Угол тангажа угол крена: Крен, тангаж и разворот в результатах — 2015

Измерение углов крена и тангажа, измерение скольжения

4.1 Построение вертикали с помощью физического маятника на самолете

При пилотировании самолета необходимо знать его по­ложение относительно плоскости земного горизонта. Положение самолета относительно плоскости горизонта определяется двумя углами: углом тангажа и углом кре­на. Угол тангажа — угол между продольной осью самолета и плос­костью горизонта, отсчитываемый в вертикальной плоскости. Угол кре­на — угол поворота самолета во­круг его продольной оси, отсчиты­ваемый от вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось самолета

.

Рис 4.1 фзический маятник – определитель вертикали на самолёте.

Таким образом, положение само­лета относительно плоскости гори­зонта можно определить, если на са­молете знать направление истинной вертикали, т. е. направление линии, проходящей через центр Земли и самолет, и замерять отклонение са­молета от этого направления.

Отклонение от вертикали на земле определяют обычным отве­сом, т. е. физическим маятником.

Предположим, что физический маятник установлен на самоле­те, который совершает горизонтальный полет с ускорением а (рис. 4.1). На массу маятника т будут действовать силы от ускорения силы тяжести g и инерционная сила от ускорения а. Сумма мо­ментов от этих сил относительно точки подвеса маятника равна нулю и выражается уравнением

(4.1)

где l — длина маятника;

α — угол отклонения маятника

Из уравнения (4.1) имеем

(4.2)

Следовательно, маятник, установленный на объекте, движущемся с ускорением, отклоняется в сторону, противоположную действию ускорения, и показывает так называемую «кажущуюся вертикаль». Современные транспортные самолеты могут иметь ускорения, соизмеримые по величине с ускорением силы тяжести, поэтому угол α отклонения маятника от вертикали может достигать значи­тельных величин.

Таким образом, физический маятник не приго­ден для определения направления вертикали места, т. е. для изме­рения углов крена и тангажа, если самолет совершает полет с ус­корением.

4.2 Авиагоризонты

Ранее было отмечено, что маятник может быть исполь­зован для определения вертикали только при полете без ускорений, а свободный трехстепенный гироскоп может выдерживать задан­ное пространственное положение вне зависимости от действующих ускорений только небольшое время.

Поэтому эти два устройства соединяют вместе, используя положительные свойства каждого. При отсутствии ускорений с помощью маятника главная ось гироскопа выставляется вертикально. В те моменты, когда на маятник действуют ускорения, его отключают и гироскоп работает в режиме «памяти».

Устройство, с помощью которого маятник действует на гиро­скоп, называется системой маятниковой коррекции. Гироскоп с та­кой коррекцией называют гировертикалью.

Гировертикаль, визу­ально показывающая положение самолета относительно земного горизонта, называется авиагоризонтом.

В авиагоризонтах используется электролитический маятник (рис. 4.2), представляющий собой плоскую медную чашу 3, заполненную токопроводящей жидкостью 1 с большим удельным электрическим сопротивлением. Жидкости в чаше столько, что остается место для воздушного пузырька 2. Чаша закрыта крышкой из изоляционного материала, в которую вмонтировано четыре контакта 4, пя­тым контактом является сама чаша. Если маятник расположен горизонтально, то все четыре контак­та равномерно перекрываются жидкостью и электрическое сопро­тивление участков между ними и чашей одинаково. Если же чаша наклонится, то пузырек воздуха, занимая верхнее положение в чаше, оголит один из контактов и тем самым изменит электрическое сопротивление участка, которое при малых углах (до 30′) про­порционально углу наклона чаши.

Контакты маятника включаются в электрическую цепь, как по­казано на рис. 4.3. При наклоне маятника сопротивление между контактами 0 и 1 будет больше, чем сопротивление между контак­тами 0 и 3. Тогда ток i₁ который проходит по управляющей обмот­ке OY₁, будет меньше тока i₂ обмотки OY₂ коррекционного двига­теля. Обмотки OY₁ и OY₂ намотаны встречно, поэтому разностный ток Δi=i₂—i₁ создает магнитный поток, который, взаимодействуя с магнитным потоком обмотки возбуждения, вызывает вращающий момент. Ротор двигателя закреплен на оси карданова подвеса, следовательно, к оси подвеса приложен момент, под действием ко­торого гироскоп прецессирует. Прецессия гироскопа продолжается до тех пор, пока существует момент по оси карданова подвеса, а этот момент действует до установки маятника в горизонтальное положение, при котором ток

i₁=i₂. Связав маятник с внутренней, рамой карданова подвеса и расположив по осям подвеса коррек­ционные двигатели, получаем гировертикаль с электромеханичес­кой маятниковой коррекцией (рис. 4.4). Таким образом, электролитический маятник 1, действуя на ги­роскоп через коррекционные двигатели 2 и 3, все время будет при­водить главную ось гироскопа к положению вертикали. При отклю­чении коррекции гироскоп будет сохранять свое прежнее положе­ние в пространстве с точностью, определяемой его собственными ошибками, например, за счет прецессии, вызванной моментами трения по осям карданова подвеса.

Коррекционные системы различаются по типам характеристик. Коррекционной характеристикой называется закон изменения мо­мента, развиваемого коррекционным двигателем, в зависимости от отклонения главной оси гироскопа от положения вертикали.

В авиационных приборах наи­большее распространение получила смешанная коррекционная харак­теристика (рис. 4.5). Область ±Δα определяет зону нечувствительности системы. До некоторых предельных значений углов α_пр,

β_пр момент кор­рекции М_к меняется пропорциональ­но углам α и β, а затем становится постоянным.

Датчик углов крена и тангажа

Изобретение относится к области измерительной техники, а именно к средствам топогеодезического обеспечения. Сущность заявленного изобретения состоит в следующем. В датчик углов крена и тангажа, представляющий собой полый шарообразный корпус-резервуар, наполовину заполненный оптически прозрачной жидкостью, введены чувствительный элемент (поплавок) со светоотражающей нижней поверхностью; фотоприемная матрица, в центре которой размещён источник оптического излучения; вычислительное устройство. При этом поплавок выполнен в виде диска, нижняя поверхность которого является отражающей для заданного диапазона оптического излучения. Корпус-резервуар заполнен оптически прозрачной жидкостью таким образом, что отражающая поверхность поплавка проходит через центр корпуса-резервуара, источник и приемник оптического излучения установлены в нижней части корпуса. Определение величины углов крена и тангажа выполняется вычислительным устройством в зависимости от положения проекции отраженного поплавком оптического луча на фотоприемной матрице. Технический результат заявленного изобретения заключается в обеспечении возможности одновременного определения углов крена и тангажа мобильного объекта и их приращений в движении. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области измерительной техники, а конкретно — к средствам топогеодезического обеспечения, и может быть использовано для повышения точности определения углов наклона специализированного мобильного объекта относительно его продольной и поперечной осей в ходе геодезических работ, например, при описании профиля горных дорог и определении наиболее опасных участков на них, а также для оценки рельефа картографируемой местности при топогеодезических работах.

Известен датчик наклона [1. RU 15603 от 09.06.2000 г.], содержащий корпус, в котором подвешен маятник с магнитами, и размещен датчик Холла таким образом, что магниты расположены на свободном конце маятника разноименными полюсами навстречу друг другу с некоторым зазором, корпус выполнен в виде полого цилиндра, заполненного демпфирующей жидкостью, с крышкой и основанием, а датчик Холла помещен в зазоре между магнитами.

Известен датчик угла наклона [2. SU 1364876 от 30.01.1984 г.], содержащий установленный на валу резервуар с кольцеобразной полостью, заполненной жидкостью, помещенный в нее поплавок таким образом, что образует дросселирующие каналы со стенками резервуара, и вставки с зазорами относительно стенок полости.

Недостатком известных датчиков угла наклона является возможность определения угла наклона только в одной плоскости — в плоскости плоской подвески маятника в первом известном датчике [1], и в плоскости кольцеобразной полости резервуара — во втором известном датчике [2], то есть оба известных датчика не позволяют одновременно определять углы крена и тангажа.

Наиболее близким заявляемому изобретению, взятым за прототип, является малогабаритное устройство измерения углов наклона и азимута [3. RU 68672 от 04.07.2007 г.], в котором угол наклона объекта к плоскости горизонта измеряется датчиком, выполненным в виде шарообразного корпуса-резервуара, заполненного жидкостью, а азимут измеряется с помощью магнитной стрелки, свободно плавающей внутри резервуара на поверхности жидкости. На концах и на поперечной оси магнитной стрелки установлены малогабаритные источники света. Снаружи резервуара размещена матрица или линейки фотоприемников (фоторезисторов). Устройство представляет собой совмещенные датчики горизонта и направления. Уровень жидкости соответствует плоскости горизонта. При наклонах объекта источники света, освещают фотоприемники, соответствующие текущему значению угла наклона объекта. Магнитная стрелка расположена на поверхности жидкости и всегда направлена на «север». При повороте объекта относительно данного направления поворачивается и корпус устройства с размещенными на нем фотоприемниками. При этом фотоприемники линейки перемещаются относительно магнитной стрелки и фиксируют угловое отклонение объекта.

Недостатками прототипа является сложность конструкции за счет наличия не менее четырех источников оптического излучения, а также возможность определения углов крена и тангажа относительно только одного направления — на «север», которые не соответствуют истинным углам крена и тангажа мобильного объекта при несовпадении продольной оси объекта с направлением на «север».

Задачей изобретения является повышение точности определения угловой ориентации мобильного объекта относительно местной вертикали в продольной (тангаж) и поперечной (крен) плоскостях в движении.

Технический результат достигается тем, что в датчик углов крена и тангажа, представляющий собой шарообразный корпус-резервуар, наполовину заполненный оптически прозрачной жидкостью, введены функционально и конструктивно связанные чувствительный элемент (поплавок) со светоотражающей нижней поверхностью, фотоприемная матрица и источник оптического излучения, размещенный в центре фотоприемной матрицы, а также вычислительное устройство, при этом корпус-резервуар выполнен в виде полого шара, а чувствительный элемент выполнен в виде диска, нижняя поверхность которого является отражающей для заданного диапазона оптического излучения, корпус-резервуар заполнен оптически прозрачной жидкостью таким образом, что нижняя — отражающая — поверхность поплавка проходит через центр корпуса-резервуара, источник и приемник оптического излучения установлены в нижней части корпуса, а определение величины углов крена и тангажа выполняется вычислительным устройством в зависимости от положения проекции отраженного поплавком оптического луча на фотоприемной матрице. При этом с целью повышения точности определения углов крена и тангажа в вычислительное устройство с датчиков ускорений вводятся данные о линейных ускорениях мобильного объекта в продольном и в боковом направлениях, что обеспечивает исключение погрешностей определения углов тангажа и крена при поворотах и ускорениях мобильного объекта; для привязки данных по углам крена и тангажа к координатам местности в вычислительное устройство вводятся текущие координаты мобильного объекта из навигационного модуля; предупреждение оператора (водителя) о достижении мобильным объектом критических углов крена и тангажа (например, на крутых склонах или сильно пресеченной местности) вычислительное устройство датчика выдает электрический сигнал на срабатывание звуковой сигнализации, которая прекращается при возврате углов в диапазон некритических значений.

Датчик тангажа и крена представлен на чертежах:

фиг. 1 — схема взаимного расположения элементов конструкции устройства;

фиг. 2 — системы координат мобильного объекта: (связанная) подвижная X₁Y₁Z₁ и нормальная (неподвижная) XYZ;

фиг. 3 — общий вид измерения углов крена и тангажа.

Конструкция заявляемого датчика углов крена и тангажа изображена на фигуре 1, где использованы следующие обозначения: 1 — корпус-резервуар; 2 — жидкость; 3 — поплавок; 4 — отражающая поверхность поплавка; 5 — источник оптического излучения; 6 — приемник оптического излучения; 7 — вычислительное устройство; 8 — местная вертикаль; 9 — плоскость горизонта, при этом луч от источника оптического излучения 5, попадает на нижнюю часть поплавка 3 и, отражаясь от поверхности 4, попадает на приемник оптического излучения 6, который световой поток преобразует в электрический сигнал, приходящий в вычислительное устройство 7, которое и формирует данные по углам крена и тангажа относительно угла смещения луча источника излучения от местной вертикали.

Устройство работает следующим образом. Отсчетной системой координат является нормальная (неподвижная) система координат XYZ, в которой ось OY является местной вертикалью и перпендикулярна горизонтальной плоскости (фиг. 2). При этом в начальный момент времени ось ОХ совпадает с продольной осью мобильного объекта, а ось OZ совпадает с поперечной осью мобильного объекта. Мобильный объект, на котором размещен датчик углов крена и тангажа, связан с подвижной системой координат X₁Y₁Z₁. Центры подвижной и неподвижной систем совпадают. Объект, а следовательно, и подвижная система координат, может перемещаться относительно отсчетной горизонтальной плоскости по углам крена ±γ (плоскость Z₁OY₁) и углам тангажа ±υ (плоскость X₁OY₁). Величины этих углов будут равны углам отклонений луча источника оптического излучения от местной вертикали.

В начальный момент оси неподвижной и подвижной, связанной с мобильным объектом, систем координат совпадают и направление сфокусированного в центр корпуса-резервуара луча источника оптического излучения, выполненного в виде, например, светодиода, совпадает с местной вертикалью 8, нижняя поверхность 4 поплавка 3 совпадет с плоскостью 9 горизонта, а угол между лучом источника излучения 5 (или лучом отраженного сигнала, попадающего на приемник 6) и местной вертикалью 9, будет равен нулю (углы крена и тангажа также будут равны нулю).

При движении мобильного объекта подвижная система координат будет менять свое угловое положение относительно неподвижной системы, и жестко связанный с подвижной системой координат датчик углов крена и тангажа также будет менять свое угловое положение относительно местной вертикали. Соответственно, будут менять свое угловое положение относительно местной вертикали все геометрические точки, расположенные внутри полости шара, в том числе точки расположения источника излучения и фотоприемной матрицы, отклоняясь от местной вертикали на один и тот же угол. В то же время поплавок датчика останется в горизонтальном положении и будет перпендикулярен местной вертикали при любых угловых перемещениях датчика.

Угловые перемещения источника излучения и фотоприемной матрицы относительно местной вертикали возможны в продольной и в поперечной плоскостях (см. фиг.2) по углу тангажа (угол между осями ОХ и OX₁) и по углу крена (угол между осями OZ и OZ₁). Соответственно, за счет отклонения от местной вертикали зеркально отраженный поверхностью поплавка луч от источника излучения в точке, совпадающей с центром шара корпуса-резервуара и попадающий на фотоприемную матрицу, также может характеризовать величины углов крена и тангажа, так как каждый элемент фотоприемной матрицы связан с величинами углов тангажа и крена (см. фиг. 3).

Электрический сигнал с выхода приемника 6 фотоприемной матрицы поступает в вычислительное устройство 7, в котором регистрируется положение центра отраженного сигнала оптического излучения, угловые координаты которого будут соответствовать углам крена и тангажа. Изменения проекции луча отраженного сигнала на фотоприемную матрицу будут соответствовать приращениям углов крена и тангажа.

Размещенная внутри полости корпуса фотоприемная матрица, состоящая из светочувствительных элементов с размером пикселя, например, 12 мкм, в горизонтальной плоскости имеет форму круга. Плотность пикселей по всей площади матрицы одинаковая. Каждый пиксель матрицы соответствует строго определенным величинам углов крена и тангажа.

Уменьшение размера пикселя (менее 12 мкм), с одной стороны, снижает светочувствительность матрицы и, с другой стороны, повышает уровень шумов. Отраженный поплавком оптический луч от источника излучения облучает сразу несколько пикселей фотоприемной матрицы. В связи с этим для увеличения точности определения углов крена и тангажа вычислительным устройством производится усреднение электрического сигнала по пятну рассеивания падающего луча и вычисление координат в угловых единицах центра пятна в развернутой в плоскость фотоприемной матрицы, что обеспечивает увеличение точности определения углов тангажа и крена.

Кроме того, с целью повышения точности определения углов крена и тангажа в вычислитель, наряду с данными по углам крена и тангажа, от датчиков ускорений вводятся данные о линейных ускорениях мобильного объекта в продольном и в боковом направлениях (на фигурах не показано), что обеспечивает исключение погрешностей определения углов тангажа и крена при поворотах мобильного объекта и ускорениях при его движении.

Привязка данных по углам крена и тангажа к координатам местности проводится с помощью введения текущих координат мобильного объекта из навигационного модуля в вычислитель (на фигурах не показано).

С целью предупреждения оператора (водителя) о достижении мобильным объектом критических углов крена и тангажа (например, на крутых склонах или сильно пресеченной местности) вычислительное устройство датчика выдает электрический сигнал на срабатывание звуковой сигнализации, которая прекращается при возврате углов в диапазон некритических значений (на фигурах не показано).

Заявляемое изобретение является промышленно применимым в наземных мобильных геодезических комплексах при выполнении топографических и геодезических работ.

Технический результат заключается в обеспечении возможности одновременного определения углов крена и тангажа мобильного объекта и их приращений в движении, в том числе при ускорениях и поворотах мобильного объекта.

1. Датчик углов крена и тангажа, представляющий собой корпус-резервуар, наполовину заполненный оптически прозрачной жидкостью, отличающийся тем, что в него введены функционально и конструктивно связанные поплавок, фотоприемная матрица, источник оптического излучения, размещенный в центре фотоприемной матрицы, с выхода которой электрический сигнал поступает в вычислительное устройство, при этом корпус-резервуар выполнен в виде полого шара, а поплавок выполнен в виде диска, размещенного на поверхности жидкости, нижняя поверхность которого является отражающей для заданного диапазона оптического излучения, корпус-резервуар заполнен оптически прозрачной жидкостью таким образом, что плоскость, совпадающая с нижней отражающей поверхностью поплавка, проходит через центр корпуса-резервуара, а источник оптического излучения и фотоприемная матрица установлены в нижней части корпуса, определение углов крена и тангажа выполняется вычислительным устройством посредством регистрации положения центра отражённого сигнала оптического излучения.

2. Датчик углов крена и тангажа по п. 1, отличающийся тем, что для повышения точности определения углов в вычислитель вводят данные о линейных ускорениях в продольном и боковом направлениях с датчиков ускорений.

3. Датчик углов крена и тангажа по п. 1, отличающийся тем, что привязку к координатам местности по углам крена и тангажа осуществляют путем введения в вычислитель координат мобильного объекта от системы глобального спутникового позиционирования.

4. Датчик углов крена и тангажа по п. 1, отличающийся тем, что при достижении мобильным объектом критически допустимых значений углов крена и/или тангажа вычислительное устройство датчика выдает электрический сигнал на срабатывание звуковой сигнализации, которая выключается при возврате углов крена и/или тангажа в диапазон некритических значений.

аэродинамика — Изменение тангажа и угла атаки самолета при скоординированном развороте

Остается ли угол тангажа таким же, как и перед входом в повернуть? Является ли уравнение Шаг = AOA + FPA (FPA в этом случае обнуляется, I думаю) все еще применимо во время этого поворотного маневра?

Нет, это уравнение неприменимо во время полета с креном. Рассмотрим следующий мысленный эксперимент: предположим, что падение крыла равно нулю. Предположим, мы летим горизонтально с ровными крыльями (без крена) под углом атаки 10 градусов. Угол тангажа будет 10 градусов. Теперь кренимся (вокруг продольной оси самолета) мгновенно на угол крена 90 градусов. Мы преобразовали 100% нашего угла атаки в боковое скольжение, которое мы могли бы также назвать «углом рыскания». ¹ Но тангаж, как показано на авиагоризонте (см. соответствующий ответ для изображения авиагоризонта), остается прежним. Теперь мы можем отметить, что самолет почти наверняка не будет находиться в равновесии в этом новом положении, если только пилот не внесет серьезные изменения в управляющие входы (применит верхний руль направления, ослабит все противодавление руля высоты) и настройки мощности, а также, возможно, позволит изменить скорость полета. . Но ключевой момент, относящийся к текущему вопросу, заключается в том, что после того, как самолет накренится 90 градусов,

все, что пилот делает с рулем высоты в этот момент для изменения угла атаки самолета, не окажет немедленного ² нулевого влияния на положение по тангажу, отображаемое на авиагоризонте. Аналогичным образом, если бы самолет был накренен на 45 градусов, заданное изменение угла атаки имело бы меньшее влияние на угол тангажа самолета, как показано на авиагоризонте, чем если бы самолет находился на уровне крыльев.

Итак, нет, формула «угол тангажа = угол траектории полета + угол атаки» не применима к полету с креном. Правильная формула:

угол тангажа = угол траектории полета + (угол атаки * косинусный угол крена)

Отсюда следует, что если траектория полета остается горизонтальной (т. е. если высота остается постоянной), любое заданное увеличение угла тангажа представляет собой большее увеличение угла атаки, если самолет находится в крене, чем если самолет находится на уровне крыльев. А разница дается косинусом угла крена.

Так что же происходит с тангажем самолета, когда он входит в вираж, сохраняя при этом высоту и воздушную скорость постоянными? Начнем с упрощения задачи, предположив, что крыло не имеет крутки (размыва), имеет полностью симметричный аэродинамический профиль и крепится к фюзеляжу под углом падения 0 градусов. Так как требуемая подъемная сила (для горизонтального полета) равна весу/косинусу угла крена, то логически следует, что

по мере того, как пилот увеличивает угол крена, одновременно увеличивая угол атаки, необходимый для поддержания постоянной воздушной скорости, а также увеличивая мощность, необходимую для поддержания постоянной высоты, положение самолета по тангажу должно оставаться постоянным, если наклон кривая зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки является линейной . ^3,4

Почему это может показаться нелогичным? Я бы предположил, что одна из причин заключается в том, что на практике пилоты редко пытаются поддерживать постоянную скорость полета.0012 при входе в поворот. При крейсерском полете с высокой скоростью, находящейся на «правильной стороне» кривой требуемой мощности, многие легкие самолеты не смогут поддерживать высоту в крутом вираже, если только пилот не увеличит угол атаки настолько, чтобы действительно вызвать некоторое снижение воздушной скорости, несмотря на возросшую нагрузку на крыло

. Для более пологих поворотов, если они короткие по продолжительности, многие пилоты могут просто оставить дроссельную заслонку в покое и согласиться на снижение воздушной скорости, поскольку они применяют противодавление по мере необходимости для поддержания высоты при входе в поворот, даже если на самом деле было бы больше мощности, если бы положение дроссельной заслонки были изменены.

Но читайте дальше по другим причинам, почему пилот обычно наблюдает увеличение угла тангажа при входе в поворот, сохраняя при этом постоянную высоту и скорость полета.

Учитывайте влияние регулировки высоты «указательной» точки на авиагоризонте. Если пилот для удобства установил авиагоризонт так, чтобы он показывал угол тангажа, равный нулю, в горизонтальном полете без крена, даже если самолет фактически немного задрал нос для создания требуемого угла атаки, будет ли по-прежнему верно, что не будет ли замечено изменение показанного положения по тангажу, если пилот войдет в разворот с креном, сохраняя постоянную воздушную скорость и высоту, учитывая отмеченные выше предположения о кривой подъемной силы с линейным наклоном и т. д.? Один из способов подумать об этом — представить авиагоризонт с две эталонные «точки» , а не одна, одна вертикально (в системе отсчета самолета) под другой. Понятно, что когда самолет перекатывается с уровня крыльев на крутой вираж, только одна из этих «точек» может оставаться на линии отсчета постоянного тангажа на авиагоризонте. Если верхняя «точка» остается на линии отсчета постоянного тангажа, нижняя точка окажется на линии отсчета более высокого тангажа, чем в начале, указывая на то, что угол тангажа самолета увеличился. Аналогичным образом, если пилот выбрал визуальную контрольную точку на капоте, которая находится ниже «идеальной» или «правильной» контрольной точки, тогда, когда самолет входит в разворот с креном при сохранении постоянной высоты и воздушной скорости, эта визуальная контрольная точка появится быть восходящим с точки зрения его видимого расстояния над или под горизонтом — и здесь мы используем «вверх» и «вниз» относительно системы отсчета земли, то есть перпендикулярно линии горизонта.

Итак, если «высота» контрольной точки на авиагоризонте (или «высота» визуальной контрольной точки на капоте самолета, лобовом стекле и т. д.) имеет значение, как «правильно» установить высота опорной точки на авиагоризонте или выбрать визуальный ориентир? Если наблюдаемый угол тангажа должен оставаться одним и тем же независимо от угла крена, предполагая линейный наклон кривой зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки, то, по-видимому, необходимо измерять угол тангажа относительно линии, параллельной линии нулевой подъемной силы крыла ⁵ . Если крыло имеет положительное падение относительно фюзеляжа или если крыло имеет несимметричный аэродинамический профиль, так что оно все еще создает некоторую подъемную силу при нулевом угле атаки, тогда соответствующая исходная линия будет наклонена носовой частью вверх, хвостом вниз относительно фактической продольной оси фюзеляжа. В этом случае установка эталонной «точки» на авиагоризонте прямо над горизонтом в реальном крейсерском полете на уровне крыльев приведет к тому, что указанный угол тангажа будет равен 9. 0009 увеличьте , когда самолет входит в вираж, сохраняя при этом высоту и скорость полета. И точно так же визуальная контрольная точка, которая находилась прямо на визуальном горизонте ⁶ в реальном крейсерском полете на уровне крыльев, будет подниматься над горизонтом, когда самолет входит в вираж, сохраняя при этом высоту и скорость полета. ⁷ Но визуальная контрольная точка на куполе, выбранная таким образом, чтобы линия от глаз пилота до этой точки была параллельна линии нулевой подъемной силы крыла, должна оставаться на фиксированном расстоянии выше или ниже визуального горизонта, измеряя перпендикулярно горизонт, а не в собственной локальной плоскости самолета «вверх» и «вниз» — когда мы входим в вираж, поддерживая постоянную высоту и скорость полета.

Подводя итог, вот несколько причин, по которым мы обычно наблюдаем увеличение угла тангажа при входе в вираж, сохраняя при этом высоту и воздушную скорость постоянными, даже учитывая предположение о крыле с линейной кривой зависимости коэффициента подъемной силы от угла наклона. -attack:

• Если мы проводим наблюдения, просто выбирая точку на капоте или носу, которая находится прямо перед пилотом (в левом-правом смысле) в полете на уровне крыльев, линия от глаз пилота до эта точка всегда будет значительно наклонена вниз по отношению к продольной оси фюзеляжа, что означает, что эта точка будет всегда стремятся подняться к горизонту (измеряя перпендикулярно горизонту, а не в собственной локальной плоскости вверх-вниз самолета), если самолет должен был увеличивать угол крена при сохранении постоянного положения тангажа относительно горизонта. Это создало бы ложное впечатление изменения положения по тангажу вверх носом.

• Из-за угла наклона крыла и несимметричного (изогнутого) аэродинамического профиля линия нулевой подъемной силы аэродинамического профиля не совпадает с фактической продольной осью самолета. Это вызывает фактическое изменение положения носа вверх по тангажу (фюзеляжа) при входе воздушного судна в вираж при сохранении постоянной высоты и воздушной скорости, даже в идеальном случае, когда зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки является линейной.

• Даже в самолетах с полностью симметричным аэродинамическим профилем, закрепленным на фюзеляже с нулевой точкой падения, если мы «обнулим» контрольную точку на авиагоризонте в горизонтальном полете или если мы выберем визуальную контрольную точку на лобовом стекле, которая находится прямо на горизонте в полете на уровне крыльев, мы по-прежнему используем базовую линию, которая не параллельна линии нулевой подъемной силы крыла (и продольной оси фюзеляжа). Это приведет к увеличению указанного или кажущееся отношение высоты тона, даже если фактическое положение по тангажу остается точно постоянным, когда самолет входит в разворот с креном, сохраняя при этом высоту и воздушную скорость постоянными. Чтобы увидеть индикацию постоянного положения по тангажу при увеличении угла крена, нам нужно установить опорную точку на авиагоризонте так, чтобы она соответствовала фактическому положению по тангажу самолета в полете на уровне крыльев, или выбрать визуальный ориентир. точка на лобовом стекле и т. д., которая находилась на подходящем расстоянии над горизонтом, чтобы соответствовать фактическому углу тангажа самолета в полете на уровне крыльев.

Заявление об ограничении ответственности — здесь задействована сложная геометрия. Моя интуитивная догадка заключалась бы в том, что тангаж самолета должен увеличиваться по мере увеличения угла крена при развороте на постоянной высоте с постоянной воздушной скоростью, даже в идеализированном случае полностью симметричного крыла, прикрепленного к фюзеляжу с нулевым углом падения. Я не подтверждал какие-либо результаты, приведенные в этом ответе, ссылкой на какие-либо внешние источники, , и я фактически не проводил никаких наблюдений в полете, чтобы подтвердить или опровергнуть эти результаты .

Было бы очень интересно увидеть ответы на этот вопрос, основанные на тщательных наблюдениях в реальном полете (в частности, недавних наблюдениях, сделанных со свежим и непредубежденным умом специально для ответа на этот вопрос). Ссылки на видео, включая четкий обзор авиагоризонта обеспечит дополнительную ценность. Наиболее интересные результаты можно получить на самолете с полностью симметричным аэродинамическим профилем, установленном на фюзеляже при нулевом угле падения. Некоторый интерес могут представлять и ответы, основанные на наблюдениях с высококачественных авиасимуляторов.

Сноски:

1. Использование термина «угол рыскания» для описания угла в плоскости вращения рыскания между продольной осью самолета и фактическим направлением траектории полета было бы неформальным или нестандартным использованием. В этом ответе на связанный вопрос при обсуждении «углов Эйлера» понятие «угол рыскания» будет явно соответствовать курсу самолета , а не углу бокового скольжения. Основной момент остается в том, что катится к более крутому углу крена, имеет тенденцию преобразовывать угол атаки в боковое скольжение 9.0012 . Однако, если скорость крена не очень высока, а внутренняя устойчивость самолета по тангажу и курсовая устойчивость/стабилизация по рысканию/»флюгеру» довольно низки, эта динамика будет иметь тенденцию быть затемненной тенденцией самолета возвращаться к «урезанному» углу наклона. угол атаки и скольжения, т. е. угол атаки и угол скольжения, соответствующие текущему положению органов управления полетом. Таким образом, это «преобразование» угла атаки в боковое скольжение, безусловно, является , а не основной причиной того, что нам нужно применять руль направления вместе с элеронами, чтобы удерживать мяч в центре при вращении в большинство самолетов. Обычно аэродинамический крутящий момент из-за смещения поверхностей управления, а также из-за «скрученного» характера относительного ветра при качке и возникающего в результате «скручивания» векторов подъемной силы и сопротивления являются ключевыми факторами скольжения при качке. «Ваш пробег может варьироваться», особенно если вы летите на самолете с минимальным аэродинамическим неблагоприятным рысканием, расслабленной курсовой устойчивостью / флюгером / рысканьем и молниеносной скоростью крена.

2. «Нулевой немедленный эффект» — мы имеем в виду непосредственная взаимосвязь между вращением вокруг оси тангажа самолета и положением тангажа самолета. При крене 90 градусов они полностью развязаны. Конечно, в более долгосрочной перспективе изменение угла атаки изменит коэффициент лобового сопротивления, который повлияет на воздушную скорость, которая повлияет на величину устремленной в небо аэродинамической силы, создаваемой, когда самолет летит в скользящем положении (лезвие ножа). полета), что повлияет на траекторию траектории полета, которая будет влиять на тангаж самолета.

3. Относительно «если наклон кривой зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки является линейным в этой части огибающей полета» — это действительно хорошее приближение для большей части огибающей полета для большинства самолетов, особенно с неуправляемой крылья. См., например, этот раздел превосходного веб-сайта «See How It Flies» Джона С. Денкера. См. также это изображение. (Источник изображения неизвестен, но похожее содержание есть в книге «Аэродинамика для морских авиаторов».

4. Это наблюдение основано на похожем содержании этого связанного ответа на тот же вопрос, однако внимательный читатель заметит некоторые существенные различия в объяснении того, «почему» это так, включая математические формулы.

5. Re «Если наблюдаемая тангажная ориентация должна оставаться неизменной независимо от угла крена, предполагая линейный наклон кривой зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки, представляется, что тангажную ориентацию необходимо измерять по отношению к линии, параллельной линии нулевой подъемной силы крыла .»— дело в том, что если кривая коэффициента подъемной силы в зависимости от угла атаки является линейной , но точка пересечения с осью y не находится на 0 градусов угла атаки , мы по существу должны сдвинуть наше измерение угла атаки так, чтобы он обнулялся, когда крыло создает нулевую подъемную силу.Для заданной воздушной скорости подъемная сила будет прямо пропорциональна этому «смещенному» углу атаки. -атака, а не фактический угол атаки, и для заданного угла крена и воздушной скорости подъемная сила будет прямо пропорциональна (1/(косинусный крен), умноженной на этот «смещенный» угол атаки, а не фактический угол Точно так же «смещенное» положение тангажа, которое измеряется относительно линии нулевой подъемной силы крыла, а не фактическое тангажное положение, измеренное относительно продольной оси фюзеляжа, является тем, что мы должны ожидать, что оно останется постоянным при изменении угла крена при сохранении постоянной воздушной скорости и высоты. Если угол тангажа, измеренный относительно одной конкретной опорной линии (например, линии нулевой подъемной силы крыла), остается постоянным при изменении угла крена (при любом заданном наборе ограничений, например, при сохранении постоянной высоты и воздушной скорости), то тангаж, измеренный относительно любой другой исходной линии (например, продольной оси фюзеляжа) не может также оставаться постоянным. Дополнительные сведения см. в сноске 7.

6. Здесь мы предполагаем, что визуальная линия горизонта не опущена ниже истинной горизонтальной плоскости из-за кривизны земли. Если визуальная линия горизонта значительно опущена ниже истинной «горизонтальной» плоскости, это вызовет изменение воспринимаемого положения самолета по тангажу, но это смещение, по-видимому, не зависит от угла крена, принимая во внимание, что положение по тангажу измеряется перпендикулярно плоскости тангажа. горизонт, а не в собственной локальной плоскости самолета «вверх» и «вниз». Таким образом, любое понижение линии визуального горизонта из-за кривизны земли должно быть , а не , усложняют взаимосвязь между изменениями угла крена и изменениями результирующего (кажущегося) положения по тангажу, в то время как воздушная скорость и высота остаются постоянными.

7. Один из способов понять это — признать, что если крыло имеет положительное падение, то при горизонтальном полете при любом заданном угле атаки нос самолета наклонен к земле на меньше , когда самолет находится в крене, чем когда самолет находится на уровне крыльев, опять же измеряя перпендикулярно горизонту, а не в местной плоскости вверх-вниз самолета. Та же логика применима к линии обзора, определяемой линией между глазами пилота и точкой на капоте перед пилотом — эта линия всегда наклонена вниз (к земле) в полете на уровне крыльев, а наклон этой линии к земле всегда становится за вычетом при крене самолета, поэтому выбранная точка на капоте всегда будет двигаться вверх к горизонту, когда самолет кренит, сохраняя положение по тангажу (как определено или продольной осью фюзеляжа или ноль -линия подъемной силы крыла) постоянная.

Другой связанный контент на ASE:

A: Какова связь между углом крена и углом тангажа?

В: Как меняется угол атаки в поворотах? — (см. различные ответы)

механика полета — Танкирование с постоянным креном — как рассчитать окончательное положение по исходному положению и градусам поворота вокруг оси тангажа? (Конкретный пример)

Так же, как в соответствующем ответе Как вычислить конечное положение самолета, если мы знаем начальное положение и градусы вращения вокруг каждой оси? (Конкретный пример), этот ответ будет использовать навигационные вычисления для решения этой проблемы в сферической геометрии.

Представим, что самолет находится в центре воображаемого земного шара, нос которого направлен на 0 градусов широты и 0 градусов долготы. Зададим указанное общее количество градусов вращения вокруг оси тангажа самолета (45 градусов), равное общая угловая длина пути , по которому должно следовать судно, начинающееся в точке с координатами 0 градусов северной широты 0 градусов восточной долготы и движущееся по прямой линии , которая является линией постоянного курса.

Угол крена самолета — 30 градусов — будет представлен курсом судна. В этой задаче угол крена должен оставаться постоянным, поэтому мы моделируем задачу с расчетом локсодромии, а не с расчетом по дуге большого круга. Обратите внимание, что поддержание постоянного угла крена требует некоторого поворота относительно оси крена самолета — должна быть ненулевая скорость крена в сторону высокой законцовки крыла .

Конечная широта судна будет отображать окончательное положение самолета по тангажу, а конечная долгота судна будет представлять полное изменение курса самолета.

Калькулятор локсодромии, используемый для решения этой задачи, дает возможность использовать «нормальную сферу» для формы Земли, и в этом случае ожидаемый вход для пройденного расстояния (длина пути) находится в «географических милях». Географическая миля почти равна морской миле, но определяется как равная ровно 1 минуте долготы на экваторе, поэтому для пройденного расстояния мы умножим заданные градусы вращения вокруг оси тангажа самолета (45 ) на 60 минут/градус, чтобы получить общую угловую длину пути в единицах минут экваториальной долготы, что также является общей длиной пути в «географических милях».