Момент качки

График, показывающий коэффициент момента тангажа в зависимости от угла атаки самолета.

В аэродинамике на момент тангажа аэродинамическом профиле — это момент (или крутящий момент ), создаваемый аэродинамической силой на аэродинамическом профиле, если считать, что эта аэродинамическая сила приложена не в центре давления , а в аэродинамическом центре аэродинамического профиля. Момент тангажа на крыле самолета является частью общего момента, который необходимо уравновесить с помощью подъемной силы на горизонтальном стабилизаторе . ^{[ 1 ]}^{: Раздел 5.3} В более общем смысле момент тангажа — это любой момент, действующий на ось тангажа движущегося тела.

на Подъемная сила аэродинамическом профиле представляет собой распределенную силу, которая, можно сказать, действует в точке, называемой центром давления. Однако при изменении угла атаки на изогнутом профиле крыла происходит перемещение центра давления вперед и назад. Это затрудняет анализ при попытке использовать концепцию центра давления. Одним из замечательных свойств изогнутого профиля является то, что, хотя центр давления перемещается вперед и назад, если представить, что подъемная сила действует в точке, называемой аэродинамическим центром , момент подъемной силы изменяется пропорционально квадрату скорости полета. Если момент разделить на динамическое давление , площадь и хорду профиля, результат известен как коэффициент момента тангажа. Этот коэффициент незначительно меняется в рабочем диапазоне угла атаки профиля.

Коэффициент момента всего самолета не такой же, как у его крыла. На рисунке справа показано изменение момента в зависимости от угла атаки для стабильного самолета. Отрицательный наклон для положительного α указывает на стабильность высоты звука. Комбинация двух концепций аэродинамического центра и коэффициента момента тангажа позволяет относительно легко анализировать некоторые летные характеристики самолета. ^{[ 1 ]}^{: Раздел 5.10}

Измерение

Аэродинамический центр профиля обычно находится на расстоянии около 25% хорды позади передней кромки профиля. При испытаниях модели аэродинамического профиля, например, в аэродинамической трубе, если датчик силы не совмещен с четверть хордой аэродинамического профиля, а смещен на расстояние x , момент тангажа относительно точки четверти хорды $M_{c/4}$ дается

M_{c/4}=M_{\text{indicated}}+\mathbf {x} \times (D_{\text{indicated}},L_{\text{indicated}})

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

Коэффициент

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

Коэффициент момента тангажа $C_{m}$ определяется следующим образом ^{[ 1 ]}^{: Раздел 5.4}

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

где M — момент тангажа, q — динамическое давление , S — площадь крыла , с — длина хорды профиля . $C_{m}$ необходимо использовать согласованные единицы — безразмерный коэффициент, поэтому для M , q , S и c .

Коэффициент момента тангажа имеет основополагающее значение для определения аэродинамического центра профиля. Аэродинамический центр определяется как точка на линии хорды профиля, в которой коэффициент момента тангажа не меняется с углом атаки. ^{[ 1 ]}^{: Раздел 5.10} или, по крайней мере, существенно не меняется в рабочем диапазоне угла атаки профиля.

В случае симметричного профиля подъемная сила действует через одну точку для всех углов атаки, а центр давления не перемещается, как в изогнутом профиле. Следовательно, коэффициент момента тангажа относительно этой точки для симметричного профиля равен нулю.

Момент тангажа традиционно считается положительным, когда он приводит к тангажу профиля в направлении кабрирования. Обычные изогнутые профили опираются на аэродинамический центральный угол наклона вниз, поэтому коэффициент момента тангажа этих профилей отрицательный. ^{[ 2 ]}

См. также

Ссылки

^ Jump up to: ^а ^б ^с ^д Клэнси, Лоуренс Дж. (1978). Аэродинамика . Питман. ISBN 978-0-273-01120-0 . Проверено 1 июля 2022 г.
^ Ира Х. Эбботт и Альберт Э. Фон Дёнхофф (1959), Теория секций крыла , Dover Publications Inc., Нью-Йорк SBN 486-60586-8

Библиография

Л. Дж. Клэнси (1975), Аэродинамика , Pitman Publishing Limited, Лондон, ISBN 0-273-01120-0
Пирси, NAV (1943) Аэродинамика , страницы 384–386, English Universities Press. Лондон
Стабильность на низкой скорости. Получено 18 июля 2008 г.

[Clancy-1] Jump up to: ^а ^б ^с ^д Клэнси, Лоуренс Дж. (1978). Аэродинамика . Питман. ISBN 978-0-273-01120-0 . Проверено 1 июля 2022 г.

[2] Ира Х. Эбботт и Альберт Э. Фон Дёнхофф (1959), Теория секций крыла , Dover Publications Inc., Нью-Йорк SBN 486-60586-8

[ 1 ]

[ 2 ]