allgosts.ru01. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ. ТЕРМИНОЛОГИЯ. СТАНДАРТИЗАЦИЯ. ДОКУМЕНТАЦИЯ01.040. Словари

ГОСТ 20058-80 Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения

Обозначение:
ГОСТ 20058-80
Наименование:
Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения
Статус:
Действует
Дата введения:
06/30/1981
Дата отмены:
-
Заменен на:
-
Код ОКС:
01.040.49

Текст ГОСТ 20058-80 Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения



Цена 20 коп.

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ СТАНДАРТ

СОЮЗА ССР

ДИНАМИКА
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ В АТМОСФЕРЕ

ТЕРМИНЫ, ОПРЕДЕЛЕНИЯ И ОБОЗНАЧЕНИЯ

ГОСТ 20058-80

Издание официальное

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР ПО СТАНДАРТАМ

Москва

Группа Д00

к ГОСТ 20058—80 Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения

В каком месте

Напечатано

Должно быть

Таблица. Графа «Определенно. Для термина 4

O0xg

OZs

OqZ g

Приложение 2.

вокруг оси YOg

вокруг оси OYg

Пункт 1.1

(ИУС № 12 1986 г.)

УДК 001.4:629.7.015:006.354    Группа ДО©

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ СТАНДАРТ СОЮЗА ССР

ДИНАМИКА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ В АТМОСФЕРЕ

Термины, определения и обозначения

Aircraft dynamics in atmosphere.

Terms, definitions and symbols

ГОСТ

20058-80

Взамен

ГОСТ 20058—74, кроме пп. 45—67

Постановлением Государственного комитета СССР по стандартам от 30 июля> 1980 г. № 3913 срок введения установлен

с 01.07. 1981 г*

Настоящий стандарт распространяется на летательные аппараты тяжелее воздуха, в основном самолеты.

Стандарт устанавливает применяемые в науке и технике термины, определения, обозначения осей координат и буквенные обозначения величин, относящиеся к динамике летательных аппаратов в атмосфере Земли и других планет.

Стандарт следует применять совместно с ГОСТ 22833—77 к ГОСТ 22281—78.

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

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

Для отдельных стандартизованных терминов в стандарте приведены в качестве справочных краткие формы, которые разрешается применять, если исключена возможность их различного толкования. Установленные определения можно, при необходимости, изменять по форме изложения, не допуская нарушения границ понятий.

Если необходимые и достаточные признаки понятия содержаться в буквальном значении термина, определение не приведено н, соответственно, в графе «Определение» поставлен прочерк.

Для отдельных понятий стандартизованные термины отсутствуют и, соответственно, в графе «Термин» поставлен прочерк.

Издание официальное ★

Перепечатка воспрещена

(§) Издательство стандартов, 1981

В стандарте (Приведен алфавитный указатель содержащихся в нем терминов.

В справочном приложении 1 приведены чертежи основных углов, используемых в динамике летательных аппаратов в атмосфере, в справочном приложении 2—матрицы преобразования величин из одной системы координат в другую, в справочном приложении 3 — таблица соответствия обозначений осей координат и буквенных обозначений величин, установленных в данном стандарте и МС ИСО 1151, ч. I—V.

Стандартизованные термины набраны полужирным шрифтом, их краткая форма — светлым.

геэг яве

м

Обозначение

ОБЩИЕ ПОНЯТИЯ

1. Динамика летательных аппаратов в атмосфере

Раздел механики, в котором изучается движение летательных аппаратов в атмосфере '

Термин «летательный аппарат» в данном стандарте откосится к летательным аппаратам тяжелее воздуха, оснащенным, как правило, установкой для создания тяги (п. 53)'-например, самолет, ракета, вертолет

ИНЕРЦИАЛЬНАЯ И ЗЕМНЫЕ СИСТЕМЫ КООРДИНАТ

2. Инерциальная система координат

WA

3, Земная система координат

1 Нормальная земная система координат

Правая прямоугольная декартова система координат, начало Ои которой помещено в некоторой точке пространства, либо перемещается с постоянной скоростью, а направление осей относительно звезд неизменно \

Правая прямоугольная декартова система координат, начало 00 и оси которой фиксированы по отношению к. Земле и выбираются в соответствии с задачей

Земная система'координат, ось которой Оо^' направлена вверх по местной' .вертикали,-' а направление осей ОЦ н Щ выбирается в соответствии с задачей

Под/местной вертикалью понимают прямую, совпадающую с направлением силы тяжести в рассматриваемой точке

Термин

*

Обозначение

. Отделение

Примечание

5. Стартовая система координат

от * *.ч

Земная система координат, начало которой 0О совпадает с характерной точкой летателшого аппарата в начальный момент движения, ось 0/с направлена вверх по местной вертикали, а направлше осей ОЛ и 00ZC' выбирается в соответствии с задачей

ПОДВИЖНЫЕ СИСТЕМЫ КООРДИНАТ

б. Подвижная система

Правая прямоугольная декар

координат

това система координат, начало которой 0 помещено на летательном аппарате, обычно в центре масс, а направладие осей выбирается в соответствии с задачей

7. Ориентированная

т

Подвижная система координат,

подвижная система

направление осей которой отно

координат

сительно звезд неизменно

8, Земная подвижная

ш

Подвижная система координат,

система координат

оои которой направлены так же, как и соответствующие оси земной системы координат

9. Нормальная систе

Подвижная система координат,

ма координат

ось которой ОУ^ направлена вверх по местной вертикали, а направление, осей OXg и ОЦ выбирается в соответствии с задачей

Стр. 4 ГОСТ 20058-80

оо

t

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

10, Связанная система координат

от

Подвижная система координат, осями которой являются продольная ось 01 (п, 11), нормальная ось 01 (п. 12) и поперечная ось 01 (п. 13), фиксированные относительно летательного аппарата

11, Продольная ось

01

Ось связанной системы координат, расположенная в плоскости1 симметрии летательного аппарата или в плоскости, параллельной ей, если начало координат 0 по-

1, Направление продольной ■ оси может быть выбраню как по базовым осям самолета, крыла или фюзеляжа, так и по главным осям инерции, Выбор продольной оси

12, Нормальная ось

мещено вне плоскости симметрии, и направленная от хвостовой к носовой части летательного аппарата

должен быть указан.

2, Для осесимметричных летательных аппаратов продольная ось располагается вдоль осп симметрии -

01

Ось связанной системы координат, расположенная в плоскости симметрии летательного аппарата или в плоскости, параллельной ей, если начало координат 0 помещено вне плоскости симметрии, и направленная к верхней части летательного аппарата или части, условно ей соответствующей

ч.

13, Поперечная ось

01

Ось связанной системы координат, перпендикулярная плоскости симметрии летательного аппарата и направленная к правой части летательного аппарата или части, -условно ей соответствующей

\

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

R Полусвязанная система координат

ад

\

Подвижная система координат ось которой Ole совпадает с проекцией скорости летательного

/

15. Связанная с пространственным углом атаки система координат

ад .

аппарата F (п, 35) на плоскость ОХУ связанной системы координат, ось ОУе -с осью подъемной онлы 0!а (и, 18), а ось 01 г с поперечной осью

Подвижная система координат, ось 01 п которой совпадает с продольной -осью, а ось 0УП лежит в плоскости/ образованной продольной осью и направлением скорости летательного аппарата

* 1 *

■ 1

16, Скоростная систе-тема координат

*

1

#

i

F (п, 35), н направлена противоположно ■ проекции скорости на плоскость, перпендикулярную продольной оси

Подвижная система координат, ось 01 которой совпадает с направлением скорости летательного аппарата (п. 35), а ось ОУ лежит в плоскости симметрии летательного аппарата или в плоскости, параллельной ей, если начало координат 0 помещено вне плоскости симметрии, и направлена к верхней части летательного аппарата или части, условно ей соответствующей

У

> t

1

Термин ,

17, Скоростная ось

18, Ось подъемной силы

Ось скоростной системы координат, совпадающая с направлением скорости летательною аппа-

рата У (п, 35)

5сь ■ скоростной системы координат в плоскости симметрии летательного аппарата или в плоскости, параллельной ей, если начало координат О помещено вне плоскости симметрии, и направленная к верхней части летательного аппарата или части, условно ей соответствующей

19, Боковая ось

-20, Траекторная система координат

Ось, которая в совокупности со скоростной осью и осью подъемной силы составляет скоростную систему координат    j

Подвижная система координат, ось которой 01 к совпадает с направлением земной скорости

Ук (п. 37), ось OJV лежит в вертикальной плоскости, проходящей через ось ОХк, и направлена обычно вверх от поверхности Земли

ч

О

П

ч

08—a S'о о гг

УГЛЫ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ НАПРАВЛЕНИЕ СКОРОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В СВЯЗАННОЙ СИСТЕМЕ КООРДИНАТ И В СИСТЕМЕ КООРДИНАТ, СВЯЗАННОЙ С ПРОСТРАНСТВЕННЫМ УГЛОМ АТАКИ

(Справочное приложение 1, черт. I)

21, Угол атаки

ф

)

а

Угол между*-'продольной осью 01 и проекцией скорости лета-

тельного аппарата У (п. 35) т плоскость ОН связанной системы координат

Угол атаки следует считать положительным,"если проекция скорости летательного аппарата на нормальную ось отрицательна

22, Угол скольжения,

1

1/

j

*

Угол между направлением ско-

рост® летательного аппарата У (п, 35) и плоскостью ОМ связанной системы координат

1

k

Угол скольжения следует считать положительным, если проекция скорости летательного аппарата на поперечную ось положительна ■ .

23, Пространственный угол атаки

®п

Угол между продольной осью 01 и направлением скорости ле-

Пространственный угол атаки всегда является положительным

*

тателыюгз аппарата У (п, 35)

»

24, Аэродинамический угол крена

»

Йц)

\

Угол между нормальной осью ОУ и осью 0УП системы координат, связанной с пространственным углом атаки

Аэродинамический угол крена следует считать положительным, когда ось (^совмещается с нормальной осью поворотом вокруг продольной оси по часовой стрелке, если смотреть в направлении продольной оси

*

Стр. 8 ГОСТ 20058-80

Обозначение'

' УГЛЫ МИДУ ОСЯМИ СВЯЗАННОЙ И НОРМАЛЬНОЙ СИСТЕМ КООРДИНАТ (Справочное приложение 1, черт, 2)

25. Угол рыскания

26, Угол тангажа

t

§

Угол между осью Olg нормальной системы координат и проекцией продольной оси 01 на горизонтальную пшость ОЦЦ нормальной системы координат ,    ■■

Угол рыскания следует считать положительным, когда ось Щ совмещается гпроещеи продольной ош на горизонтальную плоскость поворотом вокруг оси Olg по часовой стрелке, если смотреть в направлен!' этой оси

Угол между продольной осью 01 и горизонтальной плоскостью

gig

дишг

Угол тангажа следует считать положительны, когда продоль* системы «оор-| пая ось находится выше горизон* ‘ тальной плоскости OLL

27. Угол крена

*

1

Угол между яопереивой'осью OZ и осью Olg нормальной системы, координат, смещенной в положение, при котором угол рыскания равен нулю

Угол крена- следует считать положительным, когда смещенная ось Oli совмещается с поперечной осью поворотом вокруг продольной оси’ по часовой стрелке, если смотреть в направлении этой оси

УГЛЫ МЕЖДУ ОСЯМИ СКОРОСТНОЙ И НОРМАЛЬНОЙ СИСТЕМ КООРДИНАТ (Справочное приложение I, черт, 3)

п

М

23, Скоростной угол рыскания

to

Угол между осью'0^-нормальной. системы координат и проекцией скоростной оси 01 а на горизонтальную    плоскость

О!gig нормальной штемы [координат

I Скоростной угол рыскания следует считать положительным, когда ось ОЦ совещается с проекцией скоростной оси на горизонтальную плоскость Otglg поворотом вокруг оса 0^ по ча-

со

о

$

8SOOC

»

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

t

}

совой ’ стрелке, если смотреть в ■направлении этой оси

29. Скоростной тангажа

угол

*

». -

Угол между скоростной осью 01 а и горизонтальной плоскостью OX fa нормальной системы координат

Скоростной угол тангажа следует считать положительном, ког- . да скоростная ось находиться вы-пгё горизонтальной плоскости

щц

30. Скоростной крена

<

угол

Ь

1

Угол между боковой осью 01а н осью ОЦ нормальной системы координат, смещенной в положение, при котором скоростной угол рыскания равен нулю

| /

Скоростной угол крена следует считать положительным, когда смещенная ось ОЦ совмещается с боковой осью поворотом вокруг скоростной оси по часовой стрелке, если смотреть в направлении этой оси

ТРАЕКТОРНЫЕ УГЛЫ (Справочное приложение 1, черт, 4)

/

' 31. Угол пути

¥

Угол между осью ОЦ нормальной системы координат и направ-

■нем путевой скорости Уп (п. 38)

’Т -/

32, Угол наклона тра

0

/ Угол между направлением зем-

ектории

ной скорости Ук (п, 37) и горизонтальной плоскостью ОЦЦ

1

нормальной системы координат

Угол пути следует считать положительным, когда ось 0^ совмещается с направлением путевой скорости поворотом вокруг оси ОЦ по часовой стрелке, если смотреть в направлен! этой оси

Угол найлона траектории следует считать положительным, когда проекция земной скорости на ось положительна

Термин

1 "’Я -t.'/v.'»» **<;♦*

Обозначение

Определение

Примечание

,

УГЛЫ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ НАПРАВЛЕНИЕ ВЕТРА (Справочное приложение 1, черт. 5)

33, Угол ветра

ь

Угол между осью QXg нормальной системы координат ъ

проекцией скорости ветра И (п, 39) на горизонтальную плоскость ЩЦ нормальной системы координат

Угол ветра следует считать положительны, когда ось 0Xg совмещается с проекцией скорости ветра на горизонтальную плоскость OXglg поворотом вокруг оси ОУ^ по часовой стрелке, если смотреть в направлении этой ос®

31 Наклон ветра

%

Угол между направлением ско-

рости ветра f (п. 39) и гори-зшгальной плоскостью

Наклон ветра следует считать положительным, когда проекция скорости ветра на ось OYg нормальной системы координат положительна

СКОРОСТИ

35, Скорость летательного аппарата

Скорость

У

Скорость (начала 0 связанной системы координат относительно среды, не возмущенной летательным аппаратом

1; При применении термина к конкретному виду летательного аппарата следует заменять слова «летательного аппарата» на термин конкретного вида летательного аппарата, например, «скорость самолета»,

2, Составляющие скоростей по ом различных систем координат следует обозначать соответственно I УК) УпД с индексом соответствующей оси, например, Уи составляющая земной ско*

•1

О

п

ч

I

со

I

О

А

Т)

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

36. Воздушная скорость летательного аппарата

Воздушная скорость

У

Модуль скорости летательного аппарата

роста Ук (п- 37) по оси ОХ связанной системы координат; Ьг составляющая скорости летательного аппарата по оси ОХа скоростной системы координат при этом a VXas У

37, Земная скорость

Скорость начала О связанной

системы координат........ ""

какой-либо из земных систем координат

Ом, примечание 2 к п, 35

38. Путевая скорость

V,

Проекция земной скорости на горизонтальную плоскость 01 gig нормальной системы координат

Тоже

39. Скорость ветра

¥

1

Скорость среды, не возмущенной летательным аппаратом, относительно какой-либо из земных систем координат

7ГЛОВЫЕ СКОРОСТИ

»

40. Абсолютная угловая скорость летательного аппарата

Абсолютная угловая скорость

~4.

И

Угловая скорость связанной системы координат относительно инерциальной системы координат

1. Составляющие абсолютный угловой скорости летательного аппарата и угловой скорости ле-

тательного аппарата <ч (п, 41) по осям различных систем координат

rt„ <• *•

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

следует обозначать соответственно 2 и о) с индексом соответствующей оси, например,м, -составляющая угловой скорости летательного аппарата по оси ОХа скоростной системы координат.

2. Составляющие абсолютной угловой скорости летательного аппарата и угловой скорости летательного аппарата следует считать положительными при вращении летательного аппарата вокруг соответствующей оси по часовой стрелке, если смотреть в направлении этой оси

41. Угловая скорость летательного аппарата

Угловая скорость

и

Угловая скорость связанной системы координат относительно какой-либо из земных систем координат

См. примечания к п. 40

42. Скорость крена

%

Составляющая угловой скорости летательного аппарата ю по оси 01 связанной системы координат

См. примечание 2 к п. 40

43. Скорость рыскания

Му

Составляющая угловой скорости летательного аппарата 0 по оси ОУ связанной системы координат

То же

44. Скорость тангажа

“г

Составляющая угловой скорое-

ти летательного аппарата • по оси 01 связанной «темы координат

}

«

МАССОВЫЕ И ИНЕРЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО

АППАРАТА

4. Масса летательного аппарата

я

46.    Момент инерции летательного аппарата относительно оси

Момент инерций

47.    Центробежный момент инерции летательного аппарата

Центробежный момент инерции

Г

‘гх

48, Радиус инерции летательного аппарата относительно оси

Радиус инерции

Масса является одной из характеристик материального объекта и определяет его инертные и гравитационные свойства, Масса механической системы - это сумма масс материальных точек, образующих систему

IrSW) dm

IjcrSxijdm /я=1 udtn t

УI

Стр. 1 Л ГОСТ 20058-30

УГЛЫ ОТКЛОНЕНИЙ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ

49. Угол отклонения органа управления тангЬом

Угол отклонения органа управления, предназначенного дл создания момента тангажа (п. 75), или эквивалентный угол отклонения, используемый в уравнениях движения летательного аппарата вместо углов отклонений нескольких органов управления

I, При применении термина к конкретным видам органов управления тангажом следует заменять слова «органа управления тангажом» на термин конкретного вида органа управления, например, «угол отклонения руля высоты» (0В), «угол отклонения стабилизатора» (<р).

% Угол отклонения органа управления тангажом осесимметричных летательных аппаратов следует обозначать k

3. Углы отклонения органов управления следует считать положительными при поворотах орга-1вов управления по часовой стрелке, если смотреть в направлении соответствующей оси связанной истемы координат. При этом предполагается, что оси вращения органов управления креном и тан-гажом условно минимальными поворотами приведены в положение, параллельное поперечной оси, а ось вращения органа управления шсканием - в положение, па-шлельное- нормальной оси, и знак угла отклонения органа уп-шения креном определяется положением правого щш №

"1

О

п

и

м

о

о

м

СО

со

о

*1

и

•*

UI

50, Угол отклонения | органа управления| креном

51, Угол отклонения органа уп рысканием

равления (справочное приложение 1, черт, 5)

4, Для винтокрылых летательных аппаратов допустимо иное правило определения знака углов отклонения органов управления

Угол отклонения органа управлении, предназначенного для создания момента крена (п, 73), или эквивалентный угол отклонения, используемый в уравнениях движения летательного аппарата вместо углов отклонения нескольких органов управления

1. При применении терминак конкретным видам органов управления креном следует заменять слова «органа управления еном» на термин конкретного вида органа управления, напри-мео, «угол отклонения элеронов» (оэ) «угол отклонения дифференциального стабилизатора» (фэ).

2.    Угол отклонения органа управления креном осесимметричных летательных аппаратов следует обозначать 53,

3.    См, примечания 3 и 4 к п, 49

Угол отклонения органа управления, предназначенного для создания момента рыскания (п, 74) или эквивалентный угол отклонения, используемый в уравнениях движения летательного аппарата шесто углов отклонения нескольких органов управления

1.    При применении термина к конкретным видам органов управления рысканием следует заменять слова «органа управления рысканием» на термин конкретного вида органа управления, например, «угол отклонения руля направления» (JH).

2,    Угол отклонения органа управления рысканием осесимметричных летательных аппаратов следует обозначать

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

1

\

3. См. примечания 3 и 4 к п, 49

СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

52. Результирующая сила

53, Тяга

сила планера

Аэродинамическая

сила

55. Продольная сила

56. Нормальная сила

“У

а

Главный вектор системы сил, действующих на летательный аппарат, без учета инерционных, гравитационных сил и сил, возникающих при контакте летательного аппарата с землей

р

Главный вектор системы сил, действующих на летательный аппарат со стороны двигателя в результате его функционирования

->

h

Главный вектор системы сил, действующих на летательный аппарат со стороны окружающей среды при его движении

к,

Составляющая результирующей

силы Я по оси 01 связанной системы координат

а,

Составляющая результирующей

силы S по оси ОУ связанной системы координат

Результирующая сила складывается из тяги (и. 53) и аэродинамической силы планера (п, 54).

Разложение результирующей силы на эти составляющие в каждом частном случае зависит от принятых условий

Составляющие тяги по осям различных систам координат следует обозначать Р с индексом соответствующей оси, например, Рх -составляющая тяги по оси 01 связанной системы координат

В случаях, исключающих возможность различного толкования, индекс к в обозначении может быть опущен

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

57. Поперечная сил

4

Составляющая результирующей

силы К по оси OZ связанной системы координат

§8, Тангенциальная

1

Ч

Составляющая результирующей

сила

ь

СИЛЫ ( ПО ОСИ ОХц скоростной системы координат

59, Подъемная сила

к

Составляющая результирующей

СИЛЫ К по оси ОУй скоростной системы координат

80, Боковая сила

К

Составляющая результирующей

СИЛЫ S по оси 0Zfl скоростной системы координат

61, Аэродинамическая продольная сила

Продольная сила

X

Составляющая аэродинамике-

кой силы планера ^ по оси ОХ

связанной системы координат, взятая с противоположным знаком

62. Аэродинамическая нормальная сила

Нормальная сила

У

Составляющая аэродинамической силы планера ^ по оси ОУ связанной системы координат

63, Аэродинамическая поперечная сила Поперечная сила

1

Составляющая аэродинамичес*

кой силы планера ^ по оси OZ связанной системы координат

64, Сила лобового con-

к

Составляющая аэродинамичес-

ротивления

кой силы планера по оси ОХа скоростной системы коор-

1

65. Аэродинамическая подъемная сила

Подъемная сила

66. Аэродинамическая боковая сила

Боковая сила

67.    -

68.

I

Ул

[ динаг, взятая с ирошоположн-ш

знаком

Составляющая аэродинамике-

кой силы планера Цд по оси

Of й скоростной системы координат

Составляющая аэродинашчес-|

+ I

кой силы планера Цд по оси

02й скоростной системы коорди нат

Составляющая аэродинамической силы планера КА по оси

01п системы координат, связанной с пространственным углом атаки, взятая с противоположным I знаком

Составляющая аэродишчес-

кой силы планера ЦАао оси

Of п системы координат, связанной с пространственным углом атаки

Составляющая аэродинамчес-

кой силы планера ^ по оси OZu системы координат, связан-

МОМЕНТЫ СИЛ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

70. Результирующий момент

71, Момент тяги

момент

73. Момент крена

х

Главный момент системы сил, 'образующих результирующую силу, относительно характерной точки летательного аппарата

мр

Главный момент сил, составляющих тягу, относительно характерной точки летательного аппа

рата

->

м

Момент, определяемый по фор-муле р

%

t

Составляющая результирующего

момента Мд по оси 01 связанной системы координат

Результирующий момент обычно определяется относительно центра масс

1 Момент тяги обычно определяется относительно центра масс,

2. Составляющие момента тяги в различных системах координат следует обозначать М р с индексом соответствующей оси, например, составляющая момента Мр по оси ОХ связанной системы координат

1,    Момент относительно рассматриваемой оси следует считать положительным, когда его вектор совпадает с направлением этой оси,

2,    В случаях, исключающих различное толкование, в обозначениях составляющих результирующего момента индекс R может быть опущен,

3,    Термины для составляющих результирующего момента в дру,-

ш системах координат следует образовывать добавлением к данному термину терминов соответствующих систем координат, например, «момент крена в скоростной системе координат»; соответственно буквенные обозначения следует образовывать добавлением к Мд индекса соответствующей

1

оси, например, М

to.

74. Момент рыскания

%

Составляющая результирующего момента по оси ОУ связанной системы координат

75, Момент тангажа

% -

Составляющая результирующего ->

момента Мд по оси 01 связанной системы координат

76, Аэродинамический

*1

Составляющая аэродинамичес-

момент крена

Момент крена

&

кого момента № по оси 01 связанной системы координат

См, примет к и. 73

См. примечания к п. 73

1.    См, примечание 1 к п, 73

2,    Термины для составляющих аэродинамического момента в других системах координат еле-

шт

к данному термину терминов соответствующих систем координат, например, «аэродинамический момент крена в скоростной системе координат»; соответственно буквенные обозначения следует образовывать добавлением к М индекса соответствующей осц, на[ь ример, Мх

Термин

1

Обозначение

Определение

Примечание,

77, Аэродинамический

м,

Составляющая аэродинамичес-

См, примечания к п, 78

момент рыскания

Момент рыскания

■>

■кого момента М по оси OF связанной системы координат

78, Аэродинамический момент тангажа

Момент тангажа

и,

Составляющая аэродинамичес-кого момента М по оси 01 свя-

зшой системы координат

ПЕРЕГРУЗКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

79, Перегрузка

80, Продольная пере

грузка

81, Нормальная перегрузка

82, Поперечная перегрузка

п

Отношение результирующей

силы К к произведению массы летательного аппарата ш на ускорение свободного падения g

h

Отношение продольной силы Кх к произведению массы лета-тельного аппарата ш на ускорение свободного падения g

Лу

Отношение нормальной силы Ну к произведению массы летательного аппарата тна ускорение свободного падения g

k

Отношение поперечной силы Кг к произведению массы лета-тельного аппарата m на ускорение свободного падения g

При определении перегруз!' для условий разбега при взлете и пришлет следует дополнительно учитывать силы реакции Земли

л

к,

*___

Щ

гщ

Т 20058-80

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

83. Тангенциальная пе-

пг

лл

Отношение тангенциальной силы

_

я?

регрузка

и

L к произведению массы лета-

U

тельного аппарата т на ускорение свободного падения g

84. Нормальная скоростная перегрузка

\

Отношение подъемной силы 1?УЙ к произведению массы летательного аппарата т на ускорение свободного падении g

п - R,t

^ mg

85. Боковая перегрузка

\

Отношение боковой силы fa к

произведению массы летательного аппарата т на ускорение свободного падения g

л

h *-

1 ч

\

\

КОЭФФИЦИЕНТЫ СИЛ

дольной силы

Коэффициент дольной силы

Отношение аэродинамической

продольной силы I к произведению

скоростного напора q на харак

терную площадь летательного ап

парата S

!.cr-(j ,

i Для самолета обычно за характерную площадь принимается площадь крыла.

3. Для обозначения частных производных коэффициентов сил и моментов устанавливается обо-

А

значение вида г, где к - буквенное обозначение рассматриваемого коэффициента силы или момента, а 4- буквенное обозначение величины, по которой берется производная от этого коэффициента, например,

Т 20058-80 Стр. 23

87. Коэффициент аэро-    Ь

динамической нормальной силы

Коэффициент нормальной силы

$8. Коэффициент аэро-    h

. динамической .поперечной силы

Коэффициент поперечной силы

ю

д =

У

■ч

о

частная производная коэффициента аэродинамической подъемной сщы (п. 90) по углу атаки;

м

S

«

9

9

Отношение аэродинамической нормальной силы У к произведению скоростного напора q на характерную площадь летательного аппарата 5

- частная производная коэффициента аэродинамического момента рыскания (п. 97) по углу отклонения элеронов

Y

2. См, примечания 2 и 3 к п, I

Отношение аэродинамической поперечной силы I к произведению скоростного напора q на характерную площадь летательного аппарата S

2, См. примечания 2 и 3 к п, 86

89. Коэффициент ло-бового сопротивления

Отношение силы лобового сопротивления Ха к произведению скоростного напора q на характерную площадь летательного аппарата S

2, См. примечания 2 и 3 к п. 86

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

90. Коэффициент аэро динамической подъемной силы

Коэффициент подъ емной силы

%

4

Отношен® аэродшмнчеоко подъемной силы УЛ к пронзведе нию скоростного напора if на ха рактерную площадь летательноп аппарата S

й у

3 2. См. примечания 2 н 3 к п. 86

91. Коэффициент аэродинамической боковой силы

Коэффициент боковой силы

h

h

Отношен®. аэродинамическое боковой силы 1й к произведейик скоростного напора if на харак тершую площадь летательного аппарата $

>

i

\с --■ ‘Г fS •

2. Си. примечания 2 и 3 к и. 85

92. -

Ch

Отношение составляющей 1ц аэродинамической силы планера к произведению скоростного напора q на характерную площадь летательного аппарата 5

. 4

-

i

2. См. примечания 2 и 3 к п, 86

93. -

%

Отношение составляющей Fn аэродинамической силы планера к произведению скоростного напора if на характерную площадь летательного аппарата 5

1

1 \=f$ ■

2, См. примечания 2 и 3 к п. 86

м, -

С,

h

Отношение составляющей Z„ аэродинамической силы планера к произведению скоростного напо-)а (f на характерную площадь летательного аппарата S

1 ^

'■ %=flS'

2. См. примечания 2 и 3 к п .86

95. Коэффициент тяги

CP

■ l i H

Отношение тяги Р к произве-{шш скоростного напора if на 'арактерную площадь легагель-ого аппарата S

Р

1- Ср—

' 0

2. См. пршечания 2 и 3 к п. 86

rOCT aoose—ар стР.

Термин

Обозначение

Определение

КОЭФФИЦИЕНТЫ МОМЕНТОВ

96. Коэффициент аэродинамического момента крена

Коэффициент момента крена

щ

Отношение аэродинамического момента крена Мх к произведению скоростного напора q на характерный линейный размер L и характерную площадь летательного аппарата 5

97, Коэффициент аэродинамического момента рыскания

Коэффициент момента рыскания

йу

Отношение аэродинамического момента рыскания Щ к произведению скоростного напора q на характерный линейный размер L и характерную площадь летательного аппарата S

98, Коэффициент аэродинамического момента тангажа

Коэффициент момента тангажа

щ

Отношение аэродинамического момента тангажа Мг к произведению скоростного напора q на характерный линейный размер L и характерную площадь летательного аппарата 5

Примечание

2,    Для самолета обычно за характерный линейный размер и характерную площадь принимают соответственно размах крыла I и площадь крыла $

3,    См. примечание 3 к п. 86

2. См. примечания 2и Зк п. 96

2.    Для самолета обычно за характерный линейный размер и характерную площадь принимают соответственно среднюю аэродинамическую хорду крыла Ьд и площадь крыла S

3,    Ом. примечание 3 М- Щ

ХАРАКТЕРНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТОЧКИ

99, Фокус по углу атаки

Фокус

109, Фокус по углу скольжений

101, Фокус по отклонению органа управления тангажом

Точка, расположенная на линии пересечения плоскости Oil связанной системы координат с плоскостью симметрии летательного аппарата, относительно которой момент тангажа остается постоянным при малых изменениях только угла атаки

2,    Направление оси 01 связанной системы координат выбрано таким образом, что при нулевом значении угла атаки подъемная сила летательного аппарата близка к нулю.

3.    Это определение применимо к летательному аппарату при учете и без учета функционирования его двигателей, аэроупругих деформаций конструкции, а также к части летательного аппарата и к комбинации нескольких его элементов

Точка, расположенная в плоскости симметрии летательного аппарата, относительно которой моменты рыскания н крена остаются постоянными при малых изменениях только угла скольжения

2, См. примечание 2 к н, 99

Точка, расположенная на лиши пересечения плоскости Oil связанной системы координат с плоскостью симметрии летательного аппарата, относительно которой аэродинамический момерт тан-

4

2, См. примечание 2 к п. 99

т

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

102. Фокус по отклонению органа управления рысканием

гажа остается постоянным при малых изменениях только угла отклонения органа управления тан-гажом

Точка, расположенная в плоскости симметрии летательного аппарата, относительно которой моменты рысшм и крена остают-

1,    JL=0 и * =0.

dig

2.    Cjt примечание 2 к п,99

ся постоянными при малых изменениях только угла отклонения ■ органа управления рысканием

rt

■Ч

и

НЕЙТРАЛЬЮ ЦЕНТРОВКИ

Ш, Нейтральная центровка по перегрузке при фиксированном руле высоты

I Распределение массы летательного аппарата, прн котором центр масс совпадает с тонкой, расположенной на линии пересечения плоскости ОП связанной системы хоорват с плоскостью симметрии летательного аппарата, относительно которой момент тангажа не зависит от малых изменении подъемной силы при фиксированном руле высоты, когда движение летательного аппарата 'можно считать квазиустановив-шимся криволинейным движением в вертикальной плоскости с постоянной скоростью

При нейтральной центровке по перегрузке при фиксировав руле высоты одному и тому же значению угла отклонения руля высоты в указанном движении летательного аппарата могут соответствовать различные значения перегрузки

esooz 1DOJ а;

104. Нейтральная центровка по перегрузке при свободном руле высоты

Распределение массы летательного аппарата, при котором центр масс совпадает с точкой, расположенной на линии пересечения плоскости Oil связанной системы координат с плоскостью симметрии летательного аппарата, относительно которой момент тангажа не зависит от малых изменений подъемной силы при свободном руле высоты, когда движение летательного аппарата можно считать квазиустановишимся криволинейным движением в вертикальной плоскости с постоянной скоростью

1. При нейтральной центровке по перегрузке при свободном руле высоты одному и тому же значению шарнирного момента руля высоты в указанном движении1 летательного аппарата могут соответствовать различные значения перегрузки,

1 Предполагается, что сила трения равна нулю.

3. Под шарнирным, моментом руля высоты понимают главный момент системы всех сил, действующих на руль высоты, кроме сил, действующих со стороны привода, относительно оси вращения руля высоты

105. Нейтральная центровка по скорости при фиксированном руле высоты

Распределение массы летательного аппарата, при котором центр масс совпадает с точкой, расположенной на лиши пересечения плоскости ОН связанной системы коорданат с плоскостью симметрии летательного аппарата, относительно которой момент тангажа не зависит от малых изменений скорости установившегося прямолинейного движения летательного аппарата при фиксированном руле высоты

1,    При нейтральной центровке по скорости при фиксированном руле высоты одному и тому же положению руля высоты могут соответствовать различные, мало отличающиеся значения скорости летательного аппарата в указанном движении.

2.    Нейтральная центровка по скорости при фиксированном руле высоты совпадает с фокусом по углу атаки, если влияние скорости на коэффициент момента тангажа пренебрежимо мало

ч

О

п

Ч

в

VI

О

0 н

TJ

1

-1-

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

106, Нейтральная центровка по скорости при свободном руле высоты

Распределение массы летательного аппарата, при котором центр масс совпадает с точкой, расположенной на линии пересечения плоскости OIZ. связанной системы координат с плоскостью симметрии летательного аппарата, относительно которой момент тангажа не зависит от малых изменений скорости установившегося прямолинейного движения летательного .аппарата при свободном руле высоты

1.    При нейтральной центровке по скорости при свободном руле высоты одному и тому же значению шарнирного момента руля высоты могут соответствовать различные, мало отличающиеся значения скорости летательного аппарата в указанном движении.

2,    См. примечания 2 и 3 к п. 104

107, Нейтральная центровка по перегрузке при фиксированном рыгаче управления

108, Нейтральная центровка по перегрузке при свободном рычаге управления

Распределение массы летательного аппарата, при котором центр масс совпадает с точкой, расположенной на линии пересечения плоскости Ш связанной системы координат с плоскостью симметрии летательного аппарата, относительно которой момент тангажа не зажит от малых изменений подъемной силы при фиксированном рычаге управления тангажом, когда движение летательного аппарата можно считать квазиусгановившимся криволинейным движением в вертикальной плоокости с постоянной скоростью

Распределение массы летательного аппарата, при котором центр масс совпадает с точкой, расположенной на линии Пересе-

При нейтральной центровке по перегрузке при фиксированном рычаге управления одному и тому же положению рычага управления тангажом в указанном движении летательного аппарата могут соответствовать различные значения перегрузки

1, При нейтральной центровке по перегрузке при свободном рычаге управления одному и тому же значению усилия на рычаге-

Стр. 30 Г ОСТ 20033-30

1Ш. Нейтральная центровка по скорости

ПО. Нейтральная центровка по скорости при свободном рычаге управления

чения плоскости Oil связанной системы координат с плоскостью симметрии летательного аппарата, относительно которой момент тангажа не зависит от малых ишемий подъемной силы при свободном рычаге управления тан-гажом, когда движение летательного аппарата можно считать квазиустановившимся криволинейным движением в вертикальной плоскости с постоянной скоростью

Распределение массы летательного аппарата, при котором центр масс совпадает с точкой, расположенной на линии пересечения плоскости Oil связанной системы координат с плоскостью симметрии летательного аппарата, относительно которой момент тангажа не зависит от малых изменений скорости установившегося прямолинейного движения летательного аппарата при фиксированном рычаге управления тангажем

Распределение массы летательного аппарата, при котором центр масс совпадает с точкой, расположенной на линии пересечения плоскости Oil связанной системы координат с плоскостью симметрии летательного аппарата, отно-

управления тангажом в указанном движении летательного аппарата могут соответствовать различные значения перегрузки.

2. См. примечание 2 к п. 104

При нейтральной центровке по скорости при фиксированном рычаге управления одному и тому же положению рычага управления тангажом могут соответствовать различные, мало отличающиеся значения скорости летательного аппарата в указанном движении

1. При нейтральной центровке по скорости при свободном рычаге управления одному и тому же усилию на рычаге управления тангажом могут соответствовать различные, мало отличающиеся значения скорости летательного

ГОСТ 20058-80 Сто. 31

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

'

сителыно которой момент тангажа не зависит от малых изменений скорости установившегося прямолинейного движения летательного аппарата при свободном рычаге управления тангажом

аппарата в указанном движении, 2, См. примечание 2 к и. 104

ПАРАМЕТРЫ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

;Ш. Степень продольной статической устойчивости по перегрузке при фиксированном руле высоты

О*

Полная производная коэффициента момента тангажа по коэффициенту подъемной силы при фиксированном руле высоты, когда движение летательного аппарата можно считать квазиустано-швншмся криволинейным движением в вертикальной плоскости с постоянной скоростью

:i

112. Степень продоль-

hi

Полная производная коэффици-

Предполагается, что сила тре*

ной статической устойчивости по перегрузке при свободном руле высоты

-

ента момента тангажа по коэффициенту подъемной силы при свободном руле высоты, когда движение летательного аппарата можно считать квазиустановив-шимся криволинейным движением в вертикальной плоскости с постоянной скоростью

ния равна нулю

ИЗ. Степень продольной статической устойчивости по скорости при фиксированном руле высоты

Полная производная коэффициента момента тангажа по коэффициенту подъемной силы в установившемся прямолинейном движении летательного аппарата при фиксированном руле высоты

о

н

И

ы

К)

О

ft

н

о

0

и

»

1

е

114,    Степень продольной статической устойчивости по скорости при свободном руле высоты

115,    Степень продольной статической устойчивости по перегрузке при фиксированном рычаге управления

116, Степень продольной статической устойчивости по перегрузке при свободном рычаге управления

117, Степень продольной статической устойчивости по скорости при фиксированном рычаге управления

V

Полная производная коэффициента момента тангажа по коэф-фвдиенту подъемной силы в установившемся прямолинейном дви-женин летательного аппарата при свободном руле высоты

См, примечание к п, 112

Полная производная коэффициента момента тангажа по коэффициенту подъемной силы при фиксированном рычаге управления тангажом, когда движение летательного аппарата можно считать квазиустановившимся криволинейным движением в вертикальной плоскости с постоянной скоростью

Полная производная коэффициента момента тангажа по коэффициенту подъемной силы при свободном рычаге управления тал-, гажом, когда движение летательного аппарата можно считать квазиустановившимся криволинейным движением в вертикальной плоскости с постоянной скоростью

Ом, примечание к п, 112

Полная производная коэффициента момента тангажа но коэффициенту подъемной силы в установившемся прямолинейном движении летательного аппарата при фиксированном рычаге управле-и тангажом

1

О

Л

н

w

о

о

и

я

я

о

О

ч

Я

W

U

Термин

Обозначение

Определение

Примечание

118, Степень продольной статической устойчивости по скорости при свободном рычаге управления

Полная производная коэффициента момента тангажа по коэффициенту подъемной силы в установившемся прямолинейном движении летательного аппарата при свободном рычаге управления тангажом

См. примечание к п, 112

119, Эффективность органа управления тангажом

Приращение коэффициента момента тангажа, обусловленное полным отклонением органа уп-равлепя тангажом от нейтрального положения

При применении термина к конкретным видам органов управления тангажом следует заменять слова «органа управления тангажом» на термин конкретного вида органа управления, например, «эффективность руля высоты» ('Д/Ид)

120, Эффективность органа управления креном

Приращение коэффициента момента крена, обусловленное полным отклонением органа управления креном от нейтрального положения

При применении термина к конкретным видам органов управления креном следует заменять слова «органа управления креном» на термин конкретного вида органа управления, например, «эффективность элеронов» (Аий)

121. Эффективность органа управления рысканием

t

Приращение коэффициента момента рыскания, обусловленное полным отклонением органа управления рысканием от нейтрального положения

>

При применении термина к конкретным видам органов управления рысканием следует заменять слова «органа управления рысканием» на термин конкретного вида органа управления, например, «эффектность руля направления» (Дтун)

о

ч

TJ

I

ч

О

п

н

к»

о

о

СО

в»

о

122. Коэффициент фекмности органа управления танга-' жом

123. Коэффициент зф фективности орган; управления креном

121 Коэффициент эффективности органа управления рысканием

Частная производная циента момента тангажа по углу отклонения органа управления тангажом

Частная производная коэффициента момента крена по углу от-клане» органа управления креном

Частная производная коэффициента момента рыскания по углу отклонения органа управления рысканием

При применении термина к конкретным видам органа управления тангажам следует заменять слова «органа управления тангажом» на термин конкретного вида органа управления, например, «коэффициент эффективности руля высоты» (mJB)

При применении термина к конкретным видам органа управления креном следует заменять слова «органа управления креном» на термин конкретного вида органа управления, например, «коэффициент эффективности

элеронов» (mj3)

При применении термина к конкретным ведам органа управления рысканием следует заменять слова «органа управления рысканием» на термин конкретного вида органа управления, например, «коэффициент эффективности руля

направления» (mjH

SE    08-8SOOZ X:

АЛФАВИТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ ТЕРМИНОВ

Динамика летательных аппаратов в атмосфере    I

Коэффициент аэродинамической боковой силы    91

Коэффициент аэродинамического момента крена    96

Коэффициент аэродинамического момента рыскания    97

Коэффициент аэродинамического момента тангажа    981

Коэффициент аэродинамической нормальной силы    817

Коэффициент аэродинамической подъемной силы    90

Коэффициент аэродинамической поперечной силы    86

Коэффициент аэродинамической продольной силы    86

Коэффициент боковой силы    91

Коэффициент лобового сопротивления    89

Коэффициент момента крена    96

Коэффициент момента рыскания    97

Коэффициент момента тангажа    98

Коэффициент нормальной силы    87

Коэффициент подъемной силы    90

Коэффициент поперечной силы    88

Коэффициент продольной силы    86

Коэффициент тяги    95

Коэффициент эффективности органа управления креном    123

Коэффициент эффективности органа управления рысканием    124

Коэффициент эффективности органа управления тангажом    122

Масса летательного аппарата    45

Момент аэродинамический    72

Момент инерции    46

Момент инерции летательного аппарата относительно оси    46

Момент инерции летательного аппарата центробежный    47

Момент инерции центробежный    47

Момент крена    73

Момент крена    76

Момент крена аэродинамический    76

Момент результирующий    70

Момент рыскания    74

Момент рыскания    77

Момент рыскания аэродинамический    77

Момент тангажа    75

Момент тангажа    78

Момент тангажа аэродинамический    78

Момент тяги    71

Наклон ветра    34

Ось боковая    19

Ось нормальная    12

Ось подъемной силы    18

Ось поперечная    '    13

Ось продольная    11

Ось скоростная    17

Перегрузка    79

Перегрузка боковая    85

Перегрузка нормальная    Ш

Перегрузка нормальная скоростная    84

Перегрузка поперечная    82

Перегрузка продольная    80

Перегрузка тангенциальная    83

Радиус инерции    48

Радиус инерции летательного аппарата относительно оси    48

Сила аэродинамическая    54

Сила боковая    60

Сила боковая    66

Сила боковая аэродинамическая    66

Сила лобового сопротивления    64

Сила нормальная    56

Сила нормальная    62

Сила нормальная аэродинамическая    G2

Сила планера аэродинамическая    54

Сила подъемная    59

Сила подъемная    : 65

Сила подъемная аэродинамическая    65

Сила поперечная    57

Сила поперечная    63

Сила поперечная аэродинамическая    63

Сила продольная    55

Сила продольная    61

Сила продольная аэродинамическая    61

Сила результирующая    52

Сила тангенциальная    58

Система координат земная    3

Система координат земная нормальная    4

Система координат инерциальная    2

Система координат нормальная    9

Система координат подвижная    6

Система координат подвижная земная    $

Система координат подвижная ориентированная    7

Система координат полусвязанная    14

Система координат связанная    10

Система координат, связанная с пространственным углом атаки    15

Система координат скоростная    16

Система координат стартовая    5

Система координат траекторная    20

Скорость    35

Скорость ветра    39

'Скорость воздушная    ’    36

Скорость земная    37

Скорость крена    42

Скорость летательного аппарата    35

Скорость летательного аппарата    воздушная    36

Скорость летательного аппарата    угловая    41

Скорость летательного аппарата    угловая абсолютная    40

Скорость путевая

Скорость рыскания    43

Скорость тангажа    44

Скорость угловая    41

Скорость угловая абсолютная    49

Степень продольной статической    устойчивости    по    перегрузке    11(2

при свободном руле высоты

Степень продольной статической устойчивости по перегрузке    11 g

при свободном рычаге управления

Степень продольной статической    устойчивости    по    перегрузке    111

лри фиксированном руле высоты

Степень иродольной    статической    устойчивости    по    перегрузке    115

лри фиксированном рычаге управления

Степень продольной статической устойчивости    по    скорости при    114

свободном руле высоты

Степень продольной статической устойчивости по скорости при    118

свободном рычаге управления

Степень продольной статической устойчивости по скорости при    118

фиксированном руле высоты

Степень продольной статической устойчивости по скорости    117

при фиксированном рычаге управленя

Тяга    53

Угол атаки    21

Угол атаки пространственный    23

Угол ветра    33

Угол крена    27

Угол крена аэродинамический    24

Угол крена скоростной    30

Угол наклона траектории    32

Угол отклонения органа управления креном    50

Угол отклонения органа управления рысканием    51

Угол отклонения органа управления тангажом    49

Угол пути    31

Угол рыскания    25

Угол рыскания скоростной    28

Угол скольжения    22

Угол тангажа    26

Угол тангажа скоростной    29

Фокус    99

Фокус по отклонению органа управления рысканием    102

Фокус по отклонению органа управления тангажом    ]01

Фокус по углу атаки    99

Фокус по углу скольжения    100

Центровка нейтральная по перегрузке при свободном руле    104

высоты

Центровка нейтральная по перегрузке при свободном рычаге    108

управления

Центровка нейтральная по перегрузке при фиксированном ру-    103

ле высоты

Центровка нейтральная по перегрузке при фиксированном    107

рычаге управления

Центровка нейтральная по скорости при свободном руле вы-    1.06

соты

Центровка нейтральная по скорости при, свободном рычаге    ПО

управления

Центровка нейтральная по скорости при фиксированном руле    105

высоты

Центровка нейтральная по скорости при фиксированном ры-    109

чаге управления

Эффективность органа управления креном    120

Эффективность органа управления рысканием    121

Эффективность органа управления тангажом    119

ПРИЛОЖЕНИЕ / Справочное

Основные углы, используемые в механике полета

Углы, определяющие направление скорости летательного аппарата в связанной системе координат и в системе координат, связанной с

пространственным углом атаки

Углы между осями связанной системы координат и нормальной системы координат

Углы между осями скоростной системы координат и нормальной-системы координат

Черт. 2

Черт. 3

Траекторные углы

Углы, определяющие направление ветра

Вертикаль

Черт. 4

Вертикаль

Углы отклонения органов управления

Черт. 6

ГОСТ 20058—80 Стр. At

ПРИЛОЖЕНИЕ 2 Справочное

МАТРИЦЫ ПРЕОБРАЗОВАНИЯ ВЕЛИЧИН ИЗ ОДНОЙ СИСТЕМЫ

КООРДИНАТ В ДРУГУЮ

1. Преобразование величин и формирование матриц преобразования

Перевод величин из одной системы координат в другую может выполняться с помощью матрицы преобразования.

В зависимости от вида пересчитываемых величин различают: преобразования составляющих вектора и соответствующих им коэффициентов;

преобразования моментов инерции и центробежных моментов инерции (составляющих тензора инерции); преобразования производных

и применяют соответствующие им матрицы преобразований.

1.1. Преобразования составляющих вектора и соответствующих им коэффициентов

Преобразования составляющих вектора в системе координат А в соответствующие величины в системе координат В и обратно — для прямоугольных систем координат осуществляются с помощью соотношений:

Если MCAf Мвс% МрВ —матрицы преобразования системы координат

А в С, С в В и В в D соответственно, то матрица преобразования системы координат А в систему координат D определяется произведением матриц третьего», второго и первого преобразований

Элементы atj (г= 1, 2, 3; /= 1, 2,3) матрицы преобразования М 0дИ ее транспонированной матрицы Л1Т£)д называются направляющими косинусами.

Они представляют собой функции углов поворота, с помощью которых система координат А переводится в систему координат D. В применяемых здесь

аи^А    А +а13^л »    ~а11^В    »

У g =0-2iX А    A~l~a2S^A * У    В    В    »

2В — й31^л +а32^А +а332А 9 ^А ~а1В^В    в “Н*83%в •

В матричной форме записи соотношения имеют вид:

а ее транспонированная матрица

mda—mdb * мвс * мСА.

преобразованиях последовательные повороты осуществляются либо вокруг осей системы координат, либо вокруг линий узлов (осей систем в положениях, занимаемых ими перед очередными поворотами). Каждый последовательный поворот в положительном направлении представляется матрицей, в которой элемент на главной диагонали, соответствующий оси вращения, равен единице, а другие элементы соответствующей ему строки и столбца равны нулю. Два других элемента на главной диагонали равны косинусу угла поворота. В первой следующей за единицей строке оставшийся элемент равен синусу, а во второй — минус синусу угла поворота.

Например, переход от нормальной к связанной системе координат осуществим тремя последовательными поворотами— на угол рыскания ф вокруг оси YOg, угол тангажа 'б* вокруг линии узлов OZ и угол крена у вокруг продольной оси ОХ. Матрица соответствующего преобразования определяется произведением матриц.

/1    0    0 \    / cos    6    sin 6 0\ / cos ф    0    —sin ф

MDA=\ 0 cos у    sin у I    —si n    6-    cos 6010    1    0

\0 —sin y    cosy/    \    0    0 1/\8тф    0    cos ф

В ряде случаев переход от одной системы координат к другой осуществляется с помощью одного или двух элементарных преобразований.

В таблице приведены направляющие косинусы для наиболее часто используемых преобразований составляющих векторов.

Коэффициенты сил преобразуются с помощью таблиц направляющих косинусов так же, как составляющие сил и моментов, например,

сх = (cos a cos р)сх-\- (— sin а cos р)су+ (sin р)cz;

Ха— (cos а cos р)Х + (—sin а cos p)K-f-(sin р)Z;

МХа = (cos а cos р)Мд:-Ь(—sin a cos p)My-\- (sin

При преобразовании коэффициентов, моментов учитывается различие характерных длин, используемых для приведения к безразмерному виду составляющих моментов в продольном и боковом движениях, например,

М.

тх =■

х а

а

qSl

— (cos a cos Р) mx-h (— sin a cos p)/ny + (sin P) m

1.2. Преобразование моментов инерции и центробежных моментов инерции

Моменты инерции и центробежные моменты инерции образуют тензор инерции, который представляется относительно системы координат А симметричной матрицей

Тензор инерции в системе координат А преобразуется в тензор инерции в хистеме координат В соотношением

1ВВА А МВА •

Например, тензор инерции летательного аппарата относительно связанной системы. координат (плоскость OXY совпадает с его плоскостью симметрии 1хг = 0 и I yZ~ 0), определяется относительно полусвязанной системы координат преобразованием

(!хе ~'1хеуе 0 \ /cos a. -sin а 0 W 1х—1ху 0\/ cosocsinaOX ~1хеуе    1Уе    0    |=( sin    a cos a    0    |[ — lxy /y    0 |J — since cosa0 J    ,

0    0    47 \°    0    1 A 0 0    V\ 0 0 v

Направляющие косинусы для преобразований составляющих векторов

А

Связанная система координат

OX

or

oz

Нормальная

охг\

s

cos гр cos b

sin ip siny —

—cos ip sin -8- cos у

sin гр cos y-[-+ cos гр sin Ф sin у

OYg

sin Ф

cos d cos у

—cios d sin у 1

OZg

—sin ip cos 0

cos ap sin y+ +sln гр sin Ф cos у

cos гр cos у—

—sin гр sin ^ sin у

: Скоростная

оха

cos a cos p

—sin a cos $

sin p

ОУа

sin a .

cps cc

>

. 0 *

OZ а

—cos a sin (3

sin a sin P

COS p

Полусвязанная

охе

cos a

—sin a

0

OY е

sjn a

cos a

0

oze

0

0

1

Т

; 1

Скоростная система координат

OXa

OYa

oza

Нормальная

0Xg

COS lp£ cos Фа

— cosi|}a sin©a cosya -f -fsin г|)а sin 7a

cos г)5а sin ©a sin Ya+ -t-sin i])a cos Ya

OYg

sin ©a

cos &a cos уa

—cos©asinva

OZg

—sinip«cos^a *

sin г[>а sin ©n cosva+ +cos \|>a sinva

— Sini(>a Sin ©a sin YaH" +cos гра cos 7a

Полусвязанная

oxe

cos p

0

— sin p

OY e

0

1

0

OZe

sin (3

0

COS P

Нормальная система координат

oz^

Полусвязанная

oxe

cos a cos 0 cos яр— —sin a(sin яр sin 7—

— Sin Ф COS Яр CQS V)

cos a sin Ф— —sin a cos Ф cos у

—cos a cos # sin 4p— —sin a(cos яр siny+ : _|_sin ф sin яр cos y)

OYe

sin a cos # cos -|— -fcos a (sin яр sin у— —sin O cos яр cos y)

*

sin a sin '0 +

-f cos a cos 0 cos у

—sin a sin яр cos +cos a(cos яр sin y-f-+ sin d sin гр cosy)

oze

sin Ф cos яр sin y+ + sin яр cos у

—cos 0 sin у

cos яр cosy —

—sin 0 sin яр sin у

выполнение которого дает

*    lx =Ix cos2<x+-Iys\n2ct-{-Ixy sin 2а ;

Iy =IX sin2a+/y cos*a-/xy sin 2а;

sin 2а

^хе'Уе ~^У    2 ~^eycos2a.

1.3. Преобразование производных

1.3.1.    Переход от производных в одной системе координат к производным в другой^ системе координат осуществляется тремя различными видами преобразований, применяемыми в трех соответствующих случаях:

величины, от которых берутся производные, преобразуются, а по которым берутся производные, не преобразуются;

величины, от которых и по которым берутся производные, преобразуются;.

величины, от которых берутся производные, не преобразуются, а по которым берутся производные, преобразуются.

1.3.2.    Первому Случаю (1.3.1) соответствует преобразование

д

да

в

+

дМ

ВА

да

Ра

а если У вл не зависит от величины, по которой берется производная, то соответственно более простое преобразование

_д_

да

[~Рв)=Мвл^Г[~РА) •

Например, производные по углу атаки от соответствующих сил в полусвязанной системе координат при переходе к связанной системе координат, определяются по выражению

Ха\    (    cosa sinbc    0\ /х* \    /—sina    cos ос    0    \/Хе

уа 1=1 —sina cosa 0 II у* J-M —cosa —sina 0    ][ Ye

Za /    \    0    0    4VV    \ о    0    0    )\ze

откуда

Ха ^cos a(X“ + ^)+sin a(Yf~Xe); Уа — cos a(Y™-Xe)— sin a(Xf+Ye);

a

Za =Z

e

Более простым преобразованием будут определяться, например, соответствующие производные в связанной системе координат по заданным в полусвя-занной системе координат производным по углу отклонения органов управления (или углу скольжения) от составляющих момента

7H^^ = cos a Al^^-f-sin '    cos    sin a    ;

e    ,

По соотношениям, аналогичным приведенным в п. 1.3.2, будут определяться и коэффициенты соответствующих .производных.

1.3.3. Второму случаю (1.3.1) соответствует преобразование

DB ~MBaDaMbA‘

Матрицами Dв и DА в этом соотношении систематизированы производные

в соответствующих системах координат от трех составляющих вектора, по трем составляющим другого вектора, причем элементы каждой строки этих матриц представляют составляющие вектора, от которого берется, а элементы каждого столбца — по которому берется производная. '    .

Например, производные от составляющих моментов по составляющим угловой скорости, заданные в полусвязанной системе координат, преобразуются в соответствующие величины в связанной системе координат по выражению

'М%х №*у М'*г Щх М™У M™Mzx ЩУ Nrzz

'M

M>\

/cosa-

—sina 0

xe

e

e

1

Mayxe

M соУе

M '%

I sina

cosa 0

Уе

Уе

Уе

муе

z e

Мшге J

ze /

0 1

откуда

М™хшхе cos2a-J- (М шуешхе ) sin a cos ot+Al шуе sin2a

x

Уе~ ’    Уе

М™У =УИ юуе cos2 a + (М (°уе —М шхе )sin a cos a —M ™xe sin3a

у,

M™z =M mze cos a~\- M sin a

yt

—M шхе cos2a4- (M ™Уе —M mxe )sin a cos a— M 03уe sin2a ye    У e    x e    xe

M‘”y —M wye cos2a— (M шуе -\-M юхе ) sin «cos a-\- M wxe sln2a

M™z — M wze cos a—M шге sin a

У    Уе    xe

M^x=M'axe cos a+ Mmye sin a ze    ze

M^y —M wyP cos a — M sin a

М]f = М тге.

1.3.4.    Третьему случаю (1.3,'1) соответствует преобразование

'дА/дХD \ . АдА/дХ с дА/дУ D |=ЛГдС/ дА/дУ с

6AldZD J \dAldZc

4

1.4.    Соотношения между, углами атаки, скольжения, пространственным углом атаки и аэродинамическим угло(М крена имеют вид:

cos an=cos a cos р (Осалил) sin 3    sin a cos 3

Sin фП:

COS фп=

Уsin2acos^

JX    It

lAsin3acos23+sin23

sin 3—sin ansin <pn { —

cos an

cos p    f    V

sina=

sina n cos a,

cosa=

Vi —sin2an sin2(pn'/    У1— sin2an sin3<pn

1.5. Соотношения между углами Эйлера и угловыми скоростями в связанной системе координат имеют вид:

х=1 y-pifsin Ф toy = Osiny-)- tfeos у cos Ь o2=0cos у—tpsin у cos & и y=wA-+tg ^((ozsin у—tOyCOS у) 0=ti)ySin y+w^cos у

1

ip= (toy cos у — a^sin y) -C~SJ . Пределы изменения углов:

—Д<Л|}<Я

д    л

— ~2~

—Лг<У < л

ПРИЛОЖЕНИЕ 3 Справочное

Соответствие обозначений осей координат и буквенных обозначений величин, установленных в данном стандарте и МС ИСО 1151.4.1—V

1

Обозначение

Номер

термина

Термин *.

•ч.

по ГОСТ 20058—80

по МС ИСО 1151, ч. I—V

3

Земная система координат,

од

*0

оси

О0Уо

002Го

—Zq

Yb

4

Нормальная земная система

" o0xg

X0(Xg)

г

координат, оси

OqY g OaZg

-Zo(-Zg)

Yo(Yg)

8

Земная подвижная система

OX о

x„

координат, оси

ОУ*

OZ0

■ — Zn Y0

9

Нормальная система коорди

oxg

Xo(Xg)

нат, оси

OYg

-Z0( ~Zg)

OZg*

Yo{Yg)

11

Продольная ось

OX

X

12

Нормальная ось

OY

—Z

ИЗ

Поперечная ось

OZ

Y

17

Скоростная ос^>

ш

OX a

Xa

18

Ось подъемной силы

OYa

-Za

19

Боковая ось

OZa

Ya

21

Угол атаки

a

a

22

Угол скольжения

P

P

25

Угол рыскания

t

-t ^

26

Угол тангажа

e

27

Угол крена

7

ф

28 .

Скоростной .угол рыскания

Va

—w

29

Скоростной угол тангажа

Ya

30 , -

Скоростной угол крена

7 a i

Ha

31

Угол пути

-x

32

Угол наклона траектории

@

Y

33

Угол ветра

%is>

34

Наклон ветра

Uродолжение

Обозначение

Номер

термина

Термин

по ГОСТ

по МС ИСО 1161,

,

20058—80

ч. -1-У

35

Скорость летательного аппарата

~v

V

36

Воздушная скорость лета-

V

V

тельного аппарата

1

37 '• ’

Земная скорость

VK

%

Составляющие земной скорое-

Vkx

ик

ти по осям связанной системы

V К у

—WK

координат

Укг

vк

38

Путевая скорость

v„

/

*

/

39

Скорость ветра

У W

40

1

Абсолютная угловая скорость летате^ного аппарата

->

Q

, —

41

Угловая скорость летательного аппарата

со

£?

42

Скорость крена

Р

43

Скорость рыскания

СОу

■ —г

44

Скорость тангажа

шг

Я

45

Масса летательного аппара

т

т

та

|

46

Момент инерции летательно

/дг

' /х(А)

го аппарата относительно оси

‘у

Гг(С)

и.

iy(B)

47

Центробежный момент инер

, / I ху lyz

t-xz(E)

ции летательного аппарата

-fyzCD)

fix

lxy(F)

4i8

Радиус инерции летательного

Гг

rr

аппарата относитёльно оси

9 X

ГУ

rz

Гг

ГУ

49

Угол отклонения органа управления тангажам

в/nOl)

Угол отклонения руля высо

К

- . ,

ты

50

Угол отклонения органа уп-, равления креном

бэ

Угол отклонения элеронов

-м-i) 4

51

Угол отклонения органа уп

—-

равления рысканием

*

Угол отклонения руля направления

^ ■

Продолжение

Обозначение

Номер

термина

Термин

-по ГОСТ 20058—80

по МС ИСО 1151, ч. I-V

52

Результирующая сила

R

~R

53

Тяг^а

Аэродинамическая сила пла~

~F

&

В А

~Ra

мера

55

Продельная сила \

Rx '

X

56

Нормальная сила

Ry

-z (

57

Поперечная сила

Rz

Y

58

Тангенциальная сила

Xa

59

Подъемная сила.

а

~Za

60

Боковая сила <

*‘а

У a

61

Аэродинамическая продоль-

X

—xA

ная сила

J

62

Аэродинамическая формаль

х'

—ZA

ная сила

63 г

Аэродинамическая попереч

Z

ya

ная сила

t *

64

Сила лобового сопротивле

Ха

I

><

ния

65

Аэродинамическая подъем^

Уа

—ZA

^ a

ная сила

M

66

Аэродинамическая боковая

Za

Ya. .

сила

70

Результирующий момент

~MR

7;1>

Момент тяги

Мр

72 ‘

Аэродинамический момент

м

--

73

Момент крена

м«х

L

74

Момент рыскания

-м*у

—N

,75

Момент тангажа

М«г

M

76

Аэродинамический момент крёнд '

Мх

La .

77 ' *

Аэродинамический момент

Му .

—Na . ^

рыскания

Продолжение

Обозначение'

Номер

термина

Термин

■ 1

по ГОСТ 20058—80

по МС ИСО 1151, ч. I —V

78

Аэродинамический момент тангажа

Mz

мА

79

Перегрузка

п

п

80

Продольная перегрузка

пх

Пх

81

Нормальная перегрузка

Пу

~пг

812

Поперечная перегрузка

Пг

Пу

ш f

Тангенциальная перегрузка

п

П

84

Нормальная скоростная перегрузка

пУа

~П

85

Боковая перегрузка

п

ПУа

86

Коэффициент аэродинамической продольной силы

Сх

-С?

т

Коэффициент аэродинамической нормальной силы

СУ

л

88

Коэффициент аэродинамической поперечной силы

Сг ,

Г'А Ъ СУ

89

Коэффициент лобового сопротивления

°ха ,

— Сл

Ljca .

/

90

Коэффициент аэродинамической подъемной силы

СУ а

~Сг ■ а

,91

Коэффициент аэродинамической боковой силы

С

СА

Уа

95

Коэффициент тяги

СР

96

Коэффициент аэродинамического момента крена

тх

cf

97

Коэффициент аэродинамического момента рыскания

ту

~Сп

98

Коэффициент аэродинамического момента тангажа

тг

СА

и т

111

Степень продольной статической устойчивости по перегрузке при фиксированном руле высоты

Оп

112

Степень продольной статической устойчивости по перегрузке при свободном руле высоты

One

Продолжение

Номер

термина

Термин

ос

по ГОСТ 20058—80

>означение

по МС ИСО 1151, ч. 1-V

1113

Степень продольной статической устойчивости по скорости при фиксированном руле высоты

°v

-—.

114

Степень продольной статической устойчивости пд скорости при свободном руле высоты

°Vc

119

Эффективность органа управления танга жом

Эффективность руля высоты

■— L

120

Эффективность органа управления креном j Эффективность элеронов

1/21

Эффективность органа уп- ' равления рысканием Эффективность руля направления

Amyl{

122

Коэффициент эффективности органа управления тангажам Коэффициент эффективности руля высоты

Стбт

123

Коэффициент эффективности органа управления креном Коэффициент эффективности элеронов

т6хэ

с1 (Clt>

124

Коэффициент эффективности органа управления рысканием Коэффициент эффективности руля направления

туа ,

спвя(—С»0

Редактор Р. С. Федорова Технический редактор В. Н. Малькова Корректор А. В. Прокофьева

Сдано в набор 04.09.80 Поди, к печ. 30,12.80 3,25 и. л. 3,92 уч.-изд. л. Тираж 10000 Цена 20 коп.

Ордена «Знак Почета* Издательство стандартов, 123557, Москва, Новопресненский лер., 3. Калужская типография стандартов, ул. Московская, 256. Зак. 2632