Момент тангажа

редактировать

Угол тангажа изменяется

График, показывающий коэффициент момента тангажа по отношению к углу атаки. Отрицательный наклон для положительного α указывает на стабильность по тангажу.

В аэродинамике, момент тангажа на профиле - это момент (или крутящий момент ), создаваемый аэродинамической силой на аэродинамическом профиле, если считается, что эта аэродинамическая сила приложена не в центре давления, а в аэродинамический центр профиля. Момент тангажа на крыле самолета является частью общего момента, который необходимо уравновесить с помощью подъемной силы на горизонтальном стабилизаторе. В более общем смысле, момент тангажа - это любой момент, действующий на ось тангажа движущегося тела.

подъемная сила на аэродинамическом профиле - это распределенная сила, которая действует в точке, называемой центром давления. Однако, поскольку угол атаки изменяется на изогнутом аэродинамическом профиле, имеет место перемещение центра давления вперед и назад. Это затрудняет анализ при попытке использовать концепцию центра давления. Одно из замечательных свойств профиля изогнутого состоит в том, что даже если центр давления перемещается вперед и назад, если предполагается, что подъемная сила действует в точке, называемой аэродинамическим центром. Момент подъемной силы изменяется пропорционально квадрату воздушной скорости. Если момент разделить на динамическое давление, площадь и хорду аэродинамического профиля, результат известен как коэффициент момента тангажа. Этот коэффициент изменяется лишь незначительно в рабочем диапазоне угла атаки профиля, но изменение наклона момента относительно угла атаки, показанное на рисунке ниже, кажется очень крутым, поэтому это должно быть связано с изменением момента тангажа крыла относительно ЦТ, а не относительно переменного тока.. Комбинация двух концепций аэродинамического центра и коэффициента момента тангажа позволяет относительно просто анализировать некоторые летные характеристики самолета.

Содержание

1 Измерение
2 Коэффициент
3 Ссылки
- 3.1 Примечания
4 См. Также

Измерение

. Аэродинамический центр профиля обычно находится около 25% хорды за передней кромкой профиля. При проведении испытаний на модельном профиле, например, в аэродинамической трубе, если датчик силы не совмещен с четвертью хорды профиля, а смещен на расстояние x, момент тангажа относительно точка четверти хорды, $M c / 4 {\ displaystyle M_ {c / 4}}$ $M _ {{c / 4} }$ определяется как

M c / 4 = M указано + x × (D указано, L указано) {\ displaystyle M_ {c / 4} = M _ {\ text {named}} + \ mathbf {x} \ times (D _ {\ text {specified}}, L _ {\ text {specified}})}

M _ {{c / 4}} = M _ {{\ text {specified}}} + {\ mathbf {x}} \ times (D _ {{\ text {specified}}}, L_ { {\ text {указано}}})

где указанные значения D и L представляют собой сопротивление и подъемную силу модели, измеренное датчиком силы.

Коэффициент

Коэффициент момента тангажа важен при исследовании продольной статической устойчивости самолетов и ракет.

Коэффициент момента тангажа $C m {\ displaystyle C_ {m}}$ $C_m$ определяется следующим образом:

C m = M q S c {\ displaystyle C_ {m} = {\ frac {M} {qSc}}}

C_ {m} = {\ frac {M} {qSc}}

где M - момент тангажа, q - динамическое давление, S - площадь крыла, а c - длина хорды профиля. $C m {\ displaystyle C_ {m}}$ $C_m$ - безразмерный коэффициент, поэтому для M, q, S и c должны использоваться согласованные единицы.

Коэффициент тангажного момента является фундаментальным для определения аэродинамического центра аэродинамического профиля. Аэродинамический центр определяется как точка на линии хорды аэродинамического профиля, в которой коэффициент момента тангажа не изменяется с углом атаки или, по крайней мере, не изменяется значительно в рабочем диапазоне углов атаки профиля.

В случае симметричного аэродинамического профиля подъемная сила действует через одну точку для всех углов атаки, и центр давления не перемещается, как в случае изогнутого профиля. Следовательно, коэффициент момента тангажа для симметричного профиля равен нулю.

Момент тангажа по соглашению считается положительным, когда он воздействует на наклон аэродинамического профиля в направлении носа вверх. Обычные изогнутые аэродинамические поверхности поддерживаются в аэродинамическом центре тангажа носом вниз, поэтому коэффициент тангажа этих аэродинамических поверхностей отрицательный.

Ссылки

L. Дж. Клэнси (1975), Aerodynamics, Pitman Publishing Limited, Лондон, ISBN 0-273-01120-0
Пирси, NAV (1943) Аэродинамика, страницы 384–386, English Universities Press. Лондон
Устойчивость на малых скоростях Проверено 18 июля 2008 г.

Примечания

^Клэнси, Л.Дж., Аэродинамика, Раздел 5.3
^ Клэнси, Л.Дж., Аэродинамика, Раздел 5.10
^Клэнси, Л.Дж., Аэродинамика, Раздел 5.4
^Ира Х. Эбботт и Альберт Э. Фон Денхофф (1959), Теория сечения крыла, Dover Publications Inc., Нью-Йорк SBN 486-60586-8

См. Также

Мнемоника запоминать названия углов