NAU Harvester System
Fluctuations of an airplane with aerodynamic wingtip «At winglets»
Наукові журнали Національного Авіаційного Університету
View Archive Info| Field | Value | |
| Title |
Fluctuations of an airplane with aerodynamic wingtip «At winglets»
Колебания самолета с аэродинамическими законцовками «At winglets» Fluctuations of an airplane with aerodynamic wingtip «At winglets» |
|
| Creator |
Melikov, E.
|
|
| Subject |
—
бічне коливання; AT winglets; математична модель; частота; коефіцієнт загасання — — lateral oscillation; AT winglets; mathematical model; frequency; attenuation coefficient — — боковое колебание; AT winglets; математическая модель; частота; коэффициент затухания — |
|
| Description |
Методом рівнянь встановленого горизонтального польоту досліджується вплив аеродинамічних закінцівок крила "AT winglets" на бічну стійкість літака коливанням. Цим методом визначені вирази коефіцієнтів моментів крену і рискання для крила із закінцівками, які використовуються тут для отримання наближеного рівняння бічного коливання літака. Розглянуті переднє і заднє розташування центрів тисків закінцівок відносно вертикальної площини, що проходить через бічну координатну вісь. Визначені похідні коефіцієнтів моментів крену і рискання по куту ковзання для крила із закінцівками, які входять в рівняння бічного коливання літака. Встановлена залежність похідних від коефіцієнтів моментів крену і рискання для крил без закінцівок та із закінцівками по куту ковзання. Використовуючи цю залежність, із відомого диференційного рівняння бічного коливання літака з крилом без закінцівок отримано відповідне рівняння бічного коливання літака за креном для літака з крилом із закінцівками. Досліджено рішення цього рівняння за стійкістю залежно від відношення коефіцієнта загасання і коефіцієнта динамічної стійкості літака за рисканням. У результаті отримано, що для стійкого бічного коливання літака числа і мають бути від'ємними і, крім того, ще має бути менше від'ємного числа тобто . Показано, що у разі бічного встановленого коливання, наявність закінцівок крила призводить до збільшення частоти коливань і коефіцієнта загасання амплітуди в порівнянні з крилом без закінцівок.
By the method of equations of steady rectangular horizontal flight the effect of the aerodynamic wingtips "AT winglets" on the lateral oscillating stability of the aircraft is investigated. This method calculates the expressions for the coefficients of the roll and yaw moments for a wing with wingtips, which are used here to obtain an approximate equation for the lateral oscillatory motion of the aircraft. The forward and backward arrangements of the centers of pressure of the tips with respect to the vertical plane passing through the lateral coordinate axis are considered. The derivatives of the coefficients of the roll and yaw moment coefficients for the slip angle for the wing with the tips that enter the equation for the lateral oscillation of the aircraft are determined. The correspondence between the derivatives of the coefficients of the moments of roll and yaw for the wings without the tips and with the tips for the slip angle is established. Using this correspondence, from the known differential equation of the lateral oscillation of an aircraft with a wing without an wingtip, the corresponding equation of lateral oscillation of the airplane is obtained for the aircraft for aircraft with a wing with wingtips. A study is made of the solution of this equation in terms of stability, depwingtip on the ratio of the attenuation coefficient and the coefficient of dynamic stability of the aircraft in yaw . The study showed that for a stable lateral oscillation of an airplane, the numbers and must be negative and, in addition, still should be less than a negative number, i.e . It is shown that, in the case of steady lateral oscillations, the presence of wing tips leads to an increase in the oscillation frequency and amplitude decay factor as compared to the wing without the wingtips. Методом уравнений установившегося прямоугольного горизонтального полета исследуется влияние аэродинамических законцовок крыла “AT winglets” на боковую устойчивость самолета колебаниям. Этим методом вычислены выражения коэффициентов моментов крена и рыскания для крыла с законцовками, которые используются здесь для получения приближенного уравнения бокового колебания самолета. Рассмотрены переднее и заднее расположения центров давлений законцовок относительно вертикальной плоскости, проходящей через боковую координатную ось. Определены производные коэффициентов моментов крена и рыскания по углу скольжения для крыла с законцовками, которые входят в уравнение бокового колебания самолета. Установлена зависимость производных от коэффициентов моментов крена и рыскания для крыльев без законцовок и с законцовками по углу скольжения. Используя эту зависимость, из известного дифференциального уравнения бокового колебания самолета с крылом без законцовок получено соответствующее уравнение бокового колебания самолета по крену для самолета с крылом с законцовками. Исследовано решение этого уравнения по устойчивости в зависимости от отношения коэффициента затухания и коэффициента динамической устойчивости самолета по рысканию . В итоге получено, что для устойчивого бокового колебания самолета числа и должны быть отрицательными и, кроме того, еще должно быть меньше отрицательного числа , т.е. . Показано, что в случае установившегося бокового колебания наличие законцовок крыла приводит к увеличению частоты колебаний и коэффициента затухания амплитуды по сравнению с крылом без законцовок. |
|
| Publisher |
National Aviation University
|
|
| Contributor |
—
— — |
|
| Date |
2018-07-03
|
|
| Type |
—
— — |
|
| Format |
application/pdf
|
|
| Identifier |
http://jrnl.nau.edu.ua/index.php/SBT/article/view/12840
10.18372/2310-5461.38.12840 |
|
| Source |
Наукоємні технології; Том 38, № 2 (2018); 240-244
Science-based technologies; Том 38, № 2 (2018); 240-244 Наукоемкие технологии; Том 38, № 2 (2018); 240-244 |
|
| Language |
uk
|
|