книги из ГПНТБ / Микеладзе, В. Г. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и крылатых ракет

чика по тяге передается к качалке, шарнирно закрепленной на оси руля. При жесткой связи, осуществляемой в начальный мо­ мент при первоначальной затяжке пружины, основной руль вме­ сте с вспомогательной рулевой поверхностью будет отклоняться

Рис. 1.162. Кинематический сервокомпенсатор:

/—сервокомпенсатор; 2—руль

на тот же угол, что и качалка. Однако по достижении некоторой величины шарнирного момента, определяемой начальной затяж­ кой пружины, связь становится упругой и качалка будет повора­ чиваться вокруг оси, как вокруг шарнира, и тогда вспомогатель­ ная рулевая поверхность будет работать как сервокомпенсатор.

Рис. 1.164. Схема пружинного сервокомпенсатора:

/—качалка; 2—пружина; 3—руль; •/—сервокомпенсатор

Сувеличением шарнирного момента угол отклонения сервоком­ пенсатора будет увеличиваться и компенсировать увеличение усилия на тяге от основного руля, вызванное увеличением скоро­ сти полета или угла отклонения руля.

1.166. Триммер

Триммер (рис. 1.166) представляет вспомогательную поверх­ ность относительно небольшой площади, размещенную на зад­ ней кромке рулевой поверхности (руля).

30

Триммер управляется летчиком отдельно от основного руля и служит для уменьшения шарнирного момента руля, отклонен­ ного на заданный угол, а следовательно, для уменьшения усилий на штурвале управления.

/Г управлению

Куправлению триммером

Рис. 1.166. Схема триммера

1.168. Серворуль

Серворуль (рис. 1.168) представляет относительно неболь­ шую поверхность, размещенную на задней кромке управляющей поверхности (руля) и отклоняемую летчиком при помощи про­ водки системы управления, идущей к штурвалу. Под действием

2

Рис. 1.168. Схема серворуля:

/ —серворуль; 2—руль;

аэродинамических сил, возникающих на серворуле, отклоняется свободно навешенный на ось основной руль. Усилие, необходи­ мое для отклонения серворуля, значительно меньше, чем усилие, необходимое для поворота основного руля, площадь которого в несколько раз больше площади серворуля.

31

1.190. Центр давления

За центр давления в аэродинамике принимается условная точка приложения равнодействующей аэродинамических сил R (или RA в системе ИСО), определяемая как точка пересечения линии действия силы R (или ЯА) с хордой крыла пли с другой характерной для данного тела линией.* Центр давления летатель­ ного аппарата (симметричного относительно плоскости симмет­ рии) при угле скольжения |3 = 0 лежит в плоскости симметрии.

Аэродинамический момент относительно центра давления ра­ вен нулю.

1.195. ТЯГА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

Тяга силовой установки — сила, создаваемая силовой уста­ новкой в направлении ее оси (без учета сил, возникающих при обтекании набегающим потоком внешних элементов силовой ус­ тановки). При набегании потока под углом атаки ко входу в си­ ловую установку может возникнуть дополнительная сила и соот­ ветствующий момент, связанные с поворотом струп, забираемой двигателем, от направления набегающего потока к направлению оси двигателя.

1.196. ЭФФЕКТИВНАЯ ТЯГА

Эффективной тягой называется тяга силовой установки за вычетом внешнего сопротивления, создаваемого силовой уста­ новкой (внешнее сопротивление воздухозаборника, гондолы, хво­ стовой части гондолы и др.).

1.197. ТЯГА ДВИГАТЕЛЕЙ (ПО РЕКОМЕНДАЦИЯМ ИСО

ИПО ПРОЕКТУ ГОСТа СССР «МЕХАНИКА ПОЛЕТА»)

Врекомендациях ИСО под тягой двигателей F понимается система движущих реактивных сил. Сила тяги определяется про­ извольно (различными путями) путем разложения равнодейст­ вующей R системы сил, действующей на самолет или ракету (на тягу и на аэродинамическую силу). В проекте ГОСТа СССР для тяги Р принято аналогичное определение.

1.200. КРИТЕРИИ ПОДОБИЯ

Критерии подобия используются при исследовании аэродина­ мических и других характеристик летательных аппаратов и раз­ личных объектов. С помощью критериев подобия можно перехо­ дить от результатов экспериментов с моделями или макетами в аэродинамических трубах или в других установках к аэродина­ мическим (или другим) характеристикам натурных объектов.

Критерии подобия представляют безразмерные параметры, с

* Например, иа линии пересечения плоскости, симметрии и плоскости Охг связанной системы координат.

32

помощью которых устанавливается подобие модели и натурного объекта. В каждом отдельном явлении при помощи критерия подобия учитывается основной фактор, управляющий этим явле­ нием, например, сжимаемость газовой среды (воздуха) при по­ лете иа больших скоростях; если процесс имеет колебательный характер, то учитывается периодичность явления наряду с дру­ гими факторами. К критериям подобия относятся число Рей­ нольдса, число М, число Фруда, число Струхаля, число Нуссельта и др.

1.202. Число Рейнольдса Re

Числом Рейнольдса (Re) называется безразмерный параметр, характеризующий отношение инерционных сил к силам вязкости набегающего на тело воздушного (газового) потока:

V

где V — скорость полета;

/— характерная длина;

v— кинематический коэффициент вязкости.

1. 204. Число М

Числом М называется безразмерный параметр, характери­ зующий отношение инерционных сил к силам давления (или сжимаемость газовой или воздушной среды):

м = Л ,

а

где V —• скорость полета; а — скорость звука.

1.206. Число Фруда Fr

Число Фруда (Fr) — безразмерный параметр, характеризую­ щий отношение инерционных сил к силе тяжести:

1.208. Число Струхаля Sh

Число Струхаля (Sh) — безразмерный параметр, учитываю­ щий периодичность явления (при наличии периодически повто-

ряющихся процессов). Определяется по формуле

где пс — число колебаний в секунду.

1.210. Число Нуссельта Nu

Число Нуссельта (Nu) — безразмерный параметр, опреде­ ляемый по формуле

где а — коэффициент теплоотдачи;

к— коэффициент теплопроводности;

/— характерная длина.

1. 212. Число Прандтля Рг

Числи Прандтля (Рг) — безразмерный параметр, определяе­ мый по формуле

где ср — удельная теплоемкость при постоянном давлении; р, — динамический коэффициент вязкости среды; к — коэффициент теплопроводности среды.

1.214. Число Кнудсена Кп

Числом Кнудсена (Кп) называется безразмерный параметр, представляющий отношение средней длины свободного пробега молекул ксс к характерной длине / тела, т. е.

X

Кп = — .

I

Если Кпс§>1, то газовая (воздушная) среда сильно разреже­ на. Течение такого газа (воздуха) исследуется с помощью кине­ тической теории; если Kn<Cl, то газовая (воздушная) среда сла­ бо разрежена. Течение такого газа (воздуха) исследуется с по­ мощью теории сплошной среды.

Число Кнудсена можно также записать в другой форме, при­ нявза характерную длину толщину пограничного слоя б;

34

1.218. Число Коши Са

Числом Коши (Са) называется безразмерный параметр, ус­ танавливающий связь между сжимаемостью газовой (воздуш­ ной) среды и упругостью обтекаемого газом (воздухом) тела:

где V — скорость потока;

q — плотность газа (воздуха);

Е — модуль упругости обтекаемого тела.

1.220. Число Пекле Ре

Числом Пекле (Ре) называется безразмерный параметр, оп­ ределяемый по формуле

Pe=PrRe,

где Рг — число Прандтля; Re — число Рейнольдса.

1.222. Число Стантона St

Числом Стантона (St) называется безразмерный параметп. определяемый по формуле

1

Рг

где Рг — число Прандтля.

1.224. Число Ньютона Nw

Числом Ньютона (Nw) называется безразмерный параметр, определяемый по формуле

R

Nw

в/2Ч2

где R — результирующая сила (аэродинамическая); Q— плотность воздуха (массовая);

/ — характерная длина тела; V — скорость полета.

2*

Раздел 2

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ САМОЛЕТОВ И КРЫЛАТЫХ РАКЕТ

2.000. ХОРДЫ

2.005. Хорда несущей поверхности (крыла)

Хорда — условная линия, взятая в одном из сечений несу­ щей поверхности (крыла) летательного аппарата. Хордой назы­ вают также длину отрезка этой линии, ограниченную носиком и хвостиком сечения крыла (длина хорды), и она является одним из характерных линейных размеров. Это понятие хорды распрост­ раняется и на хорду управляющей поверхности.

Хорда, взятая в произвольном сечении крыла по размаху па­ раллельно плоскости симметрии летательного аппарата, обозна­ чается через Ь. Хорда, взятая в произвольном сечении крыла перпендикулярно линии 1/4 хорд, обозначается Ьх . Для управ­ ляющей поверхности длина хорды Ьх измеряется в направлении перпендикуляра к оси вращения органа управления (или управ-

36

ляющей по в е р х н о с ти ). Н и ж е даны примеры определения длин ы хорд разных профилей несущей поверхности и органов у п р а в ­ ления в произвольном сечении (рис. 2.005).

2.010. Хорда концевая Ьк

Концевой называется хорда, взятая в концевом сечении несу­ щей поверхности (крыла) или органа управления и обозначае­ мая через Ьк (рис. 2.010).

2.015. Хорда корневая Ь0

Под корневой хордой условно понимают длину отрезка, за­ ключенного между точками пересечения передней и задней кро­ мок крыла, продолженных внутрь фюзеляжа, с плоскостью сим-

верхности имеется наплыв относительно небольшой площади (по

37

2.020. Хорда бортовая Ьв

Бортовой хордой (&б) называется хорда по линии разъема крыла и фюзеляжа в сечении крыла, параллельном плоскости симметрии летательного аппарата (рис. 2.020).

2.025 Хорда аэродинамическая средняя (САХ) для трапециевидных крыльев ЬА

Средняя аэродинамическая хорда (САХ) широко использу­ ется в расчетах по аэродинамике и динамике летательных аппа­ ратов.

В практических расчетах при определении САХ для трапе­ циевидного крыла пользуются формулой

где т] — сужение крыла; X — удлинение крыла; S — площадь крыла.

Для того же крыла САХ можно определить через корневую и концевую хорды Ь0и Ьк по формуле

38

Положение САХ относительно плоскости симметрии лета­ тельного аппарата определяется для указанного трапециевидно­ го крыла из выражения

(рис. 2.025) или через Ь0и Ьк по формуле

Рис. 2.025.1. Определение площади 5 крыла и ЬА у ра­ кеты с неподвижным крылом

Расстояние до носика ЬА от носика корневой хорды вычисля­ ется по формуле

-Га= zAlg X11.к,

А'д — расстояние от носика корневой хорды до носика САХ; jCn.K— угол стреловидности крыла по передней кромке.

На рис. 2.025.1 показана средняя аэродинамическая хорда ЬА крылатой ракеты с неподвижным крылом. Определение ЬА про-

Консоль поворотного

39