строительная ось самолета что это

Продольная ось самолёта

Продольная ось самолёта — воображаемая линия, которая соединяет нос и хвост самолёта. При вращении вокруг нее самолет опускает одну и поднимает другую консоль крыла. Это называется «крен». Пилот управляет креном с помощью элеронов, интерцепторов или дифференциально отклоняемых консолей стабилизатора.

См. также

Смотреть что такое «Продольная ось самолёта» в других словарях:

Продольная ось вращения самолёта — Продольная ось самолёта воображаемая линия, которая соединяет нос и хвост самолёта. При вращении вокруг нее самолет опускает одну и поднимает другую консоль крыла. Это называется «крен». Пилот управляет креном с помощью элеронов или элевонов … Википедия

Продольная ось вращения самолета — Продольная ось самолёта воображаемая линия, которая соединяет нос и хвост самолёта. При вращении вокруг нее самолет опускает одну и поднимает другую консоль крыла. Это называется «крен». Пилот управляет креном с помощью элеронов или элевонов … Википедия

Продольная ось самолета — Продольная ось самолёта воображаемая линия, которая соединяет нос и хвост самолёта. При вращении вокруг нее самолет опускает одну и поднимает другую консоль крыла. Это называется «крен». Пилот управляет креном с помощью элеронов или элевонов … Википедия

Вертикальная ось самолёта — Эта страница требует существенной переработки. Возможно, её необходимо викифицировать, дополнить или переписать. Пояснение причин и обсуждение на странице Википедия:К улучшению/23 октября 2012. Дата постановки к улучшению 23 октября 2012.… … Википедия

Оси самолёта — Для улучшения этой статьи желательно?: Дополнить статью (статья слишком короткая либо содержит лишь словарное определение) … Википедия

Оси вращения самолёта — Самолёт имеет три оси вращения: Продольная ось вращения самолёта Поперечная ось вращения самолёта Вертикальная ось вращения самолёта Все три оси пересекаются в центре масс самолёта … Википедия

Крен — модели самолёта Крен (от фр. carène киль, подводная часть корабля или от англ. kren gen … Википедия

Оси вращения самолета — Самолёт имеет три оси вращения: Продольная ось вращения самолёта Поперечная ось вращения самолёта Вертикальная ось вращения самолёта Все три оси пересекаются в центре масс самолёта … Википедия

Братья Райт — В Википедии есть статьи о других людях с такой фамилией, см. Райт (фамилия). Уилбур Райт Wilbur Wright … Википедия

Источник

Основные понятия и определения

БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА

На самолетах вертикального взлета и посадки балансировка осуществляется и на режиме висения-с помощью струйных (газодинамических) рулей.

На вертолете она обеспечивается изменением направления и силы тяги несущего (несущих) и рулевого винтов, а также отклонением стабилизатора, руля направления (где они имеются).

УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА

Основные понятия и определения

При рассмотрении траекторных задач динамики полета обычно полагают, что все силы, действующие на самолет, приложены в его центре масс.

Рис.1.7.1. Схема сил, действующих на самолет как на материальную точку.

Это упрощает рассуждения и расчет основных параметров полета, но не позволяет определить все условия, которые необходимо обеспечить для выполнения заданного режима полета. Например, для горизонтального полета с заданной скоростью необходим определенный угол атаки. Какое для этого требуется отклонение руля высоты и хватит ли максимального отклонения руля для балансировки самолета на заданном угле атаки? Для ответа на этот вопрос необходимо рассмотреть моменты сил, действующих на самолет, и возникающее в результате их воздействия вращательное движение самолета. Для определения моментов необходимо знать, как известно из механики, величину каждой силы и точку ее приложения, а также оси координат, относительно которых определяются моменты сил.

Обычно моменты определяются относительно осей, проходящих через центр масс самолета. Это позволяет исключить из рассмотрения момент, создаваемый силой тяжести mg, приложенной в центре масс. Поэтому, в дальнейшем на схемах для определения моментов сила тяжести изображаться не будет, а центр масс будет показан как шарнир, относительно которого происходит вращение самолета.

Моменты, действующие на самолет, обычно рассматриваются в связанной системе координат oxyz, начало координат которой располагается в центре масс самолета, а оси координат направлены следующим образом:

Рис.1.7.2. Аэродинамические моменты, действующие на самолет
относительно осей связанной системы координат.

Составляющие моментов, действующих на самолет, в связанной системе координат имеют следующие названия:

Эти названия были принесены в авиацию сто лет назад в основном из французского языка. Так «тангаж» у французских моряков означает килевую качку корабля, «кабре» означает у кавалеристов «встать на дыбы». По этим терминам можно представить из кого формировались ряды первых авиаторов и с чем они сравнивали свои, видимо не очень послушные воле пилотов, аэропланы.

Величины аэродинамических моментов рассчитываются по формулам, аналогичным формулам для аэродинамических сил:

	(1.7.1)
	(1.7.2)
	(1.7.3)

где:
, , – коэффициенты моментов крена, рысканья и тангажа соответственно;
S – площадь крыла;
– размах крыла;
– средняя аэродинамическая хорда крыла.

Как и коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления , величины , , зависят от геометрических характеристик самолета, его конфигурации и отклонения рулей, а также углов атаки и скольжения и критериев аэродинамического подобия. Кроме того, как видно из формул, величины аэродинамических моментов зависят от плотности воздуха, скорости полета, площади и характерного геометрического размера крыла. Необходимо отметить, что если для моментов крена и рысканья в качестве характерного геометрического размера выбирается размах крыла, то для момента тангажа используется средняя аэродинамическая хорда, определение которой будет дано в п.1.7.2.

Коэффициенты моментов в отличии от самих моментов являются величинами безразмерными и не зависят от плотности воздуха, скорости полета, площади и геометрических размеров крыла. Поэтому удобнее в расчетах использовать коэффициенты моментов, а величины моментов по ним всегда можно определить по формулам (1.7.1-1.7.3).

Причиной возникновения моментов крена и рысканья является несимметричное обтекание самолета, возникающее при полете со скольжением, либо при отклонении элеронов или руля направления. В этом случае возникает так называемое боковое движениесамолета. В случае симметричного обтекания на самолет действует только момент тангажа. Движение самолета в этом случае происходит в плоскости симметрии самолета и называется продольным. Основными параметрами продольного движения является скорость и угол атаки. Для управления самолетом по тангажу используется руль высоты(РВ).

В диапазоне летных углов атаки, когда сохраняется безотрывное обтекание крыла продольное и боковое движение самолета можно рассматривать независимо друг от друга. При больших углах атаки такой подход недопустим из-за их взаимного влияния. Например, при увеличении угла атаки до критического происходит обычно сваливание самолета на крыло, т.е. изменение параметра продольного движения – угла атаки приводит к возникновению бокового движения крена.

По этой причине, рассматривая отдельно продольное и боковое движение, необходимо помнить, что все эти рассуждения справедливы только в диапазоне летных углов атаки.

Движение самолета с учетом его вращения изучается в разделе динамики полета «Устойчивость и управляемость самолета». В этом разделе используются следующие основные понятия:

В полете самолет находится под постоянным воздействием различных возмущений, связанных с перемещением воздушных масс в атмосфере. Эти возмущения стремятся вывести самолет из равновесия и изменить режим полета. В таких условиях благодаря устойчивости упрощается пилотирование самолета, т.к. самолет сохраняет заданный режим полета и парирует возникающие возмущения самостоятельно. Выдающийся русский аэродинамик Н.Е. Жуковский в одной из своих научных работ назвал это качество «прочностью движения». Пилоты, чтобы отметить высокую устойчивость самолета, говорят, что «самолет плотно сидит в воздухе».

Для количественной оценки устойчивости используются различные критерии устойчивости, которые определяют реакцию самолета или характер переходного процесса при воздействии на самолет внешнего возмущения.

Для упрощения рассуждений устойчивость самолета условно делят на динамическуюи статическую. Рассмотрим различие между статической и динамической устойчивостью на примере реакции самолета на воздействие вертикального восходящего порыва ветра, за счет которого происходит увеличение угла атаки. Т.к. рассматривается устойчивость самолета, то пилот не вмешивается в управление, и самолет должен «самостоятельно» вернуться к первоначальному углу атаки после прекращения действия порыва ветра. Очевидно, что для этого необходимо при увеличении угла атаки возникновение пикирующего момента, стремящегося уменьшить угол атаки. Такой момент называется стабилизирующим. Он всегда направлен на возврат самолета к первоначальному режиму полета. А способность самолета создавать стабилизирующие моменты и называется статической устойчивостью.

Однако возникновение стабилизирующего момента не всегда приведет к возврату самолета на первоначальный угол атаки. Например, при излишне большом значении стабилизирующего момента возможно возникновение незатухающих колебаний относительно исходного угла атаки. В этом случае говорят, что самолет, обладая статической устойчивостью, динамически неустойчив. Таким образом, статическая устойчивость является необходимым, но недостаточным условием динамической устойчивости, которую можно рассматривать как полную устойчивость в соответствии с приведенным выше определением.

Для статически неустойчивого самолета при увеличении угла атаки возникает дестабилизирующийкабрирующий момент, под действием которого происходит дальнейшее увеличение угла атаки, и возврат к первоначальному углу атаки без вмешательства пилота будет невозможен. Поэтому в этом случае можно сразу сделать вывод, что самолет не обладает статической, а, следовательно, и динамической устойчивостью.

Рис.1.7.3. К объяснению понятий статическая и динамическая устойчивость самолета.

В данном разделе будут рассмотрены продольная балансировка, а также продольная статическая устойчивость и продольная статическая управляемость самолета.

Источник

ГОСТ 22833-77 Характеристики самолета геометрические. Термины, определения и буквенные обозначения

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ СТАНДАРТ
СОЮЗА ССР

ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ

ТЕРМИНЫ, ОПРЕДЕЛЕНИЯ И БУКВЕННЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР ПО СТАНДАРТАМ
Москва

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ СТАНДАРТ СОЮЗА ССР

ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ

Термины, определения и буквенные обозначения

Geometrical aircraft characteristics.
Terms, definitions and letter symbols

Постановлением Государственного комитета стандартов Совета Министров СССР от 28 ноября 1977 г. № 2769 срок введения установлен

Настоящий стандарт устанавливает применяемые в науке, технике и производстве термины, определения и обозначения величин, относящихся к геометрическим характеристикам самолета и его элементов, используемые в исследованиях по механике полета.

Термины, установленные настоящим стандартом, обязательны для применения в документации всех видов, технической, учебной и справочной литературе.

Для каждого понятия установлен один стандартизованный термин. Применение терминов-синонимов стандартизованного термина запрещается.

В случаях, когда существенные признаки понятия содержатся в самом термине, определение не приведено и в графе «Определение» поставлен прочерк.

Стандартизованные термины набраны полужирным шрифтом.

В справочном приложении приведены пояснения к стандартизованным терминам.

Плоскость O _R X_R Y_R базовой системы координат самолета, относительно которой большинство элементов самолета расположено симметрично слева и справа

2. Базовая точка самолета

Точка, расположенная в базовой плоскости самолета и выбираемая в соответствии с задачей

3. Базовая ось самолета

Прямая, расположенная в базовой плоскости самолета, проходящая через базовую точку самолета и направленная вперед

4. Базовая система координат самолета

Правая прямоугольная система координат, фиксированная относительно самолета, с началом в базовой точке самолета и с базовой осью самолета O_R X_R. Ось O _r Y _r направлена вверх, а ось O _r Z _r дополняет систему

5. Положение связанной системы координат относительно базовой системы координат самолета

Совокупность геометрических величин (обычно две координаты и один угол), определяющих положение связанной системы координат относительно базовой системы координат самолета

6. Угол наклона продольной оси относительно базовой системы координат самолета

7. Базовая точка элемента

Точка, фиксированная относительно элемента и выбираемая в соответствии с задачей

8. Базовая ось элемента

Прямая, фиксированная относительно элемента, проходящая через его базовую точку и обычно направленная вперед

9. Базовая система координат элемента

Прямоугольная правая система координат, фиксированная относительно элемента, с началом в базовой точке элемента и с базовой осью элемента, обычно выбираемая так, что ось O_i Y_i направлена вверх, а ось O_i Z _i дополняет систему.

10. Положение одного элемента относительно другого

Совокупность значений геометрических величин (три координаты и три направляющих угла), определяющих положения базовой системы координат одного элемента относительно базовой системы координат другого элемента

11. Положение элемента относительно базовой системы координат самолета

Совокупность значений геометрических величин (три координаты и три направляющих угла), определяющих положение базовой системы координат элемента относительно базовой системы координат самолета

12. Геометрическое состояние самолета

Совокупность значений геометрических величин, характеризующих относительные положения основных частей самолета и его элементов

ГАБАРИТНЫЕ РАЗМЕРЫ САМОЛЕТА

13. Габаритная длина самолета

Расстояние между двумя плоскостями, параллельными плоскости O _r Y _r Z _r базовой системы координат самолета и касающимися его поверхности, но не пересекающими ее

14. Габаритная ширина самолета

Расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета O _r X _r Y _r и касающимися его поверхности, но не пересекающими ее

15. Габаритная высота самолета

Расстояние между двумя плоскостями, параллельными плоскости O _r X _r Z _r базовой системы координат самолета и касающимися его поверхности, но не пересекающими ее

16. Габаритная длина самолета на земле

Расстояние между двумя плоскостями, перпендикулярными земной поверхности, параллельными оси O _r Z _r базовой системы координат самолета и касающимися его поверхности, но не пересекающими ее

17. Габаритная ширина самолета на земле

Расстояние между двумя плоскостями, перпендикулярными поверхности земли, параллельными оси O _r X _r базовой системы координат самолета и касающимися его поверхности, но пересекающими ее

18. Габаритная высота самолета на земле

Расстояние между земной поверхностью и плоскостью, параллельной ей, касающейся поверхности самолета, но не пересекающей ее

ПРЕДЕЛЬНЫЕ УГЛЫ САМОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ

Абсолютное значение угла между базовой осью самолета и плоскостью земли, когда основные колеса и часть самолета, расположенная позади основных стоек шасси, касаются плоской земной поверхности, а действующие на них силы реакции равны нулю и при этом ось O _r Z _r параллельна плоскости земли

20. Предельный угол по крену на земле

Абсолютные значения угла между осью O _r Z _r базовой системы координат и плоскостью земли, когда либо правое (правые) колесо (колеса) основных тележек шасси и часть самолета, расположенная дальше правого (правых) колеса (колес) шасси от продольной оси, либо соответственно левое (левые) колесо (колеса) и т.д. касаются плоскости земли, а действующие на них силы реакции равны нулю

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ФЮЗЕЛЯЖА

Базовая система координат главного элемента фюзеляжа

Ось O_ф X_ф системы координат фюзеляжа

23. Базовая плоскость фюзеляжа

Совокупность геометрических величин, определяющих положение фюзеляжа относительно базовой системы координат самолета

25. Базовый угол фюзеляжа

Расстояние между двумя плоскостями, перпендикулярными оси фюзеляжа, касающимися его поверхности, но не пересекающими ее

Наибольшая площадь сечения фюзеляжа плоскостью, перпендикулярной оси фюзеляжа О_ф Х_ф

28. Максимальный эквивалентный диаметр фюзеляжа

Диаметр круга, площадь которого равна площади миделевого сечения фюзеляжа

Отношение длины фюзеляжа к максимальному эквивалентному диаметру фюзеляжа

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА

30. Система координат крыла

Базовая система координат главного элемента крыла

31. Плоскость симметрии крыла

Плоскость системы координат крыла, относительно которой контур крыла располагается симметрично справа и слева

32. Базовая плоскость крыла

Плоскость, содержащая центральную хорду крыла и перпендикулярная базовой плоскости самолета

Расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и касающимися концов крыла

Местное сечение крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета

35. Местная хорда крыла

Отрезок прямой, соединяющий точки пересечения передней и задней кромок крыла плоскостью, содержащей профиль крыла

36. Длина местной хорды крыла

37. Центральная хорда крыла

Местная хорда крыла в базовой плоскости самолета

38. Длина центральной хорды крыла

Длина отрезка прямой между точками пересечения передней и задней кромок крыла базовой плоскостью самолета

Отношение длины центральной хорды крыла к длине концевой хорды крыла

40. Точка п процентов хорды

Точка местной хорды крыла, находящаяся на расстоянии n процентов длины местной хорды крыла от его передней кромки

41. Линия n процентов хорд

Линия, соединяющая точки n процентов хорд от центральной до концевой хорды крыла

42. Поверхность хорд крыла

Поверхность, обычно криволинейная, образованная местными хордами крыла

Площадь проекции крыла на базовую плоскость крыла (черт. 1, 2)

Отрезок, параллельный базовой плоскости самолета, длина которого определяется из соотношения

где

45. Координаты носка средней аэродинамической хорды САХ

Координаты, вычисляемые по формулам:

Отношение квадрата размаха крыла к площади крыла

47. Длина концевой хорды крыла

Длина отрезка, замыкающего контур крыла на его конце

48. Местный угол крутки крыла

Угол между местной хордой крыла и базовой плоскостью крыла

49. Местный угол стреловидности крыла по линии n процентов хорд

Угол между касательной к линии n процентов хорд в рассматриваемой точке Р и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде крыла (черт. 3).

Примечание. Крыло, передние и задние кромки которого прямолинейны, и проекция крыла на базовую плоскость образует две трапеции с общим основанием, называется трапециевидным.

50. Местный угол стреловидности крыла

Местный угол стреловидности крыла по линии n процентов для линии 1 /₄ хорд

Местный угол стреловидности крыла по линии n процентов хорд при n = 0

52. Местный угол стреловидности крыла по задней кромке

Местный угол стреловидности крыла по линии я процентов хорд при n = 100 %

53. Местный угол поперечного V крыла

Угол между проекцией на плоскость, перпендикулярную линии центральной хорды крыла, касательной к линии 1 /₄ хорд в рассматриваемой точке Р, и базовой плоскостью крыла

54. Угол установки крыла

Угол между центральной хордой крыла и базовой осью самолета

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРЕДКРЫЛКА

Сумма размахов всех секций предкрылка

56. Местная хорда предкрылка

Отрезок прямой, соединяющий точки пересечения передней и задней кромок предкрылка плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета

57. Длина местной хорды предкрылка

Площадь проекции всех секций предкрылка на базовую плоскость О_кр X_кр Z_кр крыла

59. Относительная площадь предкрылка

Отношение площади предкрылка к площади крыла:

60. Угол отклонения предкрылка

Угол, характеризующий поворот базовой системы координат предкрылка при его отклонении

Отношение квадрата размаха предкрылка к его площади

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЗАКРЫЛКА

Сумма размахов всех секций закрылка

63. Местная хорда закрылка

Отрезок прямой, соединяющий точки пересечения передней и задней кромок закрылка плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета

64. Длина местной хорды закрылка

Площадь проекций всех секций закрылка на базовую плоскость крыла

Отношение площади закрылка к площади крыла:

67. Угол отклонения закрылка

Угол между хордой закрылка в отклоненном состоянии и хордой закрылка в неотклоненном состоянии

Отношение квадрата размаха закрылка к его площади

69. Угол стреловидности оси вращения поворотного закрылка

Угол между осью вращения поворотного закрылка и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде крыла

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЭЛЕРОНОВ (ЭЛЕВОНОВ)

70. Размах элеронов (элевонов)

Сумма размахов всех секций элеронов (элевонов)

71. Местная хорда элерона (элевона)

Отрезок прямой, соединяющий точки пересечения передней и задней кромок элерона (элевона) плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета

72. Длина местной хорды элерона (элевона)

73. Площадь элеронов (элевонов)

Площадь проекций всех секций элеронов (элевонов) на базовую плоскость крыла

74. Относительная площадь элеронов (элевонов)

Отношение площади элеронов (элевонов) к площади крыла

или

75. Угол отклонения элерона (элевона)

Угол между хордой элерона (элевона) в отклоненном положении и его хордой в неотклоненном положении, измеряемый в плоскости, перпендикулярной к оси вращения элерона (элевона)

76. Удлинение элеронов (элевонов)

Отношение квадрата размаха элеронов (элевонов) к площади элеронов (элевонов)

77. Угол стреловидности оси вращения элерона (элевона)

Угол между осью вращения элерона (элевона) и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде крыла

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

Площадь проекции части горизонтального оперения, омываемой потоком, на базовую плоскость горизонтального оперения, определяемая при неотклоненных подвижных поверхностях оперения (черт. 4).

79. Относительная площадь горизонтального оперения

Отношение площади горизонтального оперения (черт. 5) к площади крыла:

80. Средняя аэродинамическая хорда горизонтального оперения

Хорда, длина которой определяется из соотношения

81. Плечо горизонтального оперения

Длина проекции на продольную ось самолета отрезка, соединяющего заданную точку на САХ крыла (обычно в диапазоне центровок самолета) с точкой, лежащей на 1 /₄ САХ горизонтального оперения

82. Площадь руля высоты

Площадь проекции руля высоты на базовую плоскость горизонтального оперения

83. Относительная площадь руля высоты

Отношение площади руля высоты к площади горизонтального оперения:

84. Угол отклонения стабилизатора

Угол между хордой стабилизатора в отклоненном положении и его хордой в неотклоненном положении, измеряемый в плоскости, перпендикулярной к оси вращения

Угол отклонения стабилизатора, измеряемый в плоскости, параллельной базовой плоскости самолета

Угол между хордой руля высоты в отклоненном положении и хордой руля высоты в неотклоненном положении, измеряемый в плоскости, перпендикулярной к оси вращения руля высоты

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ

Базовая система координат главного элемента вертикального оперения

88. Базовая плоскость вертикального оперения

Плоскость O_в.о X_в.о Y_в.о системы координат вертикального оперения

89. Площадь вертикального оперения

Площадь проекции вертикального оперения на базовую плоскость вертикального оперения, определяемая при неотклоненных подвижных плоскостях (черт. 6)

90. Средняя аэродинамическая хорда вертикального оперения

Отрезок, длину которого вычисляют по формуле

91. Плечо вертикального оперения

Длина проекции на продольную ось самолета отрезка, соединяющего заданную точку на САХ крыла (обычно в диапазоне центровок самолета) с точкой, лежащей на линии 1 /₄ САХ вертикального оперения

92. Относительная площадь вертикального оперения

Отношение площади вертикального оперения к площади крыла:

93. Площадь руля направления

Площадь проекции руля направления на базовую плоскость вертикального оперения

94. Относительная площадь руля направления

Отношение площади руля направления к площади вертикального оперения

Угол стреловидности вертикального оперения по линии 1 /₄ хорд (черт. 7).

96. Угол стреловидности вертикального оперения по передней кромке

Угол стреловидности вертикального оперения по линии передней кромки вертикального оперения (черт. 7)

97. Угол отклонения руля направления

Угол между хордой руля направления в отклоненном состоянии и хордой руля направления в неотклоненном состоянии, измеряемый в плоскости, перпендикулярной к оси вращения руля направления

Примечание. Если наплыв не считается частью крыла, S = 2S₁. Если наплыв считается частью крыла, S = S( S₁ + S₂).

АЛФАВИТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ ТЕРМИНОВ

Высота самолета габаритная

Высота самолета габаритная на земле

Диаметр фюзеляжа эквивалентный максимальный

Длина концевой хорды крыла

Длина местной хорды крыла

Длина местной хорды закрылка

Длина местной хорды предкрылка

Длина местной хорды элерона (элевона)

Длина самолета габаритная

Длина самолета габаритная на земле

Для центральной хорды крыла

Координаты носка средней аэродинамической хорды САХ

Линия п процентов хорды

Ось самолета базовая

Ось элемента базовая

Плоскость вертикального оперения базовая

Плоскость крыла базовая

Плоскость самолета базовая

Плоскость симметрии крыла

Плоскость фюзеляжа базовая

Площадь вертикального оперения

Площадь вертикального оперения относительная

Площадь горизонтального оперения

Площадь горизонтального оперения относительная

Площадь закрылка относительная

Площадь миделевого сечения фюзеляжа

Площадь предкрылка относительная

Площадь руля высоты

Площадь руля высоты относительная

Площадь руля направления

Площадь руля направления относительная

Площадь элеронов (элевонов)

Площадь элеронов (элевонов) относительная

Плечо вертикального оперения

Плечо горизонтального оперения

Поверхность хорд крыла

Положение одного элемента относительно другого

Положение связанной системы координат относительно базовой системы координат самолета

Положение элемента относительно базовой системы координат самолета

Размах элеронов (элевонов)

Система координат вертикального оперения

Система координат крыла

Система координат самолета базовая

Система координат фюзеляжа

Система координат элемента базовая

Состояние самолета геометрическое

Точка n процентов хорды

Точка самолета базовая

Точка элемента базовая

Угол крутки крыла местный

Угол наклона продольной оси относительно базовой системы координат самолета

Угол отклонения закрылка

Угол отклонения предкрылка

Угол отклонения руля высоты

Угол отклонения руля направления

Угол отклонения стабилизатора

Угол отклонения стабилизатора по потоку

Угол отклонения элерона (элевона)

Угол по крену на земле предельный

Угол по тангажу на земле предельный

Угол поперечного V крыла местный

Угол стреловидности вертикального оперения

Угол стреловидности вертикального оперения по передней кромке

Угол стреловидности крыла местный

Угол стреловидности крыла местный по задней кромке

Угол стреловидности крыла местный по передней кромке

Угол стреловидности крыла по линии n процентов хорд

Угол стреловидности оси вращения поворотного закрылка

Угол стреловидности оси вращения элерона (элевона)

Угол установки крыла

Угол фюзеляжа базовый

Удлинение элеронов (элевонов)

Хорда вертикального оперения аэродинамическая средняя

Хорда горизонтального оперения аэродинамическая средняя

Хорда закрылка местная

Хорда крыла аэродинамическая средняя

Хорда крыла местная

Хорда крыла центральная

Хорда предкрылка местная

Хорда элерона (элевона) местная

Ширина самолета габаритная

Ширина самолета габаритная на земле

ПРИЛОЖЕНИЕ

ПОЯСНЕНИЯ К СТАНДАРТИЗОВАННЫМ ТЕРМИНАМ

К термину «Базовая плоскость самолета» (п. 1).

Самолет принимается состоящим из отдельных элементов. Эти элементы объединяются в группы, образующие «основные части самолета», например, фюзеляж, крыло и т.д. Основная часть обычно состоит из одного главного элемента и других элементов.

К термину «Базовая точка самолета» (п. 2).

В качестве базовой точки самолета может быть выбран, например, «центр масс самолета».

К термину «Базовая система координат самолета» (п. 4).

Базовая система координат самолета не обязательно совпадает со связанной системой координат по ГОСТ 20058-80, но обычно совпадает с системой координат фюзеляжа.

К термину «Угол наклона продольной оси относительно базовой системы координат самолета» (п. 6).

Угол наклона продольной оси относительно базовой системы координат самолета следует считать положительным, когда поворот базовой оси самолета вокруг оси O _r Z _r производится в направлении по часовой стрелке, если смотреть вдоль положительного направления оси координат, относительно которой осуществляется вращение.

Эти термины могут также применяться в качестве характеристик основных частей самолета, например, базовая точка, базовая ось и базовая система координат главного элемента основной части.

Предельные углы по тангажу и по крену на земле характеризуют крайние угловые положения, которые самолет может занимать на плоскости земли. Здесь рассматривается случай отрыва самолета на взлете, когда силы реакции в точках опоры равны нулю.

Аналогично могут быть определены предельные углы в других случаях, например, при стоянке, при посадке и т.д. В этих случаях необходимо употреблять термин с добавлением соответствующего пояснения, например, предельный угол тангажа на земле при полном обжатии стоек шасси.

К термину «Система координат фюзеляжа» (п. 21).

Если фюзеляж имеет одну плоскость симметрии, параллельную базовой плоскости самолета, оси O _ф X _ф и O _ф Y _ф расположены в этой плоскости симметрии.

В частности, если фюзеляж представляет собой тело вращения, то ось O _ф X _ф располагается по оси вращения.

Обычно система координат фюзеляжа совпадает с базовой системой координат самолета.

К термину «Положение фюзеляжа» (п. 24).

Если система координат фюзеляжа совпадает с базовой системой координат самолета, все шесть величин, определяющих положение фюзеляжа, равны нулю.

К термину «Базовый угол фюзеляжа» (п. 25).

Базовый угол фюзеляжа следует считать положительным, если поворот совершается в направлении положительного вращения.

Если система координат фюзеляжа совпадает с базовой системой координат самолета, то базовый угол фюзеляжа равен нулю.

К термину «Система координат крыла» (п. 30).

При определении основной части самолета, называемой «крыло», необходимо перечислить составляющие ее элементы, указать, считаются ли частью крыла расположенные на нем наплывы, элементы сопряжения крыла с фюзеляжем, гондолы двигателей, топливные баки и т.д.

Крыло обычно является закрученной поверхностью, ограниченной непрерывной и замкнутой линией, называемой «контуром». Контур включает линии на поверхности крыла, называемые передней кромкой крыла и задней кромкой крыла. Если эти линии прерываются, условие непрерывности удовлетворяется условно выбранным дополнением линий передней и задней кромок крыла там, где крыло пересекает элементы, не являющиеся элементами крыла, например, фюзеляж, гондолы. Способ дополнения должен быть указан.

Если эти линии не соединяются у концов крыла, то контур крыла на каждом его конце замыкается соответственно выбранными отрезками прямых, лежащими в плоскостях, параллельных базовой плоскости самолета, и называемыми концевыми хордами крыла.

Если несущих поверхностей больше, чем одна, то может быть определено несколько основных частей, например, верхнее или нижнее крыло, или переднее или заднее крыло. Определения относятся к заданному геометрическому состоянию крыла.

Если рассматривается несколько геометрических состояний и в соответствии с этим изменяются некоторые геометрические величины, как, например, у самолета с крылом изменяемой в полете стреловидности, то за базовые значения рекомендуется выбирать значения геометрических величин, определяемые одним геометрическим состоянием крыла, которое должно быть указано.

К термину «Плоскость симметрии крыла» (п. 31).

Плоскость симметрии крыла обычно совпадает с базовой плоскостью фюзеляжа, которая в свою очередь совпадает с базовой плоскостью самолета.

Ось крыла О_крХ_Кр совпадает с центральной хордой, а начало системы координат обычно располагается в передней точке этой хорды.

К термину «Профиль крыла» (п. 34).

Для изолированного крыла или полукрыла в качестве секущей плоскости можно принимать любую удобную для задачи плоскость.

К термину «Средняя аэродинамическая хорда крыла» (п. 44).

Положение средней аэродинамической хорды определяется в базовой системе координат самолета координатами ее носка. Аналогичное определение может быть дано с использованием местных хорд крыла, а не их проекций.

К термину «Координаты носка средней аэродинамической хорды» (п. 45).

При определении положения координаты центра масс, аэродинамических фокусов, точек нейтральности по ГОСТ 20058-80 по отношению к САХ за положительное принимают направление от передней к задней точке САХ.

К термину «Местный угол крутки крыла» (п. 48).

Местный угол крутки крыла следует считать положительным, когда передняя точка хорды по отношению к базовой плоскости крыла находится выше задней точки этой хорды.

К термину «Местный угол стреловидности крыла по линии n процентов хорд» (п. 49).

Местный угол стреловидности крыла по линии n процентов хорд следует считать положительным, если точка Т пересечения касательной с базовой плоскостью самолета находится впереди точки Р (черт. 3).

К термину «Местный угол поперечного V крыла» (п. 53).

Местный угол поперечного V крыла следует считать положительным, если точка Т пересечения касательной базовой плоскостью самолета лежит ниже точки Р (черт. 3).

В зависимости от задачи могут быть рассмотрены углы поперечного V крыла и для линии n % хорд.

К термину «Угол установки крыла» (п. 54).

Угол установки крыла следует считать положительным, когда передняя точка центральной хорды крыла расположена выше задней точки.

К термину «Размах предкрылка» (п. 55).

За размах каждой секции принимают расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и касающимися концов секции.

К термину «Угол отклонения предкрылка» (п. 60).

Угол отклонения предкрылка следует считать положительным, если точки передней кромки предкрылка в отклоненном положении располагаются ниже соответствующих точек предкрылка в неотклоненном положении.

К термину «Размах закрылка» (п. 62).

За размах каждой секции принимается расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и касающимися концов секции.

К термину «Угол отклонения закрылка» (п. 67).

Угол отклонения закрылка следует считать положительным, если задняя кромка отклонена вниз.

К термину «Угол стреловидности оси вращения поворотного закрылка» (п. 69).

Угол стреловидности оси вращения поворотного закрылка следует считать положительным, если точки оси вращения закрылка, расположенные ближе к плоскости симметрии крыла, занимают более переднее положение, чем точки, расположенные на большем удалении от нее.

К термину «Размах элеронов (элевонов)» (п. 70).

За размах каждой секции элеронов (элевонов) следует принимать расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и касающимися концов секции.

К термину «Угол отклонения элерона (элевона)» (п. 75).

Угол отклонения элерона (элевона) следует считать положительным, если задние кромки элерона (элевона) отклонены вниз.

К термину «Угол стреловидности оси вращения элерона (элевона)» (п. 77).

Угол стреловидности оси вращения элерона (элевона) следует считать положительным, если точки оси вращения элерона (элевона), расположенные ближе к плоскости симметрии крыла занимают более переднее положение, чем точки, расположенные на большем удалении от нее.

К термину «Площадь горизонтального оперения» (п. 78).

При определении основной части самолета, называемой «оперение», необходимо перечислить составляющие его элементы, указать, считаются ли частью оперения расположенные на нем внешние контуры двигателей, элементы сопряжения с фюзеляжем, надстройки, контейнеры для парашюта и т. д. и определить «контур оперения» по аналогии с «контуром крыла».

Для определений могут быть введены основные понятия, аналогичные употребляемым для крыла, и использованы соответствующие обозначения с добавлением индекса «г.о.».

К термину «Относительная площадь горизонтального оперения» (п. 79).

Аналогично определяется «относительная габаритная площадь горизонтального оперения» как отношение габаритной площади горизонтального оперения (черт. 5) к площади крыла

К термину «Угол отклонения руля высоты» (п. 86).

Угол отклонения руля высоты следует считать положительным, если задняя кромка руля высоты отклонена вниз.

К термину «Система координат вертикального оперения» (п. 87).

Рассматривается одна вертикальная поверхность, которая может состоять из двух аэродинамических поверхностей: одна сверху, а другая снизу фюзеляжа.

К термину «Угол отклонения руля направления» (п. 97).

Угол отклонения руля направления следует считать положительным, когда задняя кромка руля отклоняется вправо при наблюдении сверху.

Источник