Аэродинамика самолета
Формы крыльев самолета в плане: эллипсовидные, прямоугольные, трапециевидные, стреловидные и треугольные. Ошибки в технике пилотирования, возникающие при взлете: уклонение от курса, отрыв на малой скорости. Силы, действующие на самолет при планировании.
| Рубрика | Физика и энергетика |
| Вид | дипломная работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 08.01.2012 |
| Размер файла | 6,7 M |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Рис. 69 Условия продольного равновесия самолета в горизонтальном полете
Вес приложен к центру тяжести, следовательно, момент его относительно оси Z, проходящей через ЦТ, всегда равен нулю Подъемная сила Y имеет относительно оси Z некоторое плечо а, и ее момент Y-a в данном случае стремится повернуть самолет в сторону пикирования, т. е. уменьшить угол атаки. Считаем, что сила тяги Р и сила лобового сопротивления Х проходит через ЦТ, т. е. их момент относительно него равен нулю. Следовательно, для того чтобы самолет Як-52 продолжал горизонтальный полет, необходимо скомпенсировать появившийся пикирующий момент. Для этого необходимо горизонтальное оперение (триммер) установить так, чтобы горизонтальное оперение создало некоторую подъемную силу yГ.О., направленную вниз Момент этой силы в данном случае будет кабрирующим и равным по величине моменту подъемной силы крыла.
Ранее было определено, что кабрирующий момент считается положительным, а пикирующий - отрицательным. Момент подъемной силы крыла считается моментом крыла, а момент подъемной силы горизонтального оперения - моментом горизонтального оперения.
Условие равновесия записывается формулой
Момент крыла и момент горизонтального оперения - это наиболее значительные продольные моменты. Кроме них момент может быть от силы тяги воздушного винта, когда направление ее не проходит через ЦТ, когда имеется децентрация тяги. Работающий воздушный винт также вызывает момент, возникающий от изменения подъемной силы горизонтального оперения под влиянием отбрасываемой струи воздуха от винта.
Силы лобового сопротивления частей самолета могут создавать моменты, если они взаимно параллельны и направлены против движения, причем направления их могут проходить выше или ниже ЦТ, следовательно, моменты их могут полностью или частично уравновешиваться.
Итак, сбалансированным считается самолет, у которого алгебраическая сумма всех моментов относительно оси Z равна нулю:
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПЕНСАЦИЯ. ТРИММЕР
Аэродинамическая сила, возникающая на руле при его отклонении, создает относительно оси вращения руля шарнирный момент, который стремится вернуть руль в нейтральное положение. Для удержания руля высоты в отклоненном положении возникающий шарнирный момент уравновешивается моментом, создаваемым усилием, приложенным к ручке управления и педалям.
Величина шарнирного момента возрастает при увеличении угла отклонения руля высоты, его геометрических размеров и скоростного напора. При больших скоростях полета для преодоления шарнирных моментов могут потребоваться недопустимо большие усилия, особенно у самолетов больших размеров. На самолётах Як-52 и Як-55 уменьшение усилии на ручке управления, педалях и элеронах достигается применением роговой и осевой аэродинамических компенсаций (Рис. 70, а, б)
Рис. 70 Виды аэродинамических компенсаций: а - роговая; б - осевая
Рис. 71 Принцип действия роговой аэродинамической компенсации
Рис. 72 Принцип действия осевой аэродинамической компенсации
Принцип действия роговой и осевой аэродинамической компенсации сводится к приближению центра давления руля к оси его вращения.
Роговой компенсацией руля называется часть его площади в виде “рога”, расположенного впереди оси вращения. Принцип действия роговой компенсации заключается в том, что аэродинамическая сила yk, действующая на ”рог”, создает относительно оси вращения момент, направленный в сторону, противоположную шарнирному моменту (Рис. 71):
Момент, создаваемый роговой компенсацией YК В, уменьшает шарнирный момент, а следовательно, и усилие, действующее на ручку управления (педали). При больших углах отклонения руля роговая компенсация ухудшает характер обтекания оперения, увеличивает его лобовое сопротивление. Кроме того, выступающий “рог” служит источником вихреобразования, что способствует вибрации хвостового оперения.
Осевой аэродинамической компенсацией руля называется часть его площади, расположенной впереди оси вращения (Рис. 72).
Принцип действия осевой аэродинамической компенсации подобен принципу действия роговой компенсации. Аэродинамическая сила, действующая на площадь компенсации, создает относительно оси вращения момент, направленный в сторону, противоположную шарнирному моменту, уменьшая тем самым усилие на ручке управления.
Этот вид компенсации имеет наибольшее распространение на самолетах всех видов, ввиду его простоты при достаточной эффективности.
Осевая аэродинамическая компенсация рулевых поверхностей
на самолете Як-52 составляет:
на руле направления 4,4 %;
на руле высоты. 18,4 %; на элеронах 13 %.;
на самолете Як-55:
на руле высоты 2,5 %; на руле направления 19,5 %; на элеронах 10 %.
Роговая аэродинамическая компенсация на самолете Як-52 на руле направления составляет 4%, на самолете Як-55: на руле направления-9,4 %; на руле высоты 4,7 %; на элеронах 1,3 %.
При правильно подобранной величине аэродинамической компенсации рулей шарнирный момент рулей не становится равным нулю, а только уменьшается. Однако в длительном полете на каком-либо режиме даже сравнительно небольшое усилие, прикладываемое к ручке управления, весьма утомляет летчика. Поэтому дополнительно на самолете Як-52 установлен аэродинамический триммер, который позволяет регулировать желаемое усилие на ручке управления или полностью снять его.
Рис. 73 Принцип действия аэродинамического триммера
Рис. 74 Зависимость эффективности триммера руля высоты самолета Як-52 от скорости полета
Триммер самолета Як-52 представляет собой небольшую по площади часть руля, шарнирно укрепленную около задней кромки (Рис. 73). Триммер имеет независимое управление. При отклонении его возникает аэродинамический момент, противоположный шарнирному моменту руля.
Летчик по своему желанию может уменьшить или полностью снять усилие на ручке управления.
Большая эффективность триммера на самолете Як-52 при сравнительно небольших размерах объясняется тем, что при отклонении триммера происходит перераспределение давления по всей поверхности руля подобно тому, как отклонение руля изменяет распределение давления на стабилизаторе. На самолете Як-52 триммер установлен только на руле высоты. Его углы отклонения составляют вверх и вниз 12°.
На самолете Як-55 триммер не установлен, ввиду того, что симметричный профиль крыла и стабилизатора, а также применение роговой и осевой аэродинамических компенсаций позволяет значительно уменьшить нагрузку на ручке управления и элеронах при выполнении пилотажа как прямого, так и обратного, а также горизонтального полета в диапазоне рабочих скоростей.
Зависимость эффективности триммера самолета Як-52 (т. е. изменение усилий на ручке управления при отклонении его на 1°) от скорости полета показана на (Рис. 74).
Управление триммером механическое (тросовое). Колесо управления триммером установлено на левом борту передней и задней кабин. В отклоненном положении триммер фиксируется с помощью механизма перестановки триммера в системе управления, который установлен в фюзеляже самолета.
ВЛИЯНИЕ МОМЕНТА ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ НА ПРОДОЛЬНУЮ БАЛАНСИРОВКУ
Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты, которые представляют собой в целом небольшое крыло, обычно симметричного профиля (Рис. 75).
Рассмотрим горизонтальное оперение самолета Як-52. Под действием встречного потока воздуха оперение развивает подъемную силу Yг.o., которая, действуя на плечо Lг.o., создает момент относительно поперечной оси, равный
Мго = -Yгo. Lго.,
где знак минус показывает, что момент пикирующий.
Величина этого момента зависит главным образом от величины подъемной силы оперения, так как плечо Lг.o. можно считать постоянной величиной. Величина подъемной силы Yг.o. зависит от угла атаки горизонтального оперения (за который принимают угол атаки стабилизатора) и от профиля, который меняется при повороте руля высоты. Следовательно, момент горизонтального оперения зависит от угла атаки стабилизатора и угла отклонения руля высоты. Углом атаки стабилизатора называется угол между хордой стабилизатора и направлением набегающего на него потока. Хорда стабилизатора не параллельна хорде крыла и составляет с ней угол установки стабилизатора jст. Угол между хордой стабилизатора и направлением воздушной скорости самолета будет равен сумме угла атаки крыла к и угла установки стабилизатора и равен . Этот угол называется углом атаки стабилизатора. Но это еще не полный угол. Под действием крыла воздушный поток отклоняется от своего на правления вниз на некоторый угол , называемый углом скоса потока. Следовательно, угол атаки стабилизатора, т. е. горизонтального оперения, получается путем вычитания угла скоса воздушного потока из угла .
Рис. 75 Момент горизонтального оперения
Рис. 76 Изменение момента горизонтального оперения в зависимости от угла атаки и угла отклонения руля высоты
Учитывая значение полученного угла , рассмотрим, как изменяется подъемная сила горизонтального оперения и ее момент относительно оси Z в зависимости от угла атаки стабилизатора и угла отклонения руля высоты
Когда угол атаки стабилизатора равен нулю, то при нейтральном положении руля высоты (Рис. 76) подъемная сила оперения будет равна нулю и никакого момента не получится.
Если летчик отклонит руль высоты вниз (Рис. 76, а) на некоторый угол (дельта), то это будет равносильно увеличению угла атаки стабилизатора и вызовет появление подъемной силы, направленной вверх, и момент ее будет пикирующим. Если же летчик отклонит руль высоты вверх (Рис. 76, а-2), то это вызовет появление подъемной силы, направленной вниз, и момент ее будет кабрирующим.
Когда угол атаки стабилизатора положительный, то при нейтральном положении руля высоты (Рис. 76, б) подъемная сила будет направлена вверх и момент ее будет пикирующим. Если летчик отклонит руль высоты вниз (Рис. 76, 6-1), то это вызовет увеличение подъемной силы и ее пикирующего момента. Если же летчик отклонит руль высоты вверх (Рис. 76, 6-2), то это вызовет уменьшение подъемной силы и может изменить ее направление и направление ее момента на обратное.
Рассмотрим отрицательный угол атаки стабилизатора. Когда руль высоты находится в нейтральном положении (Рис. 76, в), подъемная сила будет направлена вниз и момент ее будет кабрирующий. Если летчик отклонит руль высоты вниз (Рис. 76, в-2), то это вызовет уменьшение подъемной силы и может изменить направление ее момента на обратное. Если же летчик отклонит руль высоты вверх (Рис. 76, в-2), то это вызовет увеличение отрицательной подъемной силы и ее кабрирующего момента.
Угол установки стабилизатора самолета Як-52 равен = 1030', самолета Як-55 = 00.
ВЛИЯНИЕ МОМЕНТА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ НА ПРОДОЛЬНУЮ БАЛАНСИРОВКУ
Работающая силовая установка винтового самолета с поршневым и турбореактивным двигателями создает продольный момент силы тяги и, кроме того, продольный момент от изменения подъемной силы горизонтального оперения в результате действия на него струи воздушного потока. Поэтому, если в полете самолет находится в продольном равновесии, то при включении двигателя оно будет нарушено вследствие исчезновения указанных моментов. Если же самолет был в равновесии на планировании, то при включении двигателя оно будет также нарушено вследствие появления вышеуказанных моментов.
Если тяга силовой установки проходит вне центра тяжести самолета, т. е. когда имеется децентрация тяги, то будет создаваться продольный момент (Рис. 77, а). Это характерно для самолета Як-52. Направление силы тяги у него проходит выше центра тяжести. Такая децентрация называется верхней. Следовательно, исходя из вышесказанного, можно сделать вывод, что момент будет пикирующим - отрицательным.
Рис. 77 Влияние силовой установки самолета Як 52 на продольное равновесие
Действие воздушной струи от винта на оперение более сложно. Пусть самолет Як-52 планирует и на его горизонтальное оперение набегает воздушный поток (Рис. 77, б) со скоростью V, под углом атаки ?. В результате этого оперение развивает подъемную силу Yг.o.. При включении двигателя к скорости V добавляется скорость струи воздушного винта V1, причем поток набегает на оперение под меньшим углом атаки ? (так как воздушная струя винта увеличивает скос потока у хвостового оперения) Вследствие увеличения скорости подъемная сила оперения должна возрасти, а вследствие уменьшения угла атаки должна уменьшиться В итоге величина подъемной силы заметно не изменится, т е. действие струи воздуха от воздушного винта заметно не нарушит равновесие самолета.
Выше рассматривался случай, когда подъемная сила оперения направлена вверх и, следовательно, создает пикирующий момент. Но современные самолеты, как правило, имеют переднюю центровку, а при передней центровке центр тяжести самолета находится впереди центра давления и фокуса самолета.
Поэтому крыло создает пикирующий момент, следовательно, горизонтальное оперение должно создавать кабрирующий момент, т. е. подъемная сила горизонтального оперения и его угол атаки должны быть отрицательными (Рис. 77, в) Допустим, что в этом случае самолет планирует со скоростью V. При включении двигателя воздушная струя от винта увеличит скорость потока воздуха у горизонтального оперения и скорость станет равной V1. Вследствие увеличения скоса потока угол атаки увеличится
В результате увеличения скорости и угла атаки подъемная сила Yг.o. возрастает до значения Yг.o. и кабрирующий момент горизонтального оперения увеличится.
У самолетов Як-52 и Як-55 действие струи от воздушного винта на горизонтальное оперение создает кабрирующий момент.
Далее рассмотрим действие продольных моментов на балансировку самолета.
Так, например, самолет Як-52 имеет верхнюю децентрацию тяги силовой установки, что приводит к созданию пикирующего момента, который по своему значению больше кабрирующего момента, возникающего от действия струи воздушного винта на горизонтальное оперение. Поэтому при включении двигателя самолет будет стремиться уменьшить угол атаки. Для противодействия этому необходимо создать рулем высоты добавочный кабрирующий момент, т. е. взять ручку управления на себя и так держать ее во время всего полета на данном режиме работы двигателя.
При выключении двигателя пикирующий момент от тяги воздушного винта и кабрирующий момент руля высоты исчезают, но добавочный кабрирующий момент руля высоты остается, и под действием его самолет увеличит угол атаки (если летчик своевременно не отклонит ручку управления от себя). При внезапном исчезновении силы тяги (отказ двигателя), особенно на подъеме, такая ошибка летчика может привести к резкому уменьшению скорости и сваливанию в штопор.
Устойчивость самолета
ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА
Продольной устойчивостью самолета называется способность его сохранять заданный режим полета и возвращаться к нему после воздействия на самолет внешних возмущений, нарушающих исходное равновесие сил и моментов в плоскости симметрии самолета.
Аэродинамические силы и моменты в продольном движении самолета определяются углом атаки и скоростью самолета при полете. Поэтому, для суждения об изменении аэродинамических сил и моментов при нарушении балансировки необходимо знать величину изменения угла атаки и скорости полета.
Продольное возмущенное движение самолета можно представить как комбинацию короткопериодического движения (вращения вокруг поперечной оси) и длиннопериодического движения (изменение угла атаки). Скорость при этом можно считать практически постоянной. Только с течением времени она начнет изменяться, при этом в зависимости от колебания скорости угол атаки также может изменять свою величину, но его изменение будет играть уже подчиненную роль.
Свойство самолета быстро изменять угол атаки и сравнительно медленно скорость полета позволило рассматривать два вида продольной устойчивости самолета: устойчивость по перегрузке, устойчивость по скорости.
Устойчивость по перегрузке проявляется в начале возмущенного движения. Как показывает летная практика, быстрое восстановление угла атаки и перегрузки обеспечивает безопасность полета и сравнительную быстроту управления самолетом. Особенно это характерно для самолетов Як-52 и Як-55, имеющих большие рулевые поверхности.
Устойчивость по скорости проявляется медленно и может быть выявлена изменением скорости, если летчик длительное время не вмешивается в управление самолетом.
ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПО ПЕРЕГРУЗКЕ
Продольная статическая устойчивость по перегрузке - это способность самолета создавать статические моменты, направленные на восстановление исходного угла атаки (перегрузки).
Из определения следует, что устойчивый по перегрузке самолет имеет стремление в первый момент после возмущения восстановить угол атаки н прямолинейность полета-движения.
Выясним условия, при которых самолет будет устойчив по перегрузке (Рис. 78). При случайном увеличении угла атаки (например, при воздействии вертикального порыва ветра) возникает неуравновешенная подъемная сила ?Y, приложенная в фокусе самолета. Дальнейшее поведение самолета будет зависеть от взаимного расположения фокуса и центра тяжести.
При расположении фокуса позади центра тяжести самолета увеличение угла атаки приводит к появлению стабилизирующего момента (пикирующего), под действием которого возникший во время возмущения дополнительный угол атаки ?? уменьшается и самолет стремится вернуться в исходный режим. В этом случае самолет в продольном отношении статически устойчив по перегрузке. Это характерно для Як-52 и Як-55.
При расположении фокуса впереди центра тяжести самолета увеличение угла атаки приводит к появлению дестабилизирующего (кабрирующего) момента, под действием которого дополнительный угол атаки ?? возрастает еще больше. Самолет будет увеличивать угол атаки и перегрузку до выхода на режим сваливания. В этом случае самолет в продольном отношении неустойчив по перегрузке.
Таким образом, условием продольной статической устойчивости самолета по перегрузке является условие расположения фокуса самолета позади его центра тяжести.
Рис. 78 К объяснению продольной статической устойчивости самолета по перегрузке
Как видно из Рис. 78, величина неуравновешенного стабилизирующего момента пропорциональна расстоянию между фокусом и центром тяжести самолета.
При уменьшении величины устойчивость самолета по перегрузке уменьшается; при т. е. когда центр тяжести совпадает с фокусом, самолет становится нейтральным.
Центровка, при которой центр тяжести самолета совпадает с фокусом самолета, называется нейтральной или критической.
Разность между нейтральной центровкой (фокусом) и фактической центровкой называется запасом центровки или запасом продольной статической устойчивости по перегрузке.
Если центровка самолета больше нейтральной, то самолет становится неустойчивым по перегрузке, что недопустимо. Поэтому при всех вариантах загрузки центр тяжести самолета должен находиться впереди фокуса, т. е. самолет должен иметь некоторый минимальный запас центровки на устойчивость, исходя из которого назначается предельно задняя и предельно передняя эксплуатационные центровки.
Предельно задняя эксплуатационная центровка выбирается из условия, чтобы запас устойчивости по перегрузке был достаточным (3...4 % САХ для маневренных самолетов, а для учебных и тяжелых самолетов - не менее 10% САХ).
У самолета Як-52 предельно допустимая задняя центровка составляет 25 % САХ, а предельно передняя допустимая центровка-17% САХ. У самолета Як-55 предельно передняя допустимая эксплуатационная центровка составляет 27% САХ, предельно задняя-31,5% САХ (в тренировочном варианте) и соответственно 25% САХ и 31,5% САХ в перегоночном варианте.
Результатами летных испытаний рассматриваемых самолетов установлено, что продольная статическая устойчивость по перегрузке во всем диапазоне скоростей и высот полета, с зажатой и свободной ручкой управления, хорошая.
Запас статической устойчивости по перегрузке при зафиксированном управлении составляет для обоих самолетов в среднем не менее 10 %.
При освобожденном управлении (ручка брошена) запас статической устойчивости самолетов Як-52 и Як-55 по перегрузке меньше (на 3...5 % САХ), чем при зафиксированном управлении (ручка управления зажата).
Это объясняется тем, что при случайном изменении угла атаки крыла свободный руль управления устанавливается по потоку и не участвует в создании приращения подъемной силы горизонтального оперения, величина которого уменьшается. Поэтому уменьшается сдвиг аэродинамического фокуса назад.
При увеличении скорости полета по прибору более 360 км/ч нейтральная центровка (фокус) увеличивается на 2...3 % САХ, что повышает запас продольной статической устойчивости по перегрузке.
Это увеличение объясняется следующим. С ростом скорости полета по прибору при случайном возрастании угла атаки увеличиваются изгибающие деформации фюзеляжа, при этом верхняя его часть укорачивается, а троса управления рулем высоты своей длины не изменяют. Это приводит к отклонению руля высоты вниз. Приращение подъемной силы горизонтального оперения возрастает, вызывая тем самым сдвиг аэродинамического фокуса назад.
Продольная динамическая устойчивость самолета или характер продольного короткопериодического движения определяется соотношением между статическими и динамическими моментами.
В зависимости от степени деформирования продольное короткопериодическое движение может иметь апериодический или чаще периодический (колебательный) характер. При слабом деформировании колебания самолета будут затухать медленно и потребуется много времени для восстановления равновесия.
Но и при чрезмерно большом демпфировании или недостаточной статической устойчивости самолета возвращение в состояние равновесия также затягивается, хотя колебаний не будет.
Продольная динамическая устойчивость самолета характеризует коэффициент затухания продольных колебаний.
Рис. 79 . Характеристики продольной динамической устойчивости самолетов Як-52 и Як-55 с зажатой ручкой управления
Рассмотрим характеристики короткопериодического движения самолетов Як-52 и Як-55 в горизонтальном полете на высоте Н=500 м с зажатой ручкой управления при следующих данных самолетов:
Як-52 - G=1290 кгс, центровка 25% САХ;
Як-55 - центровка 25% САХ, G=870 кгс (Рис. 79).
Из графиков рисунка видно, что в диапазоне скоростей полета от 150 до 360 км/ч затухание колебаний на половину уменьшается. Это определяет достаточно хорошую динамическую устойчивость самолетов Як-52 и Як-55.
Приведенные характеристики короткопериодического движения позволяют сделать вывод о том, что длительный горизонтальный полет на самолетах Як-52 и Як-55 во всем диапазоне скоростей и высот не утомителен.
Но вследствие малого веса самолетов в сильную ”болтанку” летчику приходится прикладывать определенные усилия для удержания самолета в заданном режиме полета.
ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ПО СКОРОСТИ
Устойчивостью по скорости называется способность самолета восстанавливать скорость полета и угол наклона траектории исходного режима.
Самолет, обладающий устойчивостью по перегрузке и удовлетворительными демпфирующими свойствами, при нарушении равновесия сравнительно быстро прекращает короткопериодическое колебательное движение. В процессе этого движения самолет восстанавливает угол атаки и перегрузку (прямолинейность движения) исходного режима, но не восстанавливает исходный угол наклона траектории и тангажа. Поэтому дальнейшее протекание возмущенного движения называется большим (длиннопериодическим) движением. Оно связано со значительными отклонениями самолета от траектории исходного - установившегося полета и сопровождается изменением скорости и высоты. Совершенно ясно, что интерес представляет начальная тенденция самолета, т. е. как он реагирует на изменение скорости сразу после устранения возмущений.
Тенденция самолета к восстановлению исходных значений скорости и угла наклона траектории называется статической устойчивостью по скорости.
Всякое изменение скорости полета из-за действия какой-либо случайной причины сопровождается изменением аэродинамических сил и моментов. Если при увеличении скорости полета подъемная сила увеличивается, то появляется неуравновешенный избыток ее ?Y, траектория движения искривляется вверх. Это ведет к уменьшению скорости.
Уменьшение скорости у статически устойчивых самолетов Як-52 и Як-55 сопровождается уменьшением подъемной силы и, следовательно, искривлением траектории его полета вниз. При снижении скорость полета увеличивается.
Таким образом, условием статической устойчивости самолета по скорости является увеличение подъемной силы при увеличении скорости, и наоборот, т. е. критерием устойчивости по скорости может быть знак величины отношения При самолет устойчив по скорости. При самолет неустойчив по скорости.
Статическая устойчивость самолета по скорости является необходимым, но недостаточным условием возвращения самолета к исходной скорости полета, так как она определяет только начальную тенденцию в движении самолета при нарушении его равновесия.
Изменение скорости полета, как правило, сопровождается и изменением угла атаки, поэтому под устойчивостью по скорости фактически подразумевается устойчивость режима полета, т. е. стремление самолета восстановить не только скорость, но и угол атаки исходного режима полета.
На устойчивом по скорости самолете увеличение скорости полета сопровождается приростом подъемной силы. Следовательно, если летчик увеличит скорость полета, то для сохранения прямолинейного горизонтального полета он будет вынужден уменьшить угол атаки отклонением ручки управления от себя, что вызовет увеличение давящего усилия.
Таким образом, об устойчивости самолета по скорости летчик может судить по изменению усилий на ручке управления или по отклонению руля высоты с изменением скорости при сохранении режима прямолинейного полета.
Балансировочная диаграмма (V) (Рис. 80) позволяет судить о продольной статической устойчивости самолета фиксированном (зажатом) управлении.
Рис. 80 К объяснению продольной статической устойчивости самолетов по скорости при зафиксированном управлении
Рис. 81 К объяснению продольной статической устойчивости по скорости при свободном управлении
Допустим, сбалансируем самолет Як-52 на скорости 200 км/ч при работе двигателя на I номинале, при этом, зафиксируем в этом положении ручку управления. Пусть по какой-либо причине скорость полета увеличивается до скорости V1. При этом пикирующий момент уменьшается. Для его устранения необходимо отклонить руль высоты вниз на величину , но так как руль высоты зафиксирован в нейтральном положении, то под действием уменьшения момента самолет перейдет на кабрирование, скорость полета будет уменьшаться, стремясь к исходному значению. При уменьшении скорости до значения V2 для балансировки самолета необходимо было бы отклонить руль высоты вверх на величину ,, но так как он зафиксирован, то самолет переходит на снижение, скорость полета увеличивается. Следовательно, и в том и в другом случае, если наклон балансировочной диаграммы по углам отклонения руля высоты положительный , самолет имеет стремление без вмешательства летчика восстановить заданную скорость, т. е. он статически устойчив по скорости при фиксированном управлении.
Балансировочная диаграмма PВ(V) (Рис. 81) позволяет судить о продольной статической устойчивости самолета по скорости при освобожденном управлении (ручка управления брошена).
Сбалансируем самолет Як-52 триммером на скорости горизонтального полета 200 км/ч при работе двигателя на I номинале. При этом РВ = 0 при освобожденном управлении. При увеличении скорости полета до V1 для балансировки самолета необходимо приложить к ручке управления давящее усилие Рак но, так как ручка освобождена, она будет перемещаться в направлении к летчику - руль высоты отклонится вверх, самолет перейдет на кабрирование, скорость будет уменьшаться, стремясь к заданной.
При уменьшении скорости для балансировки самолета необходимо приложить тянущее усилие, но так как ручка управления освобождена, то она будет перемещаться в направлении от летчика, руль высоты отклонится вниз самолет перейдет на снижение, скорость будет увеличиваться. Следовательно, из вышесказанного можно сделать вывод: если самолет сбалансирован и наклон балансировочной диаграммы по усилиям на ручке управления положительный , то считается, что самолет статически устойчив по скорости при освобожденном управлении.
Таким образом, в эксплуатационном диапазоне скоростей полета самолеты Як-52 и Як-55 статически устойчивы по скорости и по перегрузке.
Поперечная балансировка
ВЛИЯНИЕ РЕАКЦИИ ВРАЩЕНИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА НА ПОПЕРЕЧНУЮ БАЛАНСИРОВКУ
Поперечной балансировкой самолета называется такое его состояние, когда действующие на самолет силы не вызывают вращение самолета вокруг продольной оси X. Для поперечной балансировки в прямолинейном полете необходимо равновесие кренящих моментов, т. е. чтобы сумма моментов относительно оси Х была равна нулю: У винтовых самолетов Як-52 и Як-55 нет аэродинамической симметрии. Происходит это оттого, что в полете под влиянием работы силовой установки возникает правый кренящий момент, который приходится уравновешивать. Рассмотрим указанное влияние силовой установки.
Рис. 82 Реактивный момент воздушного винта и уравновешивание его методом отклонения элеронов
Влияние реакции вращения воздушного винта на поперечную балансировку. Сила тяги рассматриваемых самолетов лежит в плоскости симметрии и, следовательно, не нарушает поперечного равновесия.
Но вследствие вращения воздушного винта влево (по направлению полета) самолет находится под действием правого кренящего момента, направленного в сторону, обратную вращению воздушного винта.
Этот момент называется реактивным, или реакцией вращения воздушного винта - МРВ. При вращении воздушного винта его лопасти, оказывая давление на воздушный поток, сами испытывают со стороны последнего такое же воздействие, которое можно представить в виде реактивной пары сил. Так как воздушный винт конструктивно связан с самолетом, то реактивный момент, передаваясь через двигатель на самолет, заставляет его крениться в сторону, обратную вращению. Следовательно, при левом вращении воздушного винта под действием реактивного момента воздушного винта самолет будет иметь стремление крениться на правое крыло.
Реакцию вращения воздушного винта можно уравновесить путем отклонения элеронов (Рис. 82), опустив правый элерон и подняв левый (ручка управления отклоняется влево). Этим самым достигается равновесие.
На самолетах Як-52 и Як-55 этот момент компенсируется отклонением фиксированных триммеров, установленных на элеронах. Эти триммеры представляют собой небольшие дюралевые пластины, которые прикреплены к ободу элеронов. Отгибая триммеры в сторону, обратную вращению, тем самым достигается отклонение элеронов на расчетном режиме и снятие нагрузки на ручке управления. Как правило, расчетный режим соответствует скорости полета 250 км/ч. Данные триммеры называются компенсирующими, снимающими шарнирный момент. Другой способ уравновешивания реактивного момента воздушного винта состоит в том, что угол установки того полукрыла, на которое самолет кренится, делают чуть больше. Вследствие этого на всех режимах полета угол атаки этого полукрыла будет равен Следовательно, будет больше и его подъемная сила. За счет разницы в величине подъемных сил полукрыльев образуется момент относительно оси X, который и уравновешивает реакцию вращения воздушного винта. На планировании, когда реакции вращения воздушного винта нет, самолет, естественно, валится на то полукрыло, угол установки которого меньше, и летчику приходится уравновешивать самолет отклонением элеронов. Данный способ на самолетах Як-52 и Як-55 не применяется.
ПУТЕВАЯ БАЛАНСИРОВКА. ВЛИЯНИЕ ВОЗДУШНОЙ СТРУИ ОТ ВИНТА НА ПУТЕВУЮ БАЛАНСИРОВКУ
Путевой балансировкой самолета называется такое его состояние, когда действующие на самолет силы не вызывают вращения самолета вокруг оси Y. Для путевой балансировки необходимо равновесие заворачивающих моментов, т. е. чтобы сумма моментов относительно оси Y была равна нулю:
(9.14)
У самолета путевое равновесие само собой не создается. Происходит это оттого, что в полете под влиянием работы силовой установки возникает заворачивающий момент, который приходится уравновешивать путем нарушения аэродинамической симметрии самолета. На планировании нарушенная симметрия дает себя знать, и летчику приходится создавать уравновешивающий момент.
Влияние струи от воздушного винта на путевую балансировку. В полете самолет имеет тенденцию заворачивать в сторону, обратную вращению воздушного винта (т. е. с воздушным винтом левого вращения самолеты Як-52 и Як-55 стремятся заворачивать вправо).
Причина возникновения заворачивающего момента заключается в том, что воздушная струя, отбрасываемая воздушным винтом и закручиваемая последним в сторону вращения, встречает на своем пути вертикальное оперение и, оказывая на него давление, создает заворачивающий момент (Рис. 83). Так как вертикальное оперение всегда расположено выше оси фюзеляжа, то при воздушном винте левого вращения воздушная струя вращается влево, давление испытывает правая сторона оперения и самолет стремится завернуть вправо.
При воздушном винте правого вращения давление будет на левую сторону оперения и самолет будет заворачивать влево.
Рис. 83 Возникновение заворачивающего момента вследствие действия вращающейся струи воздушного винта на вертикальное оперение самолетов Як-52 и Як-55.
Уравновесить указанный заворачивающий момент можно при помощи руля направления, отклоняя его в сторону, обратную той, в которую самолет стремится заворачивать (для самолетов Як-52 и Як-55-влево).
Вертикальное оперение работает аналогично горизонтальному оперению, поэтому при отклонении руля направления вертикальное оперение окажется под действием аэродинамической силы ZВ.О., момент которой будет стремиться повернуть самолет вокруг оси Y в сторону, обратную той, в которую направлен момент от действия струи воздушного винта. В полете летчик будет испытывать постоянное давление на педаль, что утомляет его. Для снятия усилий на педалях самолета, возникающих от аэродинамической силы ZВ.О, на руле направления устанавливают триммер.
На самолетах Як-52 и Як-55 установлен фиксированный триммер, представляющий собой небольшую дюралевую пластину, которая прикреплена к ободу руля направления. Отгибанием ее в сторону, обратную необходимого отклонения руля направления, снимается нагрузка с педалей управления самолетом. Данным фиксированным триммером уравновешивается шарнирный момент руля направления. Поэтому правильно будет называть ее компенсирующей пластиной.
ПОПЕРЕЧНАЯ, ПУТЕВАЯ И БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА
Среди факторов, определяющих закономерности бокового движения, наибольшую роль играют характеристики поперечной и путевой устойчивости.
Поэтому каждому летчику для понимания всех особенностей поведения самолета необходимо представлять фактическую картину бокового движения и, в частности, сущность конкретного проявления поперечной и путевой устойчивости.
ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА
Способность самолета без вмешательства летчика восстанавливать в полете первоначальное состояние поперечного равновесия называется поперечной устойчивостью.
Рассмотрим поведение самолета при случайном нарушении поперечного равновесия. Например, под воздействием вертикального порыва ветра на одно из полукрыльев самолет начнет вращаться относительно оси X, т. е. крениться.
При вращении самолета вокруг продольной оси происходит изменение углов атаки на полукрыльях: на опускающемся крыле углы атаки увеличиваются, а на поднимающемся - уменьшаются (Рис. 84). В результате подъемные силы полукрыльев также изменят свои первоначальные величины: на поднимающемся подъемная сила УПОД будет меньше исходной, а на опускающемся больше, т. е. Результирующая подъемных сил Y' сместится в сторону опускающегося полукрыла и, действуя на плечо а, создаст тормозящий (демпфирующий) момент МХ.демпф, препятствующий дальнейшему увеличению угла крена. Однако демпфирующий момент действует только при вращении самолета относительно оси Х и как только вращение (кренение) прекращается, прекращается и действие этого момента. Поэтому восстановить исходное поперечное равновесие демпфирующий момент не может.
Демпфирующий момент равновесия не восстановит, однако вращение самолета прекратится, и он останется накрененным на некоторый угол ? (Рис. 85).
Рис. 84. Схема сил, действующих на самолет при его вращении относительно оси Х
Рис. 85 Восстановление поперечного равновесия при скольжении самолета
Накренившийся самолет начинает скользить на опущенное крыло под воздействием силы ZСК, составляющей силы веса и подъемной силы (см. Рис. 85). При полете самолета со скольжением характер обтекания полукрыльев и распределения давления на них изменяется. На опущенном полукрыле условия обтекания лучше, а на поднятом из-за аэродинамического затенения хуже, вследствие чего на опущенном пол у крыле подъемная сила создается большей величины, чем на поднятом (Уоп > Упод).
Результирующая подъемная сила У', как это показано на Рис. 85, сместится в сторону опущенного полукрыла и, действуя на плече а относительно центра тяжести, создаст восстанавливающий момент (МВОСТ), который после прекращения действия внешних сил прекратит свое действие. Таким образом, поперечная устойчивость обеспечивается самим крылом, но не за счет только крена, а и за счет возникающего при этом скольжения.
Величина восстанавливающего момента, степень статической поперечной устойчивости зависят от площади крыла, угла поперечного V, стреловидности, удлинения крыла, от площади вертикального оперения и т. д.
Рис. 86 . Влияние угла поперечного V на поперечную устойчивость самолета
Рассмотрим влияние упомянутых факторов на поперечную устойчивость самолета.
Площадь крыла сильно влияет на величину демпфирующего момента. При постоянной скорости и высоте полета в диапазоне летных углов атаки величина прироста подъемной силы ?У зависит только от ?? и площади крыла S.
Демпфирующий момент МХдемпф возникает при наличии вращения самолета вокруг оси X, в результате чего появляется разность в углах атаки полукрыльев. От величины этой разности зависит изменение в подъемных силах правого и левого полукрыльев.
Из формулы следует, что при прочих равных условиях величина изменения подъемной силы на крыле, а, следовательно, и МХдемпф будет зависеть от площади крыла S. Чем больше площадь крыла, тем труднее самолет выходит из состояния равновесия, и наоборот, если самолет имеет глубокое нарушение равновесия, то демпфирующий момент будет сдерживать быстрое возвращение к исходному положению.
Угол поперечного V крыла имеет большое значение для поперечной устойчивости самолета. Как видно на Рис. 86, при скольжении крыла, имеющего угол поперечного V, полукрылья обтекаются боковым потоком воздуха под различными углами атаки. У опущенного полукрыла угол атаки больше, чем у поднятого, соответственно произойдет увеличение подъемной силы на опущенном и уменьшение на поднятом полукрыльях.
С увеличением угла поперечного V разница в углах атаки и подъемных силах опущенного и приподнятого крыльев также увеличится. Вследствие этого будет иметь место увеличение восстанавливающего момента.
Таким образом, чем больше угол поперечного V крыла, тем лучше поперечная устойчивость самолета. У современных самолетов с прямыми и трапециевидными крыльями угол поперечного V находится в пределах от 0 до +7°.
Стреловидность крыла увеличивает поперечную устойчивость самолета. Чем больше угол стреловидности, тем лучше поперечная устойчивость. Это объясняется неодинаковым характером обтекания стреловидных полукрыльев при нарушении поперечного равновесия Если нарушено поперечное равновесие, то самолет совершает полет со скольжением. При наличии прямой стреловидности величина подъемной силы зависит не от скорости потока V, а от ее составляющих V1, направленных перпендикулярно передним кромкам. Так как эффективная скорость V1 у крыла, выдвинутого вперед, больше, а отстающего меньше, то и подъемные силы полукрыльев также будут неодинаковы.
Вследствие этого появляется дополнительный восстанавливающий момент за счет стреловидности. Таким образом, прямая стреловидность крыла способствует повышению поперечной устойчивости самолета. Однако у самолетов с крылом прямой стреловидности поперечная устойчивость может возрасти настолько, что станет излишней.
А это ухудшит управляемость и может вызвать так называемую колебательную неустойчивость. По этой причине у самолетов со стреловидным крылом угол поперечного V делают, как правило, отрицательным (до -5°) Этим ухудшают поперечную устойчивость, с тем, чтобы добиться приемлемых значений управляемости и исключить нежелательные побочные явления в виде колебательной неустойчивости.
Удлинение крыла. Чем больше удлинение крыла, тем на большем плече будет действовать подъемная сила Укр, сместившаяся в направлении опускающегося крыла, и тем больше будет восстанавливающий момент, а, следовательно, лучше поперечная устойчивость самолета.
На поперечную устойчивость оказывают влияние боковые поверхности фюзеляжа, вертикального оперения, мотогондол. Если центр давления этих поверхностей окажется выше центра тяжести самолета, то моменты аэродинамических сил, действующих на боковые поверхности фюзеляжа, вертикального оперения, и мотогондол, будут стремиться восстановить нарушенное равновесие. Это положительно отразится на поперечной устойчивости, особенно у самолетов с нижним и средним расположением крыла, и в меньшей степени у самолетов с верхним расположением.
ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
Рис. 87 Изменение коэффициента Су при нарушении поперечного равновесия на различных углах атаки
С увеличением угла атаки поперечная устойчивость ухудшается и на углах атаки, близких к критическому, может настолько ухудшиться, что самолет теряет способность самостоятельно восстанавливать нарушенное равновесие. Как видно на Рис. 87, при одинаковом изменении углов атаки у поднимающегося и опускающегося полукрыльев величина изменения подъемной силы ?Y для различных исходных режимов полета неодинакова. Если самолет летел на сравнительно небольших углах атаки (на большой скорости), то изменение подъемной силы у обоих крыльев примерно одинаково. При полете же на околокритических углах атаки подъемная сила опускающегося крыла может быть даже меньше исходной. Это произойдет, если суммарный угол атаки будет больше критического, т.е. . В результате демпфирующий момент будет очень мал и самолет будет интенсивно накреняться.
Помимо уменьшения демпфирующего момента при полете на околокритических углах атаки при накренении появляется срыв потока на опускающемся крыле, что может привести к сваливанию самолета на крыло. У большинства крыльевых профилей зона начала срыва располагается у задней кромки крыла и с увеличением угла атаки быстро перемещается вперед по хорде и вдоль по размаху.
У стреловидных крыльев срыв потока начинается раньше, чем у нестреловидного и сосредоточивается на концах крыла. Поэтому стреловидность крыла ухудшает поперечную устойчивость на больших углах атаки.
Для улучшения поперечной устойчивости на больших углах атаки применяются аэродинамическая и геометрическая крутки крыла, концевые предкрылки, аэродинамические гребни.
Аэродинамическая крутка. У аэродинамически закрученных крыльев на концах применяют более несущие профили с большим значением Сумакс. Благодаря этому концевой срыв на больших углах атаки наступает позже.
Геометрическая крутка крыла выполняется таким образом, что установочные углы уменьшаются по мере приближения к концам крыла. Этим достигается то, что при тех же углах атаки, при которых у незакрученного крыла возникает концевой срыв потока, у закрученного крыла он не возникает.
Концевые предкрылки увеличивают критический угол атаки крыла, улучшают картину обтекания концевой части крыла, тем самым улучшают поперечную устойчивость на больших углах атаки. Применяют их, как правило, на нескоростных самолетах.
Аэродинамические гребни препятствуют перетеканию воздушного потока от фюзеляжа к концевым сечениям крыла, затягивая тем самым начало развития концевого срыва. Следовательно, аэродинамические гребни способствуют улучшению поперечной устойчивости самолета на больших углах атаки.
ПОПЕРЕЧНАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА
Способность самолета поворачиваться вокруг своей продольной оси при отклонении элеронов называется поперечной управляемостью.
Рис. 88 Накренение самолета при отклонении элеронов
Принцип действия элеронов аналогичен принципу действия рулей. Особенность работы элеронов состоит в том, что при отклонении ручки управления в сторону самолет может беспрерывно вращаться вокруг продольной оси, так как возникающий при этом демпфирующий момент оказывает влияние на угловую скорость вращения, но не в состоянии уравновесить самолет на определенном угле крена. Для того чтобы накренить самолет влево, летчик отклоняет ручку влево. При этом левый элерон поднимется вверх, а правый опустится вниз. При отклонении элеронов изменяется кривизна профиля крыла на участке расположения элерона, вследствие чего изменится и действительный угол атаки этой части крыла (Рис. 88). У полукрыла с опущенным элероном угол атаки увеличится, следовательно, увеличится и коэффициент подъемной силы Су. На крыле с поднятым элероном, наоборот, уменьшится и угол атаки, и коэффициент подъемной силы. В результате будем иметь разные подъемные силы полукрыльев, которые создадут кренящий момент МХкрен относительно продольной оси, под действием которого самолет будет вращаться в сторону отклоненной ручки. При полете на малых углах атаки (с большими скоростями) отклонение элеронов, изменяя подъемную силу полукрыльев, коэффициент лобового сопротивления сx увеличивает очень мало. Поэтому отклонение элеронов практически не вызывает разворота самолета (Рис. 89).
Рис. 89. Возникновение крена и разворот самолета при отклонении элеронов на малых скоростях полета
По мере увеличения угла атаки поперечная управляемость самолета ухудшается и при определенных условиях может наступить полная ее потеря. Ухудшение управляемости на больших углах атаки (малые скорости полета) объясняется сравнительно малым изменением подъемной силы на полукрыльях, вследствие чего кренящий момент (МХкрен) невелик и самолет будет медленно крениться в сторону отклоненной ручки. Кроме того, на больших углах атаки сопротивление у крыла с опущенным элероном (?QЭЛ.ПОД.) за счет индуктивного сопротивления значительно больше, чем у крыла с поднятым элероном (?QЭЛ.ПОД.) Вследствие этого возникает разворачивающий момент (МУразв) в сторону полукрыла с опущенным элероном.
В дальнейшем за счет разворота самолет начинает скользить на полукрыло с поднятым элероном. Вследствие этого возникают дополнительные силы, которые создают момент, направленный в сторону, противоположную основному кренящему моменту, ухудшая тем самым поперечную управляемость. В случае равенства моментов, созданных отклонением элеронов и скольжением самолета, наступает потеря управляемости. Если момент, вызванный скольжением, окажется больше основного кренящего момента, то это приведет к обратной управляемости: при отклонении ручки управления в одну сторону самолет кренится и разворачивается в противоположную сторону. По мере приближения к критическому углу атаки поперечная управляемость еще больше ухудшается. Это объясняется тем, что полукрыло с опущенным элероном попадает в область закритических углов атаки и вместо ожидаемого увеличения подъемной силы на этом полукрыле происходит ее уменьшение.
Для улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки применяется ряд средств, предназначенных, с одной стороны, для увеличения эффективности элеронов, с другой - для уменьшения разворота.
Дифференциальное отклонение элеронов состоит в том, что при отклонении ручки опускающийся элерон отклоняется на меньший угол, чем поднимающийся. Благодаря такому отклонению коэффициент подъемной силы крыла с опущенным элероном возрастает на меньшую величину, чем у простых элеронов. Поэтому индуктивное сопротивление полукрыла с опущенным элероном возрастет меньше, следовательно, меньше будет и разворачивающий момент.
На крыле с поднятым элероном увеличивается профильное сопротивление, так как часть элерона выходит за пределы пограничного слоя, нарушает безотрывное обтекание.
Таким образом, элероны с дифференциальным отклонением увеличивают кренящий момент в сторону крыла с поднятым элероном и уменьшают разворачивающий момент в сторону крыла с опущенным элероном.
У современных самолетов элероны с дифференциальным отклонением могут отклоняться вверх до 30°, вниз на - 14-16°.
Подобные документы
Основные свойства воздуха, влияющие на движение самолета, строение атмосферы Земли. Особенности движения газовых потоков в аэродинамике. Законы движения воздуха, ламинарный и турбулентный воздушный поток. Статическое давление, уравнение Бернулли.
лекция [1,2 M], добавлен 23.09.2013Анализ устойчивости системы регулирования частоты самолета типа Ту-154. Принципиальная схема параллельной работы двух генераторов постоянного тока. Понятие балластных сопротивлений, влияние их неодинаковости на токораспределение между генераторами.
контрольная работа [502,0 K], добавлен 19.10.2011Описание и функциональные особенности основных систем электрооборудования самолета: питания и запуска СПЗ-27, источников электроэнергии переменного тока, потребителей электроэнергии (система флюгирования воздушных винтов, система выработки топлива).
контрольная работа [3,7 M], добавлен 16.06.2010Описание метода дискретных вихрей и исследование аэродинамических характеристик самолета "Цикада" с помощью программы Tornado. Построение поляры крыла и расчет коэффициентов отвала в зависимости от угла отклонения закрылка. Влияние разбивки на результат.
курсовая работа [798,0 K], добавлен 04.05.2011Основные этапы построения поляры самолета. Особенности определения коэффициента лобового сопротивления оперения, фюзеляжа и гондол двигателей. Анализ коэффициента индуктивного сопротивления, характеристика построения графика зависимости, значение поляры.
курсовая работа [3,5 M], добавлен 19.02.2013Радиолокационные цели: аэродинамические, баллистические и космические, наземные и наводные, природного происхождения. Процесс получения радиолокационной информации. Диаграмма переизлучения самолета. Эксплуатационная надежность радиолокационной станции.
реферат [1,4 M], добавлен 13.10.2013Расчет основных геометрических и аэродинамических параметров легкого одномоторного спортивного самолета "T-30 Katana"; построение зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки и поляры для взлетного, крейсерского и посадочного режимов полёта.
курсовая работа [274,5 K], добавлен 21.11.2010Гравитационные, электромагнитные и ядерные силы. Взаимодействие элементарных частиц. Понятие силы тяжести и тяготения. Определение силы упругости и основные виды деформации. Особенности сил трения и силы покоя. Проявления трения в природе и в технике.
презентация [204,4 K], добавлен 24.01.2012Причины возникновения подъемной силы летательного аппарата. Заслуги Жуковского в развитии аэродинамики. Понятие турбулентности и процесс возникновения зоны повышенной плотности на передней части снаряда. Принципы всасывания потока воздуха в двигатель.
реферат [2,2 M], добавлен 01.06.2013Характеристика действующих сил поезда. Регулирование скорости поезда изменением питающего напряжения на двигателе. Принцип импульсного метода регулирования напряжения. Характеристики поезда при изменении напряжения. Диаграммы мгновенных значений токов.
презентация [616,4 K], добавлен 27.09.2013
