Питчинг момент - Pitching moment
В аэродинамика, то момент тангажа на профиль это момент (или же крутящий момент ) производства аэродинамическая сила на аэродинамический профиль, если считается, что эта аэродинамическая сила приложена, а не на центр давления, но на аэродинамический центр профиля. Момент тангажа на крыле самолета - это часть общего момента, который необходимо уравновесить с помощью подъемной силы на крыле. горизонтальный стабилизатор.[1] В более общем смысле момент качки - это любой момент, действующий на подача ось движущегося тела.
В поднимать На аэродинамический профиль действует распределенная сила, которая действует в точке, называемой центром давления. Однако, как угол атаки изменения на изогнутый профиль, есть движение центра давления вперед и назад. Это затрудняет анализ при попытке использовать концепцию центра давления. Одно из замечательных свойств изогнутый аэродинамический профиль состоит в том, что даже если центр давления перемещается вперед и назад, если предположить, что подъемная сила действует в точке, называемой аэродинамический центр. Момент подъемной силы изменяется пропорционально квадрату воздушной скорости. Если момент разделить на динамическое давление, площадь и аккорд аэродинамического профиля, результат известен как коэффициент момента тангажа. Этот коэффициент изменяется лишь незначительно в рабочем диапазоне угла атаки профиля, но изменение наклона момента относительно угла атаки, показанное на рисунке ниже, кажется очень крутым, поэтому это должно быть связано с изменением момента тангажа крыла относительно ЦТ, а не относительно переменного тока. . Сочетание двух концепций аэродинамический центр и коэффициент момента тангажа сделать сравнительно простым анализ некоторых летных характеристик самолета.[2]
Измерение
В аэродинамический центр крылового профиля обычно составляет около 25% хорды за передней кромкой профиля. При проведении испытаний на модельном профиле, например в аэродинамической трубе, если датчик силы не совмещен с четвертью хорды профиля, а смещен на расстояние Икс, момент тангажа относительно точки четверти хорды, дан кем-то
где указанные значения D и L - сопротивление и подъемная сила модели, измеренные датчиком силы.
Коэффициент
В коэффициент момента тангажа важен при изучении продольная статическая устойчивость самолетов и ракет.
В коэффициент момента тангажа определяется следующим образом[3]
куда M момент качки, q это динамическое давление, S это площадь крыла, и c это длина аккорд профиля. - безразмерный коэффициент, поэтому для M, q, S и c.
Коэффициент тягового момента имеет фундаментальное значение для определения аэродинамический центр профиля. В аэродинамический центр определяется как точка на линии хорды профиля, в которой коэффициент момента тангажа не зависит от угла атаки,[2] или, по крайней мере, существенно не изменяется в рабочем диапазоне угла атаки профиля.
В случае симметричного профиля подъемная сила действует через одну точку для всех углов атаки, а подъемная сила центр давления не двигается, как в изогнутый профиль. Следовательно, коэффициент момента тангажа для симметричного профиля равна нулю.
Момент тангажа по соглашению считается положительным, когда он воздействует на наклон аэродинамического профиля в направлении носа вверх. Обычные изогнутые крылья поддерживаются на аэродинамическом центральном шаге носом вниз, так что коэффициент момента тангажа этих профилей отрицательный.[4]
Рекомендации
- Л. Дж. Клэнси (1975), Аэродинамика, Pitman Publishing Limited, Лондон, ISBN 0-273-01120-0
- Пирси, N.A.V (1943) Аэродинамика, страницы 384–386, English Universities Press. Лондон
- Устойчивость на низких скоростях Проверено 18 июля 2008 г.
Примечания
Смотрите также
