Вплив закінцівок крила типу “AT winglets” на продольну статичну стійкість літака за кутом атаки

E. Е. Malikov, V. E. Miltsov

Анотація


Методом рівнянь встановленого прямолінійного горизонтального польоту досліджується вплив аеродинамічних закінцівок крила “AT winglets” на подовжню статичну стійкість літака. Визначені аеродинамічні сили, створені верхніми і нижніми частинами законцовок “AT winglets”. Передбачаючи, що вертикальні проекції центрів тиску всіх частин закінцівок перетинаються поперечною віссю, визначені пікіруючі та кабріруючі моменти цих сил. Визначені аеродинамічні сили, створені всіма чотирма частинами закінцівок крила “AT winglets” і обчислені їх моменти тангажу. Вектор повної аеродинамічної сили закінцівок представляється у вигляді компонент в зв'язаній системі координат. Записується рівняння рівноваги сталого руху літака із закінцівками крила типу «AT winglets» в горизонтальному польоті. Цим методом обчислено вираження коефіцієнта подовжнього моменту ПС за наявності аеродинамічних закінцівок крила. Розглянуті переднє і заднє розташування центрів тиску закінцівок відносно вертикальної площини, що проходить через бічну координатну вісь. Визначені похідні від коефіцієнтів моментів крену і рискання по куту ковзання для крила із закінцівками, які входять в рівняння бічного коливання літака. Встановлена відповідність похідних від коефіцієнтів моментів крену і рискання для крил без закінцівок та із закінцівками за кутом ковзання. Використовуючи цю відповідність, з відомого диференційного рівняння бічного вагання літака з крилом без закінцівок отримано відповідне рівняння бічного вагання літака за креном для літака з крилом із закінцівками.

Отримано вираження подовжнього моменту і його коефіцієнта для літака, що враховує вплив аеродинамічних закінцівок крила. При малих змінах кута атаки обчислені приватні похідні від коефіцієнта подовжнього моменту за кутом атаки і за коефіцієнтом підіймальної сили. Приведені умови подовжньої статичної стійкості літака за кутом атаки, що враховують впливи закінцівок крила.

Ключові слова


AT winglet; математична модель; центрівка; фокус; подовжня статична стійкість за кутом атаки

Посилання


Jafarzada R. M., Ilyasov M. H., Huseynli J.N. Analysis of a finite span of rectilinear winglets. Transactions of the National Academy of Sciences of Azerbaijan, series of physics-technical and mathem-l sciences, vol. XXXV, No. 1, 2015, p. 120 - 126.

Jafarzada R. M., Ilyasov M. H., Huseynli J. N. Influence of wingtips on induced drag force of rectangular wing. "SAEQ" issue 6, Mart 28, 2014, No. 15, p. 12 –15.

Jafarzada R. M., Ilyasov M. Kh., Huseynli J. N. Calculation of the effect of the wingtips of a rectangular wing of a finite span on its inductive resistance, by the method of distributed vortices. Scientific Proceedings of the National Aviation Academy, No. 1, 2015, p. 63 - 77.

Ilyasov M. Kh., Malikov E. T. Lateral airplane oscillations with wing tips of the "at winglet" type. III International Aerospace Technologies Week "Aerospace science week", Moscow, November 14-18, 2016, p. 27.

Malikov E. Influence of "at winglets" wingtip type on the aerodynamic characteristics of wings. Наукоємні технології. 2018. Vol. 39. №. 3. P. 362–366.

Arzhanov N. S., Maltsev V. N. Aerodynamics. M.: EKOLIT, 2011. 483 p.

Krasnov N. F. Aerodynamics. Part 1. M.: Book house "LIBROKOM", 2010. 496 p.

Krasnov N. F. Aerodynamics. Part 2. Methods of aerodynamic calculation. Moscow: Book house "LIBROKOM", 2010. 368 p.

Efremov A. V., Zakharchenko V. F., Ovcharenko V. N. etc. Flight Dynamics, Ed. G. S. Bushgensa. M., Mechanical Engineering, 2011. 776 p.

Aerodynamics. Ed. V. T. Kalugin. Moscow: edition MSTU. N.E. Bauman, 2010. 687p.


Повний текст: PDF

Посилання

  • Поки немає зовнішніх посилань.


E-ISSN 2310-5461, ISSN 2075-0781

Creative Commons License
This work is licensed under a Creative Commons Attribution-NonCommercial-NoDerivs 3.0 Unported License.

Ulrich's Periodicals DirectoryIndex CopernicusDOAJSSMРИНЦWorldCatCASBASEDRIVERНаціональна бібліотека ім. ВернадськогоНауково-технічна бібліотека НАУ