Системы осей координат

При определении сил и моментов, действующих на самолет в полете, при исследовании траекторий движения самолета, при решении многих других вопросов в процессе проектирования используют несколько прямоугольных (ортогональных) декартовых правых систем осей координат.

Рис. 5.27. Нормальная земная система осей координат	Рис. 5.28. Связанная система осей координат

Положение самолета относительно Земли определяется углами между осямисвязанной (0XYZ) и нормальной земной (0X_gY_gZ_g) системами осей координат.

Взаимно перпендикулярные оси нормальной земной системы осей координат(рис. 5.27) 0X_g и 0Z_g лежат на поверхности Земли, ось 0Y_g направлена по местной вертикали вверх. Начало системы координат и направление осей 0X_g и 0Z_g выбираются в соответствии с решаемой задачей. Так, при исследовании траекторий взлета самолета оказывается удобно поместить начало координат в точке старта самолета, а горизонтальную ось 0X_g совместить с осью ВПП.

Начало 0связанной системы осей координат (рис. 5.28) помещено в центр масс (ц. м.) самолета, ось 0X направлена от хвостовой к носовой части самолета, ось 0Y перпендикулярна оси 0X и направлена вверх в плоскости симметрии, ось 0Z перпендикулярна плоскости симметрии самолета и направлена в сторону правой консоли крыла. Таким образом, положение самолета относительно Земли определяется (рис. 5.29) углом тангажа q, углом крена g и углом рыскания y.

Рис. 5.29.Положение самолета относительно Земли	Рис. 5.30. Положение самолета относительно вектора скорости

В общем случае движения самолета в пространстве вектор скорости самолета (или, в соответствии с законом обратимости движения, вектор скорости набегающего потока) не совпадает со связанной продольной осью самолета 0X. Положение самолета относительно вектора скорости определяется углами между осями связанной (0XYZ) и скоростной (0X_aY_aZ_a) систем осей координат.

Начало 0скоростной системы (рис. 5.30) осей координат помещено в центр масс самолета, ось 0X_a совпадает по направлению с вектором скорости самолета, ось 0Y_a направлена к верхней части самолета в плоскости его симметрии, ось 0Z_a перпендикулярна плоскости 0X_aY_a.
Положение самолета относительно вектора скорости набегающего потока определяется углом атакиa и углом скольжения b.