Všeobecné vektorové rovnice pohybu lietadla. Matematický model priestorového pohybu manévrovateľného lietadla. Vplyv atmosférických podmienok

Prítomnosť roviny materiálovej symetrie v lietadle umožňuje rozdeliť jeho priestorový pohyb na pozdĺžny a bočný. Pozdĺžny pohyb predstavuje pohyb lietadla vo vertikálnej rovine pri neprítomnosti prevrátenia a sklzu, pričom kormidlo a krídla sú v neutrálnej polohe. V tomto prípade nastávajú dva translačné a jeden rotačný pohyb. Translačný pohyb sa uskutočňuje pozdĺž vektora rýchlosti a pozdĺž normálnej rotačnej - okolo osi Z. Pozdĺžny pohyb je charakterizovaný uhlom nábehu α, uhlom sklonu dráhy θ, uhlom stúpania, rýchlosťou letu, letovú nadmorskú výšku, ako aj polohu výťahu a veľkosť a smer vo vertikálnej rovine ťahu DU.

Systém rovníc pre pozdĺžny pohyb lietadla.

Uzavretý systém popisujúci pozdĺžny pohyb lietadla je možné oddeliť od úplného systému rovníc za predpokladu, že parametre bočného pohybu, ako aj uhly vychýlenia ovládacích prvkov nakláňania a vybočenia sú rovné 0.

Vzťah α \u003d ν - θ je odvodený z prvej geometrickej rovnice po jej transformácii.

Posledná rovnica systému 6.1 nemá vplyv na ostatné a je možné ju vyriešiť samostatne. 6.1 je nelineárny systém, pretože obsahuje produkty premenných a trigonometrických funkcií, výrazy pre aerodynamické sily.

Na získanie zjednodušeného lineárneho modelu pozdĺžneho pohybu lietadla je potrebné zaviesť určité predpoklady a vykonať postup linearizácie. Na zdôvodnenie ďalších predpokladov je potrebné vziať do úvahy dynamiku pozdĺžneho pohybu lietadla so stupňovitým vychýlením výťahu.

Odozva letúna na stupňovitý priehyb výťahu. Rozdelenie pozdĺžneho pohybu na dlhodobé a krátkodobé.

So stupňovitou odchýlkou \u200b\u200bδ at vzniká okamih M z (δ at), ktorý sa otáča okolo osi Z rýchlosťou ω z. Tým sa zmení výška a útočný uhol. So zväčšením uhla nábehu dôjde k zvýšeniu vztlaku a zodpovedajúcemu momentu pozdĺžnej statickej stability M z (Δα), ktorý je proti momentu M z (δ in). Po uplynutí rotácie to v určitom uhle nábehu vyrovná.

Zmena uhla nábehu po vyvážení momentov M z (Δα) a M z (δ in) sa zastaví, ale od rovina má určité zotrvačné vlastnosti, t.j. má moment zotrvačnosti I z vzhľadom na os OZ, potom je stanovenie uhla nábehu oscilačné.

Uhlové vibrácie lietadla okolo osi ОZ budú tlmené pomocou vlastného momentu aerodynamického tlmenia M z (ω z). Zvýšenie vztlaku začína meniť smer vektora rýchlosti. Mení sa tiež uhol sklonu trajektórie θ. To zase ovplyvňuje uhol útoku. Na základe rovnováhy momentových zaťažení sa uhol stúpania synchrónne mení so zmenou uhla sklonu trajektórie. V takom prípade je uhol útoku konštantný. Uhlové pohyby v malom intervale sa vyskytujú s vysokou frekvenciou, t.j. majú krátke obdobie a nazývajú sa krátke obdobia.

Po vymiznutí krátkodobých oscilácií je viditeľná zmena rýchlosti letu. Hlavne kvôli zložke Gsinθ. Zmena rýchlosti ΔV ovplyvňuje zvýšenie zdvihu a v dôsledku toho uhol sklonu trajektórie. Druhá menená mení rýchlosť letu. V tomto prípade vznikajú slabnúce oscilácie vektora rýchlosti vo veľkosti a smere.

Tieto pohyby sa vyznačujú nízkou frekvenciou, slabnú pomaly, preto sa im hovorí dlhodobé.

Pri zvažovaní dynamiky pozdĺžneho pohybu sme nebrali do úvahy dodatočnú zdvíhaciu silu vytvorenú vychýlením výťahu. Táto snaha je zameraná na zníženie celkového vztlaku, preto u ťažkých lietadiel existuje fenomén poklesu - kvalitatívna odchýlka uhla sklonu trajektórie so súčasným zväčšením uhla sklonu. K tomu dochádza dovtedy, kým inkrementálny zdvih nevyrovná komponent výťahu vychýlením výťahu.

V praxi k dlhodobým výkyvom nedochádza, pretože sú okamžite uhasené pilotom alebo automatickým ovládaním.

Prenosové funkcie a štruktúrne diagramy matematického modelu pozdĺžneho pohybu.

Funkcia prenosu sa nazýva obraz výstupnej veľkosti, podľa obrazu vstupu pri nulových počiatočných podmienkach.

Zvláštnosťou prenosových funkcií lietadla ako riadiaceho objektu je to, že pomer výstupnej hodnoty v porovnaní so vstupnou hodnotou sa berie so záporným znamienkom. Je to tak kvôli skutočnosti, že v aerodynamike je zvykom považovať odchýlky, ktoré vytvárajú negatívne prírastky pohybových parametrov lietadla, za pozitívne vychýlenie ovládacích prvkov.

Vo formulári operátora záznam vyzerá takto:

Systém 6.10, ktorý popisuje krátkodobý pohyb lietadla, zodpovedá týmto riešeniam:

(6.11)

(6.12)

Môžeme teda zapísať prenosové funkcie, ktoré súvisia s uhlom nábehu a uhlovou rýchlosťou v stúpaní od vychýlenia výťahu

(6.13)

Aby funkcie prenosu mali štandardný tvar, zavedieme nasledujúcu notáciu:

, , , , ,

Vzhľadom na tieto pomery prepíšeme 6.13:

(6.14)

Prenosové funkcie pre uhol sklonu trajektórie a pre uhol sklonu budú mať teda v závislosti od odchýlky výťahu nasledujúcu formu:

(6.17)

Jedným z najdôležitejších parametrov, ktoré charakterizujú pozdĺžny pohyb lietadla, je bežné preťaženie. Preťaženie môže byť: Normálne (pozdĺž osi OY), pozdĺžne (pozdĺž osi OX) a bočné (pozdĺž osi OZ). Vypočíta sa ako súčet síl pôsobiacich na lietadlo v konkrétnom smere vydelený gravitačnou silou. Projekcie na osi vám umožňujú vypočítať hodnotu a jej vzťah k g.

- normálne preťaženie,

Z prvej rovnice síl systému 6.3 dostaneme:

Pomocou výrazov preťaženia prepíšeme:

Pre podmienky vodorovného letu (:

Napíšme blokový diagram, ktorý zodpovedá prenosovej funkcii:

-δ v M ω z ν ν α - θ θ

Bočná sila Z a (δ n) vytvára moment valenia M x (δ n). Pomer momentov M x (δ n) a M x (β) charakterizuje dopredu a dozadu reakciu lietadla na vychýlenie kormidla. V prípade, že M x (δ n) má väčší modul ako M x (β), lietadlo sa nakloní v opačnom smere zákruty.

Ak vezmeme do úvahy vyššie uvedené, môžeme zostaviť štrukturálny diagram pre analýzu bočného pohybu lietadla, keď je kormidlo vychýlené.

-δ н М у ω y ψ ψ
β β F z Ψ 1 Mx
ω y ω x

V takzvanom režime plochého otáčania kompenzuje momenty nakláňania pilot alebo zodpovedajúci riadiaci systém. Je potrebné poznamenať, že pri malom bočnom pohybe sa lietadlo nakloní, spolu s tým dôjde k nakloneniu výťahu, čo spôsobí bočný výstupok Y a sinγ, ktorý začne vyvíjať veľký bočný pohyb: lietadlo začne kĺzať naklonená polovica krídla, zatiaľ čo zodpovedajúce aerodynamické sily a momenty sa zvyšujú, a preto začnú hrať úlohu takzvané „špirálové momenty“: М у (ω х) a М у (ω z). Je vhodné zvážiť veľký bočný pohyb, keď je lietadlo už naklonené, alebo na príklade dynamiky lietadla, keď sú vychýlené krídla.

Odozva lietadla na vychýlenie krídeliek.

Keď sú krídla vychýlené, nastane moment M x (δ e). Lietadlo sa začne otáčať okolo ohraničenej osi ОХ a objaví sa uhol natočenia γ. Tlmiaci moment M x (ω x) pôsobí proti rotácii lietadla. Keď sa lietadlo nakloní v dôsledku zmeny uhla natočenia, vznikne bočná sila Z g (Ya), ktorá je výsledkom silovej sily a zdvihu Y a. Táto sila „rozvinie“ vektor rýchlosti, pričom sa začne meniť uhol stopy Ψ 1, čo vedie k výskytu uhla sklzu β a príslušnej sily Z a (β), ako aj k momentu statickej stability stopy М у (β), ktoré sa začína rozkladať na lietadle pozdĺžnej osi s uhlovou rýchlosťou ω y. Vďaka tomuto pohybu sa uhol vybočenia ψ začína meniť. Bočná sila Z a (β) je smerovaná v opačnom smere vzhľadom na silu Z g (Ya), preto do istej miery znižuje rýchlosť zmeny uhla koľaje Ψ 1.

Sila Z a (β) je tiež príčinou momentu bočnej statickej stability. M x (β), ktoré sa zase pokúša dostať rovinu z valca, a uhlová rýchlosť ω y a zodpovedajúci špirálovitý aerodynamický moment M x (ω y) sa snažia zväčšiť uhol valenia. Ak je M x (ω y) väčšie ako M x (β), vznikne takzvaná „špirálová nestabilita“, pri ktorej sa uhol natočenia ďalej zvyšuje po návrate krídeliek do neutrálnej polohy, čo vedie k otáčaniu lietadla pomocou zvýšenie uhlovej rýchlosti.

Takéto otočenie sa nazýva koordinované otočenie a uhol natočenia nastavuje pilot alebo automatický riadiaci systém. Zároveň sa v procese otáčania kompenzujú rušivé momenty rolovania M x β a M x ωу, kormidlo kompenzuje sklz, to znamená β, Z a (β), М у (β) \u003d 0 , zatiaľ čo moment М у (β), ktorý otáčal pozdĺžnou osou lietadla, je nahradený momentom z kormidla M y (δ n) a bočnou silou Z a (β), ktorá bránila zmene uhol stopy, sa nahradí silou Z a (δ n). V prípade koordinovanej zákruty sa rýchlosť (manévrovateľnosť) zvyšuje, zatiaľ čo pozdĺžna os lietadla sa zhoduje s vektorom rýchlosti a otáča sa synchrónne so zmenou uhla Ψ 1.

Základné pojmy

Stabilita a ovládateľnosť patria medzi obzvlášť dôležité fyzikálne vlastnosti lietadla. Na nich do značnej miery závisí bezpečnosť letu, jednoduchosť a presnosť riadenia a úplná implementácia technických schopností lietadla pilotom.

Pri štúdiu stability a ovládateľnosti letúna je lietadlo reprezentované ako teleso pohybujúce sa translačne pôsobením vonkajších síl a rotujúce pôsobením momentov týchto síl.

Pre stabilný let je potrebné, aby boli sily a momenty vzájomne vyvážené.

Ak je z nejakého dôvodu táto rovnováha porušená, potom ťažisko lietadla začne robiť nerovnomerný pohyb po zakrivenej trajektórii a samotné lietadlo sa začne otáčať.

Osi rotácie lietadla sa považujú za osi súvisiaceho súradnicového systému s počiatkom
v strede hmotnosti lietadla. Os OX je umiestnená v rovine symetrie lietadla a je smerovaná pozdĺž jeho pozdĺžnej osi. Os ОУ je kolmá na os ОХ a os ОZ je kolmá na rovinu ХОУ a smeruje
smerom k pravému krídlu.

Momenty, ktoré rotujú rovinou okolo týchto osí, majú nasledujúce názvy:

M x - moment naklonenia alebo priečny moment;

М Y - otočný moment alebo cestovný okamih;

М z - moment rozstupu alebo pozdĺžny moment.

Moment M z, ktorý zväčšuje uhol útoku, sa nazýva nadhadzovanie a okamih M z, ktorý spôsobí zmenšenie uhla útoku, sa nazýva potápanie.

Obrázok: 6.1. Okamihy ovplyvňujúce lietadlo

Na určenie pozitívneho smeru momentov sa používa nasledujúce pravidlo:

ak je pohľad nasmerovaný od počiatku pozdĺž kladného smeru príslušnej osi, potom bude rotácia v smere hodinových ručičiek kladná.

Touto cestou,

Moment М z je pozitívny v prípade nosa hore,

Moment M x je pozitívny v prípade rolovania na pravé krídlo,

· Moment М Y je pozitívny, keď sa lietadlo otočí doľava.

Kladná odchýlka riadenia zodpovedá zápornému krútiacemu momentu a naopak. Za pozitívny odklon kormidiel by sa preto malo považovať:

Výťah - dole,

Volant - vpravo,

· Pravé krídlo - dole.

Pozíciu lietadla v priestore určujú tri uhly - sklon, naklonenie a vybočenie.

Uhol natočenianazýva sa uhol medzi horizontálnou čiarou a osou OZ,

uhol posuvu- uhol medzi vektorom rýchlosti a rovinou symetrie lietadla,

uhol stúpania- uhol medzi osou tetivy krídla alebo trupu a čiarou horizontu.

Uhol natočenia je kladný, ak je lietadlo v pravom brehu.

Uhol sklzu je pozitívny pri zasunutí do pravého krídla.

Uhol sklonu sa považuje za pozitívny, ak sa nos lietadla zdvihne nad horizont.

Rovnováha je stav letúna, v ktorom sú všetky sily a momenty, ktoré na neho pôsobia, vzájomne vyvážené a letún robí rovnomerný priamočiary pohyb.

Z mechaniky sú známe tri typy rovnováhy:

a) stabilný b) ľahostajný c) nestabilný;

Obrázok: 6.2. Druhy rovnováhy tela

Môžu byť rovnaké typy rovnováhy
a lietadlo.

Pozdĺžne vyváženie - Toto je stav, v ktorom lietadlo nemá tendenciu meniť uhol útoku.

Cestovná bilancia - lietadlo nemá tendenciu meniť smer letu.

Priečna rovnováha - lietadlo nemá tendenciu meniť uhol natočenia.

Rovnováha lietadla môže byť narušená z dôvodu:

1) porušenie prevádzkových režimov motora alebo ich porucha za letu;

2) námraza lietadla;

3) lietanie v turbulentnom vzduchu;

4) asynchrónna odchýlka mechanizácie;

5) zničenie častí lietadla;

6) stagnácia okolo krídla, chvosta.

Zaistenie určitej polohy lietajúceho lietadla vo vzťahu k trajektórii pohybu alebo vo vzťahu k pozemským objektom sa nazýva vyváženie lietadla.

Za letu sa vyváženie lietadla dosahuje vychýlením ovládacích prvkov.

Stabilita lietadlanazýva sa jeho schopnosť nezávisle obnoviť náhodne narušenú rovnováhu bez zásahu pilota.

Podľa N. E. Žukovského je stabilita silou pohybu.

Pre letovú prax vyvažovanie
a stabilita lietadla nie je rovnaká. Nie je možné lietať na letúne, na ktorom nie je zabezpečené vyváženie, zatiaľ čo let na nestabilnom letúne je možný.

Pohybová stabilita lietadla sa hodnotí pomocou indikátorov statickej a dynamickej stability.

Pod statická stabilita rozumie sa jej tendencia k obnoveniu počiatočného rovnovážneho stavu po náhodnom narušení rovnováhy. Ak je rovnováha narušená, sily
a okamihy snažiace sa o obnovenie rovnováhy je rovina staticky stabilná.

Pri určovaní dynamická stabilita hodnotí sa už nie počiatočná tendencia eliminovať rušenie, ale povaha toku narušeného pohybu lietadla. Aby sa zabezpečila dynamická stabilita, narušený pohyb lietadla musí rýchlo klesať.

Lietadlo je teda stabilné za prítomnosti:

· Statická stabilita;

· Dobré tlmiace vlastnosti lietadla prispievajúce k intenzívnemu tlmeniu jeho kmitov pri narušenom pohybe.

Medzi kvantitatívne ukazovatele statickej stability lietadla patrí miera pozdĺžnej, smerovej a bočnej statickej stability.

Medzi charakteristiky dynamickej stability patria ukazovatele kvality procesu znižovania (tlmenia) porúch: doba rozpadu odchýlok, maximálne hodnoty odchýlok, povaha pohybu v procese znižovania odchýlok.

Pod ovládateľnosť lietadla znamená jeho schopnosť vykonať podľa vôle pilota akýkoľvek manéver stanovený technickými podmienkami pre daný typ lietadla.

Manévrovateľnosť tiež vo veľkej miere závisí od ovládateľnosti lietadla.

Manévrovateľnosť lietadlo sa nazýva jeho schopnosť meniť rýchlosť, nadmorskú výšku a smer letu počas určitého časového obdobia.

Ovládateľnosť lietadla úzko súvisí s jeho stabilitou. Ovládateľnosť s dobrou stabilitou poskytuje pilotovi ľahké ovládanie a v prípade potreby vám umožňuje rýchlo napraviť náhodné chyby vykonané v procese riadenia,
a je tiež ľahké vrátiť lietadlo do stanovených vyvažovacích podmienok, keď je vystavené vonkajším rušeniam.

Stabilita a ovládateľnosť lietadla musí byť v určitom pomere.

Ak je lietadlo veľmi stabilné,
potom sú úsilie pri ovládaní lietadla nadmerne veľké a pilot bude rýchlo
pneumatika. Takéto lietadlo je vraj náročné na let.

Neprijateľné je tiež nadmerne ľahké ovládanie, pretože sťažuje presné meranie odchýlok ovládacích pák a môže spôsobiť rozkývanie lietadla.

Vyváženie, stabilita a ovládateľnosť lietadla sa delí na pozdĺžne a bočné.

Bočná stabilita a ovládateľnosť sa delia na bočnú a koľajovú (korouhvička).

Pozdĺžna stabilita

Pozdĺžna stabilita je schopnosť lietadla obnoviť narušenú pozdĺžnu rovnováhu bez zásahu pilota (stabilita vzhľadom na OZ)

Pozdĺžnu stabilitu zaisťujú:

1) zodpovedajúce rozmery vodorovného chvosta, ktorého plocha závisí od plochy krídla;

2) rameno vodorovného chvosta L, t.j. vzdialenosť od ťažiska lietadla k ťažisku

3) Centrovanie, t.j. vzdialenosť od päty priemerný aerodynamický akord (MAX) k ťažisku lietadla, vyjadrené ako percento MAR:

Obrázok: 6.3. Stanovenie strednej aerodynamickej tetivy

MAR (nar a) je akord určitého konvenčného obdĺžnikového krídla, ktoré má pri rovnakej ploche ako skutočné krídlo rovnaké koeficienty aerodynamických síl a momentov.

Veľkosť a poloha MAR sa najčastejšie zisťujú graficky.

Poloha ťažiska lietadla, čo znamená, že jeho centrovanie závisí od:

1) zaťaženie lietadla a zmeny tohto zaťaženia za letu;

2) ubytovanie cestujúcich a výroba paliva.

S poklesom centrovania sa stabilita zvyšuje, ale ovládateľnosť klesá.

S nárastom centrovania klesá stabilita, zvyšuje sa však ovládateľnosť.

Predná centrovacia hranica je preto nastavená z podmienky dosiahnutia bezpečnej rýchlosti pristátia a dostatočnej ovládateľnosti a zadná medzná hodnota je stanovená z podmienky zaistenia dostatočnej stability.

Zaistenie pozdĺžnej stability v uhle nábehu

Vyjadruje sa pozdĺžna nerovnováha
pri zmene uhla nábehu a rýchlosti letu a uhol nárazu sa mení oveľa rýchlejšie ako rýchlosť. Preto sa v prvom okamihu po nerovnováhe objaví stabilita lietadla v uhle nábehu (preťaženia).

Keď je narušená pozdĺžna rovnováha lietadla, uhol nárazu sa zmení o veľkosť a spôsobí zmenu sily zdvihu o veľkosť, ktorá je súčtom prírastkov zdvihu krídla a vodorovného chvosta:

Krídlo a lietadlo ako celok majú dôležitú vlastnosť, ktorá spočíva v tom, že pri zmene uhla nábehu sa aerodynamické zaťaženie prerozdelí tak, aby výsledok jeho zväčšenia prešiel cez ten istý bod F, ktorý je vzdialený od nosa MAR na diaľku X f.

Obrázok 6.4. Zaistenie pozdĺžnej stability lietadla

Miesto použitia prírastkového zdvihu spôsobené zmenou uhla nábehu pri konštantnej rýchlosti sa nazýva zameranie.

Pozdĺžna statická stabilita
lietadlo je určené relatívnou polohou ťažiska a zameraním lietadla.

Poloha zaostrenia pre nepretržité prúdenie nezávisí od uhla nábehu.

Poloha ťažiska, t.j. vyrovnanie lietadla sa určuje počas procesu projektovania podľa usporiadania lietadla a počas prevádzky - tankovaním alebo použitím paliva, nakládky atď. Zmenou zamerania lietadla môžete zmeniť stupeň jeho pozdĺžnej statickej stability. Existuje určitý rozsah ťažiska, v ktorom sa môže nachádzať ťažisko lietadla.

Ak sú na rovinu umiestnené závažia tak, aby sa ťažisko roviny zhodovalo s jej zaostrením, bude rovina voči nevyváženosti ľahostajná. Centrovanie sa v tomto prípade nazýva neutrálny.

Predný posun ťažiska vzhľadom na neutrálny stred poskytuje lietadlu pozdĺžnu statickú stabilitu a c.m. späť je staticky nestabilný.

Aby sa zabezpečila pozdĺžna stabilita lietadla, jeho ťažisko musí byť pred zameraním.

V takom prípade sa pri náhodnej zmene uhla nábehu objaví stabilizačný moment a, návrat lietadla do daného uhla nábehu (obrázok 6.4).

Ak chcete posunúť zaostrenie za ťažisko a použiť vodorovný chvost.

Vzdialenosť medzi ťažiskom a ohniskom, vyjadrená vo zlomkoch MAR, sa nazýva rezerva stability preťaženia, alebo centrovací okraj:

Existuje minimálna prípustná rezerva stability, ktorá musí byť minimálne 3% MAR.

Je volaná poloha CM, pri ktorej je zabezpečený minimálny povolený strediaci okraj extrémne zadné centrovanie... Pri takomto vyrovnaní má lietadlo stále stabilitu, ktorá zaisťuje bezpečnosť letu. Samozrejme, chrbát
prevádzkové vyrovnanie by malo byť menšie ako maximálne prípustné.

Prípustný výtlak c.m. dopredu je určené rovnovážnymi podmienkami lietadla.
Najhorší z hľadiska vyváženia je režim nájazdu pri nízkych rýchlostiach, maximálnych prípustných uhloch nábehu a uvoľnenej mechanizácii.
preto extrémne predné centrovanie sa určuje z podmienky zabezpečenia vyváženia lietadla v pristávacom režime.

V prípade manévrovateľných lietadiel by bilančná marža mala byť 10–12% z MAR.

Počas prechodu z podzvukových do nadzvukových režimov sa zameranie lietadla posúva dozadu, rovnovážna marža sa niekoľkokrát zvyšuje a pozdĺžna statická stabilita sa prudko zvyšuje.

Vyvažovacie krivky

Hodnota pozdĺžneho momentu M z, ktorá nastane pri porušení pozdĺžnej rovnováhy, závisí od zmeny uhla nábehu Δα. Táto závislosť sa nazýva vyvažovacia krivka.

Mz

Obrázok: 6.5. Vyvažovacie krivky:

a) stabilná rovina, b) indiferentná rovina,
c) nestabilná rovina

Uhol nábehu, pri ktorom sa M z \u003d 0 nazýva vyrovnávací uhol nábehu α.

V uhle sklonu náklonu je lietadlo v pozdĺžnej rovnováhe.

V rohoch stabilná rovina vytvára stabilizačný moment - (ponorový moment), nestabilná - destabilizujúca +, ľahostajná rovina nie, t.j. má veľa vyvažovacích uhlov útoku.

Stabilita letu lietadla

Stabilita trate (korouhvička)- to je schopnosť lietadla eliminovať šmyk bez zásahu pilota, to znamená byť inštalovaný „proti prúdu“, pri zachovaní daného smeru pohybu.

Obrázok: 6.6. Stabilita letu lietadla

Stabilitu dráhy zabezpečujú zodpovedajúce rozmery zvislého chvosta S in.
a rameno vertikálneho chvosta L v.o, t.j. vzdialenosť od centra tlaku do stredu hmotnosti lietadla.

Pod pôsobením M sa rovina otáča okolo osi OY, ale jej CM. zotrvačnosťou si stále zachováva smer pohybu a rovinou sa letí dole
uhol kĺzania β. V dôsledku asymetrického toku vzniká bočná sila Z, ktorá pôsobí
v bočnom zameraní. Lietadlo má pod pôsobením sily Z tendenciu točiť sa ako lopatka smerom k krídlu, po ktorom kĺže.

V. posúva bočné zaostrenie za CM. lietadlo. To zaisťuje vytvorenie stabilizačného jazdného momentu ΔM Y \u003d Zb.

Stupeň statickej smerovej stability je určený hodnotou derivácia koeficientu vybočovacieho momentu vzhľadom na uhol sklzu m.

Fyzikálne m určuje veľkosť zvýšenia koeficientu stáčacieho momentu, ak sa uhol sklzu zmení o 1.

Pre lietadlo so smerovou stabilitou je to záporné. Keď sa teda nasunie na pravé krídlo (kladné), objaví sa prízemný moment, ktorý otočí rovinu doprava, t.j. koeficient m je záporný.

Zmeny uhla nábehu, uvoľnenie mechanizácie nevýznamne ovplyvňujú smerovú stabilitu. V rozmedzí M čísel od 0,2 do 0,9 sa stupeň smerovej stability prakticky nemení.

Berú sa do úvahy typy pohybu, ktorých dráhy ležia striktne buď vo vertikálnej, alebo v horizontálnej rovine. Toto je samozrejme nejaká schematizácia, ale celkom prijateľná. Všeobecne však trajektória letu nespočíva v jednej rovine, ale je priestorová. Medzi tieto manévre patrí bojové otočenie, špirála, šikmá slučka, rolovanie atď. Zvážte prvý z uvedených manévrov.

Bojová zákruta je manéver lietadla, pri ktorom sa súčasne so zmenou smeru letu vykoná stúpanie. Priestorová trajektória takého manévru je akoby kombináciou zákruty a sklzu (obrázok 7.10). Pri výpočte bojovej zákruty je vplyv bočnej sily Za a preťaženia nza malý,

Obrázok: 7.11. Typický program na zmenu zvitku ya a preťaženie pua počas bojovej zákruty

a manéver možno považovať za koordinovaný, p "0, nza" 0, ak sa neuplatnia orgány NUBS.

< Расчет боевого разворота ведется численным интегрированием уравнений (7.10) … (7.14).

Na výpočet trajektórie bojovej zákruty je okrem nastavenia prevádzkového režimu motora (zvyčajne sa používa maximálny režim) potrebné mať ešte dve ďalšie ovládacie funkcie, pre ktoré je vhodné vziať nv о (W) a у а (V).

Typický pohľad na zmenu valenia a preťaženia je znázornený na obr. 7.11. Výber hodnôt parametrov ya mx a putax závisí od úlohy bojového ťahu. Z pohybových rovníc vidno, že čím je preťaženie menšie, tým je uhlová rýchlosť rotácie nižšia a tým dlhšie trvá dokončenie bojovej zákruty. Zvýšenie rolovania pri danom zaťažení g vedie k zníženiu prírastku. V krajnom prípade môžete zdvihnúť taký veľký zvitok, že sa bojová zákruta zmení na zákrutu. Pri veľmi malých uhloch náklonu sa trajektória priblíži k trajektórii kopca.

Ak sa bojovej zákrute predstaví požiadavka na minimálny čas manévru, bez stanovenia podmienok pre maximálne stúpanie, potom rovnica (7.11) ukazuje, že so zväčšením uhla preťaženia a natočenia sa zvýši uhlová rýchlosť rotácie trajektórie. Z tohto pohľadu je obvyklý zákon variácie týchto parametrov uvedený v
obr. 7.11, je nerentabilné, pretože v. na konci manévru je produkt pua sin ya malý a zákruta sa oneskorí. Je možné skrátiť čas bojového obratu aplikovaním zákona zmeny rolovania zobrazeného na obr. 7,11 prerušovaná čiara. V takom prípade je lietadlo na konci zákruty takmer v obrátenej polohe a je možné vydržať neustále maximálne preťaženie až do úplného konca manévru. Takýto bojový obrat, analogicky so zákrutou, sa dá nazvať vynútený. Ak je úlohou zákruty zväčšiť výšku, malo by sa vyvinúť mierne preťaženie a zákon o zmene smeru otáčania by sa mal brať ako obvykle.

Schémy niektorých ďalších priestorových manévrov sú uvedené na obr. 7.12.

Možnosti vykonania ľubovoľného manévru, či už plochého alebo priestorového, sú obmedzené dostupnou hodnotou normálneho preťaženia Pua rašple A MINIMÁLNOU EVOLUČNOU RÝCHLOSŤOU letu, pri ktorej je manéver možný (pua raš\u003e 1, účinnosť ovládacích prvkov zostáva, nedôjde k zastaveniu atď.).

Manévrovateľnosť je možné zvýšiť prijatím krídla s profilom, ktorý je možné meniť podľa režimov letu (rýchlosť, uhol útoku), pre lietadlá vyžadujúce vysokú manévrovateľnosť. Takže odklonením lamiel a chlopní za letu pri dosiahnutí veľkých uhlov nábehu je možné výrazne zvýšiť aker a Suaop, zabrániť zastaveniu a zablokovaniu a výrazne znížiť minimálnu rýchlosť počas manévru 114]. Takéto riadenie konfigurácie krídla počas manévrovania by sa malo vykonávať automaticky, pretože počas pilotovania je pozornosť pilota preťažená. Otáčky pohonov, ovládacích prvkov, ma-. nervová mechanizácia krídla by mala byť dostatočná na to, aby počas prudkých manévrov mohla pružne meniť svoju polohu. Ak sa však taký systém podarí vytvoriť, potom sa výrazne zvyšuje manévrovateľnosť lietadla pri nízkych rýchlostiach.

Ďalšie čítanie, s. 104-114, P01, s. 278-294 ,, s. 339-390.

Kontrolné otázky

1. Aký manéver sa nazýva koordinovaný?

2. Prečo existuje koordinovaný manéver v horizontálnej rovine jednoznačné spojenie medzi Pua a ya?

3. Aké je obmedzenie dostupnej hodnoty pua pri nízkych indikovaných letových rýchlostiach? Na tých veľkých?

4. Prečo sa minimálna rýchlosť letu Utsch (Yia treb) zvyšuje s rastom pu.1res?

5. Zadajte vzorec pre i? v. Pr pre poausT určené (7,9). Analyzujte závislosť RB. hore z výšky.

6. Ukážte približnú povahu zmeny preťaženia PUA pri vykonávaní Nesterovovej slučky, kotúľajte.

Manévrovateľnosť lietadlo sa nazýva jeho schopnosť meniť vektor rýchlosti letu vo veľkosti a smere.

Manévrovateľné vlastnosti sú realizované pilotom počas bojového manévrovania, ktoré pozostáva z jednotlivých dokončených alebo nedokončených figúrok akrobacie, ktoré na seba neustále nadväzujú.

Manévrovateľnosť je jednou z najdôležitejších vlastností bojového lietadla každého druhu letectva. Umožňuje vám úspešne viesť vzdušné boje, prekonávať protivzdušnú obranu nepriateľov, útočiť na pozemné ciele, stavať, znovu budovať a rozpúšťať bojovú formáciu (formáciu) lietadiel, nasadiť na objekt v danom čase atď.

Manévrovateľnosť je osobitná a dalo by sa povedať, že má rozhodujúci význam pre frontovú stíhačku, ktorá vedie vzdušné boje s nepriateľským torpédoborcom (stíhací bombardér). Po zaujatí výhodnej taktickej pozície vo vzťahu k nepriateľovi ho môžete skutočne zostreliť jednou alebo dvoma raketami alebo dokonca vystreliť z jedného dela. Naopak, ak nepriateľ zaujme výhodnú pozíciu (napríklad „visí na chvoste“), potom akýkoľvek počet rakiet a zbraní v takejto situácii nepomôže. Vysoká manévrovateľnosť umožňuje aj úspešný únik z leteckého boja a oddelenie od nepriateľa.

UKAZOVATELE VYROVNATEĽNOSTI

V najvšeobecnejšom prípade manévrovateľnosť lietadlo možno úplne charakterizovať druhý vektorový prírastok rýchlosť. Nech v počiatočnom okamihu času veľkosť a smer rýchlosti lietadla predstavuje vektor V1 (obr. 1) a po jednej sekunde vektor V2; potom V2 \u003d V1 + ΔV, kde ΔV je druhý prírastok rýchlosti vektora.

Obrázok: 1. Prírastok rýchlosti sekundárneho vektora

Na obr. 2 ukazuje oblasť možných prírastkov rýchlosti druhého vektora pre určité lietadlo počas jeho horizontálneho manévru. Fyzikálny význam grafu je, že po jednej sekunde sa konce vektorov ΔV a V2 môžu objaviť iba vo vnútri oblasti ohraničenej čiarou a-b-c-d-e-f. S dostupným ťahom motorov Pp môže byť koniec vektora ΔV iba na hranici a-b-c-d, na ktorej možno zaznamenať nasledujúce možné možnosti manévrovania:

• a - zrýchlenie v priamke,
• b - obrátka s akceleráciou,
• c - stabilný zvrat,
• d - vynútená zákruta s brzdením.

Pri nulovom ťahu a uvoľnených brzdových klapkách môže byť koniec vektora ΔV za sekundu iba na hranici d-e, napríklad v bodoch:

• d - energická zákruta s brzdením,
• e - brzdenie v priamom smere.

Pri strednom ťahu môže byť koniec vektora ΔV v ktoromkoľvek bode medzi hranicami a-b-c-d a e-f. Segment d-d zodpovedá zákrutám u Sydopu s rôznym ťahom.

Nepochopenie skutočnosti, že ovládateľnosť je určená druhým prírastkom rýchlosti vektora, t. J. Hodnotou ΔV, vedie niekedy k nesprávnemu hodnoteniu jedného alebo druhého lietadla. Napríklad pred vojnou 1941-1945. niektorí piloti verili, že naša stará stíhačka I-16 mala lepšiu manévrovateľnosť ako nové lietadlá Jak-1, MiG-3 a LaGG-3. V manévrovateľných vzdušných bojoch sa však Jak-1 ukázal lepšie ako I-16. Čo sa deje? Ukazuje sa, že I-16 sa mohol rýchlo „otočiť“, ale jeho druhé prírastky ΔV boli oveľa menšie ako u Yak-1 (obr. 3); to znamená, že Jak-1 mal v skutočnosti vyššiu manévrovateľnosť, pokiaľ sa na túto otázku neprihliada úzko, a to z hľadiska iba jednej „agility“. Podobne sa dá preukázať, že napríklad MiG-21 je ovládateľnejší ako MiG-17.

Oblasti možných prírastkov ΔV (obrázky 2 a 3) dobre ilustrujú fyzikálny význam konceptu manévrovateľnosti, to znamená, že poskytujú kvalitatívny obraz o fenoméne, ale neumožňujú kvantitatívnu analýzu, pre ktorú existujú rôzne typy konkrétnych prvkov. sú zahrnuté všeobecné ukazovatele manévrovateľnosti.

Druhý prírastok rýchlosti vektora ΔV je spojený s preťažením nasledujúcim vzťahom:

Vplyvom zemského zrýchlenia g dostávajú všetky lietadlá rovnaký prírastok rýchlosti ΔV (9,8 m / s², vertikálne nadol). Bočné preťaženie nz počas manévrovania sa zvyčajne nepoužíva, preto je manévrovateľnosť lietadla plne charakterizovaná dvoma preťaženiami - nx a ny (preťaženie je vektorová veličina, ale v budúcnosti sa znak vektora „-\u003e“ zníži).

Preťaženia nx a ny sú preto všeobecné ukazovatele manévrovateľnosti.

S týmito preťaženiami sú spojené všetky súkromné \u200b\u200bukazovatele:

• rg - polomer zákruty (ohybu) v horizontálnej rovine;
• wg - uhlová rýchlosť otáčania v horizontálnej rovine;
• rв - polomer manévru vo vertikálnej rovine;
• otočiť čas na daný uhol;
• wв je uhlová rýchlosť rotácie trajektórie vo vertikálnej rovine;
• jx - zrýchlenie pri vodorovnom lete;
• Vy - vertikálna rýchlosť pri rovnomernom náraste;
• Vye - miera stúpania energetickej výšky, atď.

PREŤAŽENIE

Normálne preťaženie ny je pomer algebraického súčtu výťahu a vertikálnej zložky prítlačnej sily (v súradnicovom systéme toku) k hmotnosti lietadla:

Poznámka 1. Pri jazde na zemi sa na vzniku normálneho preťaženia podieľa aj zemná reakčná sila.

Poznámka 2. Rekordéry SARPP registrujú preťaženie v príslušnom súradnicovom systéme, v ktorom

Na letúnoch obvyklej schémy je hodnota Ru porovnateľne malá a zanedbáva sa. Normálnym preťažením je potom pomer vztlaku k hmotnosti lietadla:

Zlikvidované bežné preťaženie nyр je najväčšie preťaženie, ktoré je možné pri lete použiť pri dodržaní bezpečnostných podmienok.

Ak sa do posledného vzorca nahradí dostupný koeficient zdvihu Cyр, bude k dispozícii výsledné preťaženie.

nyр \u003d Cyр * S * q / G (2)

Za letu môže byť hodnota Cyр, ako už bolo dohodnuté, obmedzená zastavením, pretrepaním, chytením (a potom Cyр \u003d Cydop) alebo ovládateľnosťou (a potom Cyr \u003d Cyf). Okrem toho môže byť hodnota nyр obmedzená silovými podmienkami lietadla, t. J. V žiadnom prípade nemôže byť nyр väčšia ako maximálne prevádzkové preťaženie max.

K názvu preťaženia nyp sa niekedy pridáva slovo „krátkodobé“.

Pomocou vzorca (2) a funkcie Cyр (M) je možné získať závislosť dostupného preťaženia nyр od čísla M a nadmorskej výšky letu, čo je graficky znázornené na obr. 4 (príklad). Upozorňujeme, že obsah obrázkov 4, a a 4.6 je úplne rovnaký. Horný graf sa zvyčajne používa na rôzne výpočty. Pre letovú posádku je však pohodlnejšie zakresliť do súradníc M-H (nižšie), na ktorých sú čiary konštantne umiestnených G-síl nakreslené priamo v rozmedzí výšok a rýchlostí letu lietadla. Rozoberme si Obr. 4.6.

Čiara nyр \u003d 1 je samozrejme už známou hranicou horizontálneho letu. Riadok nyр \u003d 7 je hranica vpravo a pod ktorou je možné prekročiť maximálne prevádzkové preťaženie (v našom príklade nyэ max \u003d 7).

Linky trvalého jednorazového preťaženia prejsť tak, že nyp2 / nyp1 \u003d p2 / p1, t. j. medzi ľubovoľnými dvoma čiarami, je výškový rozdiel taký, že sa tlakový pomer rovná pomeru preťaženia.

Na základe toho možno zistiť dostupné preťaženie tak, že v rozsahu nadmorských výšok a rýchlostí bude mať iba jednu vodorovnú letovú hranicu.

Napríklad je potrebné určiť nyр pri M \u003d 1 a H \u003d 14 km (v bode A na obr. 4.6). Riešenie: nájdite výšku bodu B (20 km) a tlak v tejto výške (5760 N / m2), ako aj tlak v danej výške 14 km (14 750 N / m2); požadované preťaženie v bode A bude nyр \u003d 14 750/5760 \u003d 2,56.

Ak je známe, že graf na obr. 4 je zostrojené pre hmotnosť lietadla G1 a potrebujeme dostupné preťaženie pre hmotnosť G2, potom sa prepočet vykoná podľa zrejmého pomeru:

Záver. Keď máme vodorovnú hranicu letu (čiara nyp1 \u003d 1) vynesenú pre hmotnosť G1, je možné určiť dostupné preťaženie v akejkoľvek nadmorskej výške a rýchlosť letu pre každú hmotnosť G2 pomocou podielu

nyp2 / nyp1 \u003d (p2 / p1) * (G1 / G2) (3)

Preťaženie použité za letu by však v žiadnom prípade nemalo presiahnuť maximálnu prevádzkovú hodnotu. Presne povedané, vzorec (3) nie je vždy platný pre lietadlo, ktoré je počas letu vystavené veľkým deformáciám. Táto poznámka sa však zvyčajne nevzťahuje na stíhacie lietadlá. Podľa hodnoty nyp pri najenergickejších nestabilných manévroch možno určiť také konkrétne vlastnosti manévrovateľnosti lietadla, ako sú aktuálne polomery rg a rv, súčasné uhlové rýchlosti wg a ww.

Maximálne ťahové normálne preťaženie nypr je najväčšie preťaženie, pri ktorom sa odpor Q rovná tlaku ťahu Pp a súčasne nx \u003d 0. K názvu tohto preťaženia sa niekedy pridáva slovo „dlhodobý“.

Preťaženie s medznou silou sa počíta takto:

• pre danú výšku a číslo M nájdeme ťah Pp (podľa výškových a rýchlostných charakteristík motora);
• pre nyпр máme Pр \u003d Q \u003d Cx * S * q, odkiaľ nájdeme Cx;
• z polárnej mriežky známymi M a Cx nájdeme Cy;
• vypočítajte zdvíhaciu silu Y \u003d Su * S * q;
• vypočítame preťaženie ny \u003d Y / G, ktoré bude limitujúcim ťahom, pretože pri výpočtoch sme vychádzali z rovnosti Pp \u003d Q.

Druhá metóda výpočtu sa používa, keď polárom roviny sú kvadratické paraboly a keď namiesto týchto polarít v opise roviny sú uvedené krivky Cx0 (M) a A (M):

• nájdeme ťah Pp;
• zapíšeme Рр \u003d Ср * S * q, kde Ср je koeficient ťahu;
• podľa podmienky máme Pp \u003d Cp * S * q \u003d Q \u003d Cх * Q * S * q + (A * G²n²yпр) / (S * q), odkiaľ:

Induktívny odpor je úmerný druhej mocnine preťaženia, tj. Qi \u003d Qi¹ * ny2 (kde Qi1 je indukčná reaktancia pri nу \u003d 1). Preto na základe rovnosti Pp \u003d Qo + Qi môžeme výraz pre konečné preťaženie napísať v tejto podobe:

Závislosť konečného preťaženia od čísla M a nadmorskej výšky letu je graficky znázornená na obr. 5,5 (príklad prevzatý z knihy).

Je vidieť, že priamky nypr \u003d 1 na obr. 5. je nám už známa hranica ustáleného horizontálneho letu.

V stratosfére je teplota vzduchu konštantná a ťah je úmerný atmosférickému tlaku, tj Рp2 / Рp1 \u003d р2 / p1 (tu je koeficient ťahu Ср \u003d const), teda podľa vzorca (5.4) pre dané číslo М v stratosfére, podiel sa uskutoční:

Následkom toho možno konečné ťahové preťaženie v akejkoľvek nadmorskej výške nad 11 km určiť tlakom p1 na línii statických stropov, kde nypr1 \u003d 1. Pod 11 km nie je podiel (5,6) dodržaný, pretože ťah so znížením nadmorskej výšky letu rastie pomalšie ako tlak (v dôsledku zvýšenia teploty vzduchu) a hodnota koeficientu ťahu Cp klesá. Preto sa pre výšky 0-11 km musí výpočet maximálneho ťahového preťaženia vykonať obvyklým spôsobom, to znamená pomocou výškových a rýchlostných charakteristík motora.

Podľa hodnoty nypr možno nájsť také konkrétne vlastnosti manévrovateľnosti lietadla, ako je polomer rg, uhlová rýchlosť wg, čas tf ustáleného obratu, ako aj r, w a t ktoréhokoľvek manévru vykonaného pri konštantnej energii ( prl Pp \u003d Q).

Pozdĺžne preťaženie nx je pomer rozdielu medzi prítlačnou silou (za predpokladu Px \u003d P) a čelným odporom k hmotnosti lietadla

Upozornenie Pri jazde na zemi sa musí k odporu pripočítať trenie kolies.

Ak dosadíme dostupný ťah motorov Pp do posledného vzorca, dostaneme tzv dostupné pozdĺžne preťaženie:

Obrázok: 5.5. Maximálne ťahové preťaženia lietadla F-4C „Phantom“; prídavné spaľovanie, hmotnosť 17,6 m

Výpočet dostupného pozdĺžneho preťaženia pre ľubovoľnú hodnotu nу vyrábame nasledovne:

• nájdeme ťah Pp (podľa výškových a rýchlostných charakteristík motora);
• pre dané normálne preťaženie ny vypočítame odpor nasledujúcim spôsobom:
  ny-\u003e Y-\u003e Cy-\u003e Cx-\u003e Q;
• podľa vzorca (5.7) vypočítame nxp.

Ak je polárom kvadratická parabola, môžete použiť výraz Q \u003d Q0 + Q a * ny², v dôsledku čoho má vzorec (5.7) tvar

Pripomeňme, že pre ny \u003d nyпр rovnosť

Dosadením tohto výrazu do predchádzajúceho a rozšírením získame konečný vzorec

Ak nás zaujíma hodnota dostupného pozdĺžneho preťaženia pre horizontálny let, t. J. Pre ny \u003d 1, potom má vzorec (5.8) tvar

Na obr. 5.6 je napríklad uvedená závislosť nxp1 na M a H pre lietadlo F-4C Phantom. Je vidieť, že krivky nxр¹ (M, Н) na inej mierke približne opakujú priebeh kriviek nyпр (М, Н) a priamka nxр¹ \u003d 0 sa presne zhoduje s priamkou nyпр \u003d 1. Je to pochopiteľné, pretože obe tieto preťaženia sú spojené s pomerom ťahu k hmotnosti lietadla.

Hodnota nxр¹ sa môže použiť na určenie takých konkrétnych charakteristík manévrovateľnosti lietadla, ako je zrýchlenie počas horizontálneho zrýchlenia jx, vertikálna rýchlosť ustáleného stúpania Vy, rýchlosť zvýšenia energetickej výšky Vye pri nestabilnom priamočiarom stúpaní (poklese) so zmenou rýchlosti.

Obrázok 5 6 Pozdĺžne sily G umiestnené v horizontálnom lete lietadla F-4C „Phantom“; prídavné spaľovanie, hmotnosť 17,6 t

8. Všetky uvažované charakteristické preťaženia (nV9, pupr, R * P\u003e ^ ngr1) sú často znázornené vo forme grafu znázorneného na obr. 5.7. Toto sa nazýva graf zovšeobecnenej manévrovateľnosti lietadla. Obr. 5,7 pre danú výšku Ahoj, pre akékoľvek číslo M možno nájsť pur (na riadku Sup alebo n ^ max). % Pr (na vodorovnej osi, t. J. Pri nxr \u003d 0), Lxp1 (pri ny \u003d) a nX9 (pri akomkoľvek preťažení ny). Zovšeobecnené charakteristiky sú najvhodnejšie pre rôzne druhy výpočtov, pretože z nich možno priamo odstrániť ľubovoľnú hodnotu, ale nie sú vizuálne kvôli veľkému počtu týchto grafov a kriviek na nich (pre každú výšku musíte mať samostatnú graf podobný grafu na obr. 5.7). Obr. 5 7 Všeobecné charakteristiky manévrovateľnosti lietadla vo výške Hi (príklad) Na získanie úplného a vizuálneho znázornenia manévrovateľnosti lietadla stačí mať tri grafy p (M, H) ako na obr. 5.4.6; pupr (M, H) - ako na obr. 5.5.6; nx p1 (M, H) - ako na obr. 5 6.6.

Na záver uvažujme o otázke vplyvu prevádzkových faktorov na dostupné a konečné normálové preťaženie ťahom a na dostupné pozdĺžne preťaženie

Vplyv hmotnosti

Ako je zrejmé z vzorcov (5.2) a (5.4), dostupné hodnoty normálneho preťaženia pur a maximálneho ťahu pri normálnom preťažení sa menia nepriamo úmerne hmotnosti lietadla (pri konštantných M a H).

Ak je dané preťaženie ny, potom s nárastom hmotnosti lietadla klesá pozdĺžne dostupné preťaženie nxр podľa vzorca (5.7), ale tu sa nepozoruje jednoduchá inverzná proporcionalita, pretože s nárastom G sa odpor Q tiež zvyšuje.

Vplyv externých pozastavení

Vyššie uvedené preťaženia môžu byť ovplyvnené vonkajšími pruženiami, po prvé, ich hmotnosťou a po druhé, ďalším zvýšením neinduktívnej časti odporu lietadla.

Odpor pruženia, ktorý je k dispozícii pri normálnom preťažení, nie je ovplyvnený, pretože toto preťaženie závisí iba od hodnoty dostupného vztlaku krídla.

Ako je zrejmé zo vzorca (5.4), preťaženie nyпр obmedzujúce ťah sa znižuje, ak sa Сх zvyšuje. Čím väčší je ťah a čím väčší je rozdiel Cp - Cx, tým menší je vplyv odporu pruženia na konečné preťaženie.

Dostupné pozdĺžne preťaženie rxp tiež klesá so zvyšujúcim sa Cx. Vplyv Cxo na nxp sa stáva relatívne väčším so zvýšením preťaženia ny počas manévru.

Vplyv atmosférických podmienok.

Pre jednoznačnosť uvažovania budeme uvažovať zvýšenie teploty o 1% pri štandardnom tlaku p; hustota vzduchu p bude o 1% nižšia ako štandardná. Odkiaľ:

• pri danej rýchlosti V klesne dostupné (podľa Cyp) normálne preťaženie pur asi o 1%. Ale pri danej rýchlosti indikátora V a počte M sa preťaženie nur nezmení so zvýšením teploty;
• maximálny ťah normálneho preťaženia nypr pri danom počte M klesne, pretože zvýšenie teploty o 1% vedie k poklesu ťahu Pp a koeficientu ťahu Cp asi o 2%;
• dostupné pozdĺžne preťaženie n ^ s rastúcou teplotou vzduchu sa tiež zníži v súlade s poklesom ťahu.

Zapnite dodatočné spaľovanie (alebo vypnite)

Má veľmi silný vplyv na maximálny ťah normálneho preťaženia nyпр a dostupné pozdĺžne preťaženie nxр. Dokonca aj pri rýchlostiach a nadmorských výškach, kde Pp \u003e\u003e Qg, zvýšenie ťahu napríklad dvakrát, vedie k zvýšeniu npr asi o sqrt (2) krát a k zvýšeniu nхр¹ (pri nу \u003d 1) asi o 2 krát.

Pri rýchlostiach a nadmorských výškach, kde je rozdiel Pp - Qg malý (napríklad blízko statického stropu), vedie zmena ťahu k ešte hmatateľnejšej zmene ncr i nxp¹.

Pokiaľ ide o dostupné (podľa Cyr) normálneho preťaženia nyр, hodnota ťahu na ňu nemá takmer žiadny vplyv (za predpokladu Рy \u003d 0). Je však potrebné mať na pamäti, že s väčším ťahom stráca lietadlo počas manévrovania energiu pomalšie, a preto môže byť dlhšie vo vyšších rýchlostiach, pri ktorých má najväčšiu hodnotu dostupné preťaženie nyp.