Каково направление бокового скольжения, вызванного креном на обычном самолете?

Чтобы ответить на то, что вы написали: C N q

$c_{n_q}$ момент рыскания, вызванный качки. В обычной симметричной конфигурации это равно нулю для планера и имеет малое значение для воздушного винта самолета, в зависимости от направления вращения воздушного винта. Если гребной винт трактора вращается по часовой стрелке (если его видит пилот), положительный шаг вопрос

$q$ (нос вверх) причинит небольшой отрицательный угол sideslip β

$\beta$. Положительное ускорение тангажа добавит момент прецессии, который так же тянет нос самолета вправо. Но я думаю, ты хочешь знать кое-что еще.

Чтобы ответить, что вы имели в виду: cnp

$c_{n_p}$ момент рыскания, вызванный движением качения. Система оси, которую вы предлагаете (с Z, указывающей вверх), используется для измерения относительных положений внутри планера, но для механики полета мы предпочитаем помещать ось x в направлении полета, y вправо и z вниз. Положительное движение завальцовки p=ωx⋅b2⋅v∞

$p = \omega_x\cdot\frac{b}{2\cdot v_{\infty}}$ (или p=ωx⋅bv∞

$p = \omega_x\cdot\frac{b}{v_{\infty}}$, оба определения используются) является правым вниз, и положительный момент рыскания означает, что нос самолета движется вправо, вызывая отрицательные углы бокового скольжения.

Когда положительное движение качения происходит в неподвижном воздухе, результирующий момент рыскания отрицателен, вытягивая нос самолета влево, как сказал Федерико. Таким образом, cnp

$c_{n_p}$ отрицательный.

Но причина другая: когда пилот отклоняет элероны и вызывает разницу в подъеме на левом и правом крыльях, и, следовательно, разницу в индуцированном сопротивлении, момент рыскания, вызванный этой разницей в индуцированном сопротивлении, называется C N ξ

$c_{n_\xi}$, момент рыскания из-за отклонения элерона. C N ξ

$c_{n_\xi}$ будет положительный.

Как только самолет находится в устойчивом крене, демпфирование крена clp

$c_{l_p}$ полностью компенсирует дифференциальный подъем, вызванный отклонением элерона. Теперь движение качения увеличит локальный угол атаки на нисходящее движущееся крыло, чем дальше вы находитесь от центра, и уменьшите его на восходящем движущемся крыле. Поскольку подъем перпендикулярен локальному воздушному потоку, вектор воздушных сил на нисходящем движущемся крыле направлен немного вперед, а на восходящем движущемся крыле немного назад. Обратите внимание, что общая подъемная сила каждого крыла примерно одинакова! Момент завальцовки обоих точно нул как только тариф крена устоичив. Однако отклонение элерона уменьшит подъем на нисходящем движущемся крыле так, что оно просто компенсирует увеличенный угол атаки из-за движения качения, и то же самое относится к восходящему движущемуся крылу с его отклонением заднего края вниз элерона.

Отличается не величина, а направление подъема на обоих крыльях. Это тянет вниз движущееся крыло вперед и вверх движущееся крыло назад, вызывая отрицательный момент рыскания в положительном движении качения. Вот почему ваш обычный cnp

$c_{n_p}$ отрицательный.

Во-первых, разъяснение. Стандартная система отсчета для летательных аппаратов, Вт.r.ти. человек, сидящий в кресле пилота,:

• X положительная ось перед самолетом
• положительная ось y в направлении правого крыла
• положительная ось z к вниз

Кроме того, чтобы быть ясным о соглашениях, используемых в остальной части этого ответа:

• положительный бросок, когда правое крыло вниз
• положительное боковое скольжение β
  $\beta$

  $\beta$ это когда пилот видит воздух, идущий с правой стороны.

И, для полноты, CNp

$C_{N_p}$ аэродинамическая производная от скорости рыскания р

$r$ (не β

$\beta$) как функция тарифа крена p

$p$.

В то время как CNq

$C_{N_q}$ будет один из-за скорости подачи вопрос

$q$, но это не будет в пределах указанного вами диапазона conventional aircraft.

Теперь к вашему вопросу.

когда самолет начнет катиться, будет ли самолет испытывать боковое скольжение, и если да, то в каком направлении (и, прежде всего, почему) ?

TL; DR версия:

Да, он испытывает sidelip и для положительного тарифа крена p

$p$ боковое скольжение β

$\beta$ будет отрицательный.

Расширенная версия:

• Положительная скорость крена означает, что правое крыло вращается вниз, а левое крыло вверх.
• Это приводит к мгновенному увеличению угла атаки α
  $\alpha$

  $\alpha$ видно по правому крылу w.r.ти. левое крыло

• Из-за этой разницы в α
  $\alpha$

  $\alpha$ увиденный крыльями, правое крыло произведет больше подъема (и это будет сразу причиной проседания крена)

• Больше подъема значит больше наведенного сопротивления
• Более индуцированное сопротивление означает, что правое крыло будет иметь тенденцию «отставать», а левое крыло будет двигаться вперед.
• Самолет таким образом вращал к правильной стороне, достигая недостатка β
  $\beta$

  $\beta$

Сумма β

$\beta$ будет явно зависеть от конкретного самолета.

Вы могли бы найти больше, ища информацию о голландском рулоне .