книги из ГПНТБ / Микеладзе, В. Г. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и крылатых ракет

3.017. Угол тангажа -fr

Углом тангажа •&называется угол между осью ху и горизон­ тальной плоскостью (см. рис. 3.015).

3.018. Угол крена у

Углом крена у называется угол между осью уi и вертикаль­ ной плоскостью, проходящей через ось xi (см. рис. 3.015).

3.019. Порядок поворота осей для определения положения связанной системы координат в земной системе координат

Для определения положения связанной системы координат Ox^ jZj в земной системе координат Oxgygzg поворот осей произ­ водится в следующем порядке. Вначале совершается поворот системы Oxgygzg вокруг оси yg на угол ф (в горизонтальной плоскости) до совпадения xg с проекцией Xj на горизонтальную плоскость (см. рис. 3.015). Затем вокруг нового положения зем­ ной оси z'g производится поворот этой системы на угол ■0- до

совпадения оси xg со связанной осью ху летательного аппарата и, наконец, третий поворот вокруг оси хДхв) — на угол у до сов­ падения оси z g со связанной осью гь

3.020. Правило знаков для углов гр, О1, у, т|;у, 0, y v

3.021. Системы координат, рекомендованные И СО

Техническим комитетом ИСО в ноябре 1969 г. были утверж­ дены, а в 1970 г. опубликованы рекомендации по условным обоз­ начениям механики полета *.

Согласно принятым рекомендациям ИСО предлагается поль­ зоваться указанными ниже правыми прямоугольными системами координат. Наименования систем координат даны на русском и английском языках.

3.022. Земная система координат х0 уо z 0

(Earth-fixed axis system) по рекомендации ИСО

Вземной системе координат начало и оси координат связаны

сЗемлей, а направление осей выбирается в соответствии с поста­ новкой задачи.

* В 1972 г. опубликован проект и Международного стандарта ИСО по символам механики полета.

70

3.023. Земная нормальная система координат х0 Уо z0

или xgygzg (Normal earth-fixed axis system)

по рекомендации И CO

В этой системе (в отличие от предыдущей) ось za(zg) направ­ лена вниз по, вертикали.

3.024. Земная система координат х0 Уо zQ>связанная с

самолетом (Aircraft-carried earth-directed axis system),

по рекомендациям ИСО

В земной системе координат x0y0z0, связанной с самолетом, начало координат выбирается обычно в центре тяжести или в центре масс самолета или ракеты. Оси размещаются так же, как в системе 3.022.

3.025. Земная нормальная система координат, связанная с самолетом, x0l у0 z0 или хе yg zg (Aircraft-carried

normal earth axis system), по рекомендациям ИСО

В этой системе начало координат обычно выбирается в цент­ ре тяжести или в центре масс самолета или ракеты, как и в 3.024, а оси координат направлены так же, как у нормальной земной системы координат в 3.023 (рис. 3.025).

Рис. 3.025. Положение связанной системы координат xyz в нормальной земной си­ стеме координат xsy gzg самолета по ИСО

3.026. Связанная система координат x y z

(Body axis system) по ИСО

Всвязанной системе координат xyz продольная ось х лежит

вплоскости симметрии (см. рис. 3.025) и направлена вперед че­

71

рез центр тяжести или через центр массы самолета или ракеты. Поперечная ось у перпендикулярна плоскости симметрии и на­ правлена по правому крылу. Нормальная ось г лежит в плоско­ сти симметрии перпендикулярно продольной оси и направлена вниз.

Рис. 3.026. Сравнение систем координат:

о—по ГОСТ 1075—41; б—по ПСО

Если начало координат О не лежит в плоскости симметрии, то продольная и нормальная осп размещаются в плоскости, па­ раллельной плоскости симметрии и проходящей через точку О' На рис. 3.025 показано положение самолета по отношению к земной нормальной системе координат, связанной с самолетом, а на рис. 3.026 — сравнение систем координат по ГОСТ 1075—41

и по ИСО на примере связанной системы.

3.027. Скоростная система координат xayaza

(Air-path axis system) по ИСО

Ось ха скоростной системы координат (рис. 3.027) направле­ на вперед вдоль вектора скорости, ось уа перпендикулярна осям ха и za и направлена в сторону правого крыла. Ось za лежит в плоскости симметрии самолета и в обычных условиях полета на­ правлена вниз.

3.028. Углы, определяющие положение скоростной системы координат самолета в нормальной земной системе координат по ИСО (см. рис. 3.027)

Ха — скоростной угол рыскания (Air-path azimut);

уа — скоростной угол тангажа (Air-path inclination);

ра —• скоростной угол крена (Air-path bank).

Углы считаются положительными при отсчете против часо­ вой стрелки, если смотреть с конца соответствующей осп исход­ ной системы координат.

72

Рис. 3.027. Положение скоростной системы коорди­ нат XaiiaZn относительно нормальной земной си­ стемы координат хеу ег а, определяемое по ИСО

Рис. 3.029. Положение скоростной си­ стемы координат xay az a в связанной си­ стеме координат xyz, определяемое по ИСО

3.029. Углы, определяющие положение вектора скорости самолета относительно связанной системы координат по И СО

Связанная система координат на рис. 3.029 обозначена через xyz. а скоростная — xayaza.

а — угол атаки ( Angle of attack);

Р — угол скольжения (Angle of sideslip).

Угол а считается положительным, если проекция вектора ско­ рости на ось г положительна; при этом

—-я < а ^ п .

Угол р считается положительным, если проекция вектора ско­ рости на ось у положительна; при этом

3.030. Углы, определяющие положение самолета относительно вектора скорости

3.031. Угол атаки а

Углом атаки а называется угол между проекцией вектора скорости самолета на плоскость симметрии и продольной осью (связанной системы координат) самолета. На рис. 3.031.1, 3.033 показано определение угла атаки а и знак угла на прямолиней­ ных и криволинейных участках полета летательного аппарата.

На рис. 3.031.1, 3.031.2, 3.031.3, 3.033 показаны примеры опре­ деления угла атаки а при различных режимах полета на прямо­ линейных и криволинейных участках полета самолета.

На рис. 3.031.1 приведен пример определения угла а на ре­ жиме горизонтального полета, на рис. 3.031.2 — на режиме от­ весного пикирования, на рис. 3.031.3 — на криволинейном уча­ стке траектории полета.

Угол а-здесь определяется как угол между проекцией векто­ ра скорости (касательная к траектории в данный момент вре­ мени) на плоскость симметрии самолета и продольной осью са­ молета. Знаки углов показаны на рисунках.

3.032. Угол атаки истинный апст

Истинным углом атаки несущей поверхности называется угол а ИСт. определяемый из выражения

о&ист == а в,

где е — угол скоса потока (3.130); а — угол атаки (3.031).

74

Рис. 3.031.3. Определение угла атаки а в криволинейном полете:

/—проекция вектора скорости на плос­ кость симметрии

75

3.033. Угол скольжения [3

Углом скольжения (3 называется угол между вектором скоро­ сти самолета и плоскостью его симметрии. Пример определе­

ния (3:

ния угла (3 показан на рис. 3.033. Угол |3 принимается положи­ тельным, если проекция воздушной скорости самолета на его по­ перечную ось положительна.

3.040. Траекторная система координат x kykzk

ются по условию задачи. Начало координат системы обычно бе­ рется в центре тяжести самолета.

3.041. Траекторные углы по ИСО (см. рис. 3.040)

%— угол пути (Flight-path azimut или angle of track) — угол между проекцией земной скорости на горизонтальную плоскость и осью x0(xg) нормальной земной системы координат самолета (земная система координат, связанная с самолетом, см. 3.025). Угол % принимается положительным, если поворот оси x0(xg) вокруг оси z0(Zg) до совпадения с указанной выше проекцией земной скорости производится по часовой стрелке.

у — угол наклона траектории (Angle of climb или fligth-path

inclination) — угол между вектором земной скорости V;t и гори­ зонтальной плоскостью. Угол у принимается положительным, ес-

76

ли вектор земной скорости направлен вверх от горизонтальной плоскости. Угол у изменяется в пределах

3.042. Углы вектора скорости ветра по ИСО

%и-/ — азимут ветра (Wind azimut) — угол между проекцией скорости ветра на горизонтальную плоскость и осью x0(xg) нор­ мальной земной системы координат самолета (3.025). Угол

Рис. 3.040. Траекториые углы по ИСО Рис. 3.042. Углы вектора скорости ветра по ИСО

(рис. 3.042) принимается положительным, если поворот оси x0(xg) вокруг оси z0(Zg) до совпадения с указанной выше проек­ цией скорости производится по часовой стрелке (если смотреть

всторону положительного направления оси).

уи./ — наклон ветра (Wind elevation) — угол между векто­ ром скорости ветра и горизонтальной плоскостью. Угол yw счи­ тается положительным, если вектор скорости ветра направлен вверх. Угол ytt изменяется в пределах

3.050. Сравнение обозначений углов, определяющих положение самолета

В табл. 3.1 дано сравнение обозначений углов, определяющих положение самолета по рекомендациям ИСО, с обозначениями углов, принятыми в СССР.

77

ИСО, но соответствуют углу, взятому с обратным знаком. Угол тангажа # (в обозначении СССР) меняет символ на 0, а угол крена — символ у на символ Ф. Из той же таблицы видно, что в скоростной системе координат скоростной угол рыскания, име­ ющий (в обозначении СССР) символ г|цл или фс согласно реко­ мендации ИСО, меняет знак и обозначается через %а\ скорост­ ной угол наклона траектории 0 (в обозначении СССР) обозна­ чается по ИСО через уа, а скоростной угол крена yv , ус (СССР) получает в рекомендации ИСО символ ра.

Угол атаки а и угол скольжения р имеют одни и те же обоз­ начения как в рекомендации ИСО, так и в ГОСТ 1075—41.

3.100. Углы отклонения управляющих поверхностей летательного аппарата

3.102. Угол отклонения целиком поворотного стабилизатора

фст

Угол между бортовой хордой крыла и бортовой хордой ста­ билизатора в сечениях, параллельных плоскости симметрии ле­ тательного аппарата (рис. 3.102). За положительный угол от­ клонения стабилизатора фст принимается угол, при котором зад­ няя кромка стабилизатора отклоняется вниз.

78

3.104. Эффективный угол отклонения поворотного дифференциального стабилизатора

Для некоторых типов летательных аппаратов в качестве до­ полнительного или основного органа поперечного управления ис­ пользуется дифференциальный стабилизатор. При отклонении

Линия a'6'Hab

Рис. 3.102. Угол отклонения целиком поворотного стабилизатора (рст:

1—бортовая хорда стабилизатора; 2—бортовая хорда крыла

консолей стабилизатора в одну сторону на равные углы стаби­ лизатор выполняет функции органа продольного управления, а при отклонении в противоположные стороны от балансировоч­ ного положения — органа поперечного управления.

3.106. Эффективный угол отклонения стабилизатора как органа продольного управления

При отклонении левой и правой консолей поворотного диф­ ференциального стабилизатора эффективный угол отклонения стабилизатора как органа продольного управления будет

сРст = ' у ( С?ст.пр + С?1

где фст.пр — угол отклонения правой консоли; фст.лев — угол отклонения левой консоли.

3.108. Эффективный угол отклонения стабилизатора как органа поперечного управления

Этот угол

®ст i g (®ст.пр 'Рст.лев)-

3.110. Угол отклонения целиком поворотного киля фк

Углом ф1; называют угол между бортовой хордой отклонен­ ного киля и плоскостью симметрии самолета. За положительный угол фк принимается угол отклонения киля, при котором, задняя

79