wyniki oblicze połoe rodków statecznoci i sterownoci lub<br />
zapasów statecznoci i sterownoci oraz kryteriów sterownoci podłunej przedstawi na<br />
wykresach.<br />
Przykładowe wyniki oblicze połoe rodków statycznej statecznoci i sterownoci pewnego<br />
samolotu, tego samego, dla którego wykonano przykładowe obliczenie w dwóch poprzednich<br />
<strong>projekt</strong>ach, pokazano na rysunkach <strong>10</strong>.1 do <strong>10</strong>.3 (pominito wykresy dla redniopłata, dla<br />
którego połoenia rodków nie zale od prdkoci lotu, rys. <strong>10</strong>.3). Rysunek <strong>10</strong>.4 ilustruje<br />
wyniki oblicze kryteriów sterownociowych wykonanych dla jednego z wariantów samolotu<br />
TS-11 Iskra, a zaczerpnitych z opracowania prof. Zdobysława Goraja „Obliczenia statycznej<br />
statecznoci i sterownoci samolotu”.<br />
Uwaga<br />
W opracowaniu tym przyjto odwrotn konwencj dodatniego znaku siły na drku sterowym (por. szkic na rys. <strong>10</strong>.4).<br />
Połoenia rodków statycznej statecznoci i sterownoci samolotu (górnopłat)<br />
0,60<br />
0,55<br />
0,50<br />
x_N, x_N', x_M, x_M' [-]<br />
0,45<br />
0,40<br />
0,35<br />
x_N<br />
x_N'<br />
x_M<br />
x_M'<br />
0,30<br />
0,25<br />
0,20<br />
20,0 40,0 60,0 80,0 <strong>10</strong>0,0 120,0 140,0<br />
V [m/s]<br />
Rys. <strong>10</strong>.1<br />
Połoenia rodków statycznej statecznoci i sterownoci samolotu (dolnopłat)<br />
0,50<br />
0,45<br />
x_N, x_N', x_M, x_M' [-]<br />
0,40<br />
0,35<br />
0,30<br />
x_N<br />
x_N'<br />
x_M<br />
x_M'<br />
0,25<br />
0,20<br />
20,0 40,0 60,0 80,0 <strong>10</strong>0,0 120,0 140,0<br />
V [m/s]<br />
Rys. <strong>10</strong>.2<br />
Zbigniew Paturski - Przewodnik po <strong>projekt</strong>ach z Mechaniki Lotu wydanie 4.1 X-4
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Mechaniki<br />
Połoenia rodka statycznej statecznoci x_N samolotu dla rónych konfiguracji aerodynamicznych<br />
0,55<br />
0,50<br />
0,45<br />
x_N, x_N', x_M, x_M'[-]<br />
0,40<br />
0,35<br />
górnopłat<br />
redniopłat<br />
dolnopłat<br />
0,30<br />
0,25<br />
0,20<br />
20,0 40,0 60,0 80,0 <strong>10</strong>0,0 120,0 140,0<br />
V [m/s]<br />
Rys. <strong>10</strong>.3<br />
Rys. <strong>10</strong>.4<br />
(***)<br />
Zbigniew Paturski - Przewodnik po <strong>projekt</strong>ach z Mechaniki Lotu wydanie 4.1 X-5