|
|
 |
|
Межотраслевая Интернет-система поиска и синтеза физических принципов действия преобразователей энергии
|
Общий каталог эффектов
 | Тангаж. Момент тангажа |
 |
Тангаж. Момент тангажа
Описание
Тангаж (фр. tangage – килевая качка), угловое вращение или раскачивание летательного аппарата (например, самолёта) вокруг поперечной горизонтальной оси (главной поперечной оси инерции). Угол этого вращения называется углом тангажа. Это один из трёх углов (крен, тангаж и рыскание), соответствующих трём углам Эйлера, которые задают наклон летательного средства относительно его центра. По отношению к морским судам используется термин «дифферент» с таким же значением.
рис.1
Тангаж обозначен фиолетовой стрелкой
Рассмотрим задачу устойчивости самолета. Мы рассматриваем самолет как твердое тело с шестью степенями свободы: три составляющих линейного перемещения и три составляющих углового смещения. Мы используем систему координат, начало которой совпадает с центром тяжести самолета (рис. 2). Оси х и z лежат в симметричной плоскости, а ось у перпендикулярна ей.
рис.2
Общепринятые обозначения для обсуждения устойчивости самолета
Составляющие углового смещения относительно осей координат обозначены φ,θ и ψ ; они называются креном, тангажем и рысканием, соответственно. Положительное направление любого углового смещения определяется правилом: оно происходит по часовой стрелке, если смотреть в положительном направлении осей вращения. Соответствующими угловыми скоростями являются: угловая скорость крена р, угловая скорость тангажа q, угловая скорость рыскания г.
Обычно моменты определяются относительно осей, проходящих через центр масс самолета. Это позволяет исключить из рассмотрения момент, создаваемый силой тяжести
mg, приложенной в центре масс. Поэтому, в дальнейшем на схемах для определения моментов сила тяжести изображаться не будет, а центр масс будет показан как шарнир, относительно которого происходит вращение самолета.
Моменты, действующие на самолет, обычно рассматриваются в связанной системе координат oxyz, начало координат которой располагается в центре масс самолета, а оси координат направлены следующим образом(рис.3):
продольная ось ox вдоль строительной оси фюзеляжа или хорды крыла к передней части самолета;
нормальная ось oy перпендикулярна продольной оси, лежит в плоскости симметрии самолета и направлена к верхней его части;
поперечная ось oz перпендикулярна плоскости симметрии самолета и направлена вдоль правого крыла.
рис.3
Аэродинамические моменты, действующие на самолет относительно осей связанной системы координат
Составляющие моментов, действующих на самолет, в связанной системе координат относительно оси oz называются моментом тангажа (на рисунке Mz) , который считается положительным, если он стремится увеличить угол атаки самолета.
Величины аэродинамических моментов рассчитываются по формулам, аналогичным формулам для аэродинамических сил:
где mz – коэффициент момента тангажа ;S – площадь крыла;ba – средняя аэродинамическая хорда крыла.
Как и коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления величина , mz зависит от геометрических характеристик самолета, его конфигурации и отклонения рулей, а также углов атаки и скольжения и критериев аэродинамического подобия. Кроме того, как видно из формул, величины аэродинамических моментов зависят от плотности воздуха, скорости полета, площади и характерного геометрического размера крыла.
Ключевые слова
Области техники и экономики
Применение эффекта
С помощью углов Эйлера (крена,тангажа и рыскания) в механике задают ориентацию летательного средства относительно нормальной системы координат. Расчет аэродинамических моментов действующих на крыло позволяет решать задачи динамической устойчивости и управления кораблей, морских судов. Для изменения ориентации на самолетах предназначены элероны(управление креном), флапероны(крен), элевоны(крен и тангаж),руль направления(рыскание), руль высоты (тангаж).
Реализации эффекта
Тангаж, в аэродинамике, угловое движение лонжерона самолета вокруг оси относительно горизонта. Руль высоты управляет тангажем посредством опускания (или поднимания) хвостового оперения относительно носа для увеличения (или уменьшения) угла атаки (угла, под которым воздух ударяет в крыло).
Элево́ны — гибрид элеронов и руля высоты. Элевоны — аэродинамические органы управления самолётом, симметрично расположенные на задней кромке консолей крыла. Элевоны выполняют роль: элеронов при управлении углом крена самолёта, и руля высоты при управлении нормальной перегрузкой. Элевоны применяются на самолётах без горизонтального хвостового оперения, имеющих обычно схему типа «бесхвостка» или «летающее крыло». Для управления углом крена самолёта элевоны отклоняются дифференциально, то есть, например, для крена самолёта вправо правый элевон поворачивается вверх, а левый — вниз; и наоборот. Синфазное отклонение элевонов позволяет управлять нормальной перегрузкой самолёта, то есть, например, для увеличения тангажа самолёта в горизонтальном полёте оба элевона поднимаются вверх. Принцип действия элевонов состоит в том, что у части крыла, расположенной перед элевоном, поднятым вверх подъёмная сила уменьшается, а у части крыла перед опущенным элевоном подъёмная сила увеличивается; при дифференциальном отклонении создаётся момент силы, изменяющий скорость вращения самолёта вокруг оси, близкой к продольной оси самолёта; а при синфазном отклонении создаётся момент силы, изменяющий скорость вращения самолёта вокруг боковой оси.
Литература
1. Прохоров А.М. Большая Советская Энциклопедия М., изд. Советская энциклопедия, 622 стр.
2. Карман Т. Аэродинамика. Избранные темы в их историческом развитии. Ижевск,2001
3. Айзерман М.А Классическая механика М.,1980
