Навчальний посібник «Аеродинамічні характеристики надзвукових літаків і їх розрахунок» призначений для студентів і є основним при виконанні курсового проекту з дисципліни «Аеродинаміка літальних апаратів», а також при виконанні аеродинамічного розрахунку в процесі дипломного проектування.

У навчальному посібнику дані відповідні пояснення всіх основних геометричних параметрів ЛА і його частин, розглянуті з точки зору розкриття фізичного змісту основні аеродинамічні характеристики ЛА. Викладена інженерна методика їх розрахунку, методика і приклад аеродинамічного розрахунку одної з найбільш складних аеродинамічних компоновок ЛА.

Ілюстрацій -84; табл.-14; бібл.-10

ЧАСТИНА 1. АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ

НАДЗВУКОВИХ ЛІТАКІВ

РОЗДІЛ 1. ГЕОМЕТРИЧНІ ПАРАМЕТРИ ЛІТАКА ТА ЧАСТИН

1. Основні частини літака та їх призначення

Літак (крилата ракета) складається з наступних основних частин (рис.1.1):

• крило (несуча поверхня);

• фюзеляж (корпус);

• оперення (керуючі поверхні).

Рис.1.1. Літак класичної схеми. Основні частини літака: 1 – крило; 2 – елерон; 3 – фюзеляж; 4 – кіль (вертикальне оперення); 5 – кермо напрямку; 6 – стабілізатор (горизонтальне оперення); 7 – підфюзеляжний гребінь.

Крило як основна несуча поверхня служить для створення підйомної сили. Крило в залежності від призначення літака має різноманітну форму в плані та профіль. Профілі в свою чергу можуть мати різні кути встановлення чи крутки в різних перерізах (рис. 1.2).

Рис. 1.2. Літак схеми «безхвостка»: 1 – кінцева секція елевона; 2 – середня секція; 3 - коренева секція

Фюзеляж (корпус) ЛА служить для розміщення в ньому екіпажу, вантажів, силової установки, та ін. Фюзеляж може мати в поперечному перерізі форму круга, еліпса, прямокутника, півкруга, пів-еліпса чи складну форму.

Оперення (горизонтальне і вертикальне), керуючі і стабілізуючі поверхні служать для забезпечення сталого і керованого польоту на заданих режимах і виконання маневру. Маневр здійснюється за рахунок зміни аеродинамічних сил і моментів відносно центру мас літака при відхиленні керуючих поверхонь (органів управління). Органи управління поділяються на органи управління тангажу, креном і рисканням.

До органів управління тангажем відносяться кермо висоти або керований стабілізатор. У ЛА, виконаного за схемою «безхвостка» (см. рис. 1.2) органами управління тангажем, а разом з тим і креном, служать елевони, розташовані уздовж задньої крайки крила. При відхиленні елевонів на правій і лівій половинах крила в одну сторону, вони виконують функцію органів управління тангажем, а відхилення в різні сторони – ­ органів управління креном.

До органів управління креном відносяться елерони, елевони і інтерцептори. У деяких випадках в якості органу управління креном використовуються диференціально відхиляють половини стабілізатора.

До органів управління рисканням відносяться кермо напряму і керований (поворотний) кіль.

Поділ елевонів на секції дозволяє використовувати окремі секції тільки в якості органів управління тангажу (кореневі секції), в якості органів управління креном (кінцеві секції), в якості органів управління тангажем і креном (середні секції).

Аеродинамічні характеристики літака залежать від режиму польоту і від геометричних форм (геометричних розмірів) його частин. Тому вихідними даними для розрахунку аеродинамічних характеристик завжди є заданий режим польоту (висота і швидкість) і розрахункова схема літака, виконана в масштабі в трьох проекціях. За розрахунковою схемою визначають усі необхідні геометричні параметри так, як це показано нижче.

1.2. Геометричні параметри крила й оперення

Крило, горизонтальне і вертикальне оперення (стабілізатор і кіль) геометрично схожі між собою, що дозволяє об'єднати розгляд їх основних геометричних параметрів. До основних геометричних параметрів крила, стабілізатора та кіля відносяться:

Профіль

Профілем прийнято називати переріз крила (рис. 1.3) чи стабілізатора, паралельно площині симетрії літака. Профіль кіля – переріз кіля, паралельний базовій площині літака.

Хорда

Хордою (b) називається відрізок прямої, що з'єднує найбільш віддалені точки профілю (рис. 1.3, в).

Для визначення подальших геометричних параметрів крила та оперення необхідно ввести поняття центральної хорди, кінцевої та бортової хорд (рис.1.3, а, б).

Центральною хордою b₀ називається хорда крила в площині його симетрії. При цьому обводи консолей крила умовно продовжені всередину фюзеляжу до перетину з площиною симетрії літака.

Базова площина містить центральну хорду крила і перпендикулярна площині симетрії. Центральна хорда горизонтального оперення b_0ГО визначається аналогічно.

Центральною хордою вертикального оперення b_0ВО можна назвати хорду, утворену перетином умовно продовжених всередину фюзеляжу обводів вертикального оперення з віссю фюзеляжу (рис. 1.3, б).

Кінцевою хордою (b_к) називається найбільш віддалена від площини симетрії хорда крила або горизонтального оперення b_кГО.

Кінцевою хордою вертикального оперення b_кВО можна назвати хорду, найбільш віддалену від осі фюзеляжу.

Кінцеві хорди в разі незначного закруглення кінцевих обводів крила чи оперення визначаються по габаритному розмаху.

У разі скошених кінцевих обводів – по усередненому розмаху (рис. 1.3, а). Бортовою хордою b_б прийнято називати хорду крила, горизонтального (b_бГО) чи вертикального b_бВО оперення в місцях з'єднання їх з фюзеляжем (рис.1.3, а, б).

Максимальна товщина профіля

Крім хорди характерним лінійним розміром профілю є максимальна товщина (c) (рис.1.3, в). Зазвичай використовується максимальна товщина профілю рівна відношенню максимальної товщини профілю до хорди даного профілю.

Відносна товщина профілю може бути непостійною за розмахом крила чи оперення.

Максимальна кривизна профіля

Максимальна відстань f по перпендикуляру від хорди до середньої лінії профілю, віднесене до хорди цього профілю, називається максимальною відносною кривизною (увігнутістю) профілю .

Розмах

Розмахом крила l називається відстань між площинами, паралельними площині симетрії крила, лежачими всюди поза крилом і дотичними до його поверхні (рис. 1.4)

Рис. 1.3. Хорди крила та оперення: а) крило та горизонтальне оперення; б) вертикальне оперення; в) елементи профілю крила

У цьому випадку визначають середнє значення відносної товщини профіля Відносні товщини, наприклад, в центральному і кінцевому перерізах, позначають та .

Максимальна кривизна профіля

Максимальна відстань f по перпендикуляру від хорди до середньої лінії профілю, віднесене до хорди цього профілю, називається максимальною відносною кривизною (увігнутістю) профілю .

РОЗМАХ

Розмахом крила l називається відстань між площинами, паралельними площині симетрії крила, лежачими всюди поза крилом і дотичними до його поверхні (рис.1.4)

Рис. 1.4. Розмахи та площі крила та горизонтального оперення

Для горизонтального і вертикального оперення використовується аналогічне визначення. При цьому вертикальне оперення розглядають як напівкрило, розмах якого дорівнює подвоєній висоті вертикального оперення (рис.1.3, в)

Кут стріловидності

Кут стріловидності χ є однією з основних характеристик крила, горизонтального і вертикального оперення. Кутом стріловидності крила з лінійною передньою кромкою називається кут між площиною, що ортогональна центральній хорді крила, і лінією 1/4 хорд напівкрила (рис. 1.5).

Аналогічно, з відповідними поясненнями, можуть бути визначені кути стріловидності крила (та оперення) з використанням інших ліній n - часткою хорд, наприклад, по передній і задній кромках або по 1/2 хорд.

Рис.1.5. Кути стріловидності крила: χ  кут стріловидності крила; χ_п  кут стріловидності по передній крайці крила; χ_0.5  кут стріловидності по лінії 1/2 хорд крила; χ_з  кут стріловидності по задній крайці крила.

Кут поперечного «V» крила

Кутом поперечного «V» крила ψ називається кут між базовою площиною крила і проекцією лінії 1/4 хорд напівкрила на площину, ортогональну центральної хорді крила (рис.1.6). Кут позитивний, якщо проекція лінії 1/4 хорд розташована над базовою площиною. Аналогічно визначаються кути поперечного «V» оперення.

Кут крутки крила

Крило не завжди виконується геометрично плоским, тобто таким, коли хорди напівкрила належать одній площині. Для вирішення певних завдань безпечної експлуатації літака в повітрі крилу надають деякий кут крутки.

Кутом крутки крила називається кут між хордою крила, що розглядається і базовою площиною крила (рис. 1.7). Кут крутки позитивний, якщо передня точка хорди по відношенню до базової площини знаходиться вище заданої точки.

ПЛОЩА КРИЛА

Площею крила S називається площа проекції крила на його базову площу (див. рис.1.4).

Площею вертикального оперення S_ВО називається площа проекції вертикального оперення на площину симетрії літака (рис. 1.3, б).

Рис.1.6. Кути поперечного «V» крила ψ: а) додатній; б) від’ємний

Рис. 1.7. Кут крутки крила

В аеродинамічному розрахунку використовуються площі крила, горизонтального і вертикального оперення, омивані потоком: , , (тут і далі індексом ' позначені геометричні параметри і аеродинамічні характеристики частин літака, омиваних потоком).

На рис.1.4 і 1.3, б показані повні площі S, S_ГО , S_ВО та площі , , , омивані потоком.

Для крила і оперення з лінійними передньої і задньої крайками ці площі можна визначити наступним чином:

а) крило

б) горизонтальне оперення

в) вертикальне оперення

В цих виразах , та - розмахи крила, горизонтального та вертикального оперення, омиваного потоком.

ПОДОВЖЕННЯ

Подовженням називається відношення квадрата розмаху крила (або оперення) до площі крила (або оперення). Подовження є безрозмірним параметром і показує, у скільки разів розмах крила (або оперення) більше деякої середньої хорди крила (або оперення). Подовження розглянутих частин літаків визначаються таким чином:

а) крило

б) горизонтальне оперення

в) вертикальне оперення

Звуження

Звуженням η називається відношення центральної ходи крила (або оперення) до кінцевої хорді крила (або оперення).

Звуження – безрозмірний параметр, який показує, у скільки разів кінцева хорда менше центральній хорди. Для омиваних частин звуження визначається як відношення бортовий хорди крила оперення до кінцевої:

а) крило

б) горизонтальне оперення

в) вертикальне оперення

Середня аеродинамічна хорда

Теоретичною середньої аеродинамічної хордою (САХ) крила називається хорда умовного прямокутного крила, у якого площа, аеродинамічна сила і момент такі ж, як у розглянутого крила.

Величина САХ ( ) визначається зі співвідношення.

яке для трапецієподібного крила (крила, передні і задні кромки якого прямолінійні, а проекція на базову площину утворює дві трапеції) має вигляд

Графічний спосіб визначення показаний на рис.1.8.

Рис.1.8. Графічний спосіб визначення САХ

Координата САХ по розмаху крила визначається співвідношенням

а координата носка САХ по осі Ох  співвідношенням

де - кут стріловидності крила по передній крайці.

Для трикутних крил із задньою крайкою, перпендикулярній осі симетрії, вирази (1.16), (1.17) і (1.18) спрощуються:

В аеродинамічному розрахунку використовується також середня геометрична хорда ( ), рівна відношенню площі крила до його розмаху.

Середня геометрична хорда може бути виражена через центральну хорду або середню аеродинамічну хорду

Аналогічно визначаються значення і горизонтального і вертикального оперення та омиваних частин крила і оперення.