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

кромка киля отклоняется вправо, если смотреть сзади на хвосто­ вую часть фюзеляжа (рис. 3.110).

3.112. Углы отклонения рулей, предкрылков, элеронов, закрылков

Углы отклонения управляющих поверхностей, за исключени­ ем стабилизаторов и киля, отсчитываются в плоскости, перпен­ дикулярной оси вращения этих поверхностей от неотклоненных их положений. Ниже даны примеры определения углов б.

3.114. Угол отклонения элерона бэ

Углом бэ называется угол между хордой отклоненного элеро­ на и его хордой в неотклоненном положении (рис. 3.114).

Угол бэ показан в сечении крыла, перпендикулярном оси вра­ щения элерона.

3.116. Угол отклонения предкрылка бпр

Углом бщ, называется угол между хордой отклоненного пред­ крылка и хордой крыла (рис. 3.116).

Угол бпр показан в сечении крыла, перпендикулярном оси вращения предкрылка.

3.118. Угол отклонения руля высоты бв

Углом отклонения руля высоты (по перпендикуляру к оси вращения руля) (рис. 3.118) называется угол между хордой от клоненного руля и его хордой в неотклоненном положении.

80

Рис. 3.116. Угол отклонения предкрылка 6„р.'

/ —предкрылок; 2—полукрыло

Рис. 3.120.1. Угол отклонения однощелевого закрылка 63

Рис. 3.120.2. Угол отклонения двухщелевого закрылка 63:'

1 и 2—звенья закрылка

Рис. 3.120.3. Угол отклонения трехщелевого закрылка 63:

1, 2 п 3—звенья закрылка

3.120. Углы отклонения закрылков 63

Углом отклонения закрылка называется угол между хордой основного рабочего звена -закрылка и хордой крыла. Примеры определения углов-63 показаны на рис. 3.120.1, 3.120.2 и 3.120.3. Углы отклонения 63 на рис. 3.120.2 и 3.120.3 соответствуют тем случаям, когда основными рабочими звеньями являются соответ­ ственно звено 2 в двухщелевом закрылке и звено 3 в трехщеле­ вом.

3.122. Угол отклонения руля направления 6И

Углом 6И называется угол между хордой отклоненного руля и его хордой в неотклоненном положении в плоскости, перпен­ дикулярной оси вращения (рис. 3.122).

На рис. 3.122 показано сечение киля и руля направления по перпендикуляру к оси вращения руля. Вращение задней кромки руля вправо образует положительный угол 6м, отсчитываемый от хорды киля.

82

3.124. Угол отклонения триммера бТр

Угол бтр определяется как угол между хордой отклоненного триммера и его хордой в неотклоненном положении (в плоско­ сти, перпендикулярной оси вращения триммера). На рис. 3.124

дан пример определения бтр.

*

3. 130. Угол скоса потока е

Углом скоса е называется угол между вектором скорости У,» невозмущенного потока (в бесконечности) и вектором скорости, измененным влиянием вихрей, сбегающих с концов несущей по­ верхности (крыла) конечного размаха, либо за счет других фак­ торов.

3-. 135. Угол сноса самолета ег

При движении воздуха со скоростью Wr в горизонтальной

плоскости вектор скорости У3 самолета относительно Земли, при­ нимаемой за неподвижную, будет составлять с вектором воздуш­

ной скорости V самолета некоторый угол ег, называемый углом сноса самолета (рир. 3.135).

При полете в указанных условиях самолет обтекается пото­

ком воздуха со скоростью V независимо от того, движется эта среда или находится в покое, а поэтому на самолет будут дей­ ствовать такие же силы, как и в случае полета в неподвижном воздухе. Угол ег не входит в уравнения, определяющие аэроди­ намические характеристики самолета.

Угол сноса ег не следует смешивать с углом скольжения (3, который представляет угол между вектором воздушной скорости

V и плоскостью симметрии самолета. При наличии угла (3 поток оказывает влияние на аэродинамические характеристики само­ лета, которые являются также функциями угла |3, в то время как угол сноса ег вовсе не влияет на эти характеристики.

3.140. Угол между векторами V3 и У в вертикальной плоскости ев

При движении воздуха в вертикальной плоскости со скоро­ стью W B (под некоторым углом к горизонту), т. е. при наличии

восходящих или нисходящих потоков, вектор скорости У3 само­ лета относительно Земли будет составлять некоторый угол ег с

вектором воздушной скорости V (рис. 3.140.1 и 3.140.2). Видно, -что при различных W, но, например, при равных ев самолет мо-

Рис. 3.135. Угол сноса самолета ег (в горизонтальной плоскости)

>4

7777777777777777777777777777777777к .7 7777777777777777777777777777777777,к

Рис. 3.140.1.

V

7777777777777777777777777777777777.

Рис. 3.140.2.

84

Раздел 4

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ

4.000. РЕЗУЛЬТИРУЮЩАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СИЛА И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ МОМЕНТ

4.005. Результирующая аэродинамическая сила R (R )

При движении летательного аппарата в газовой среде на все его элементы, обтекаемые газом, действуют аэродинамические силы, которые могут быть сведены к одной так называемой ре-

зультирующей (полной, суммарной аэродинамической силе R ( R ) , приложенной в некоторой точке, называемой центром давления.

В системе ИСО эта сила обозначается через R A { R A).

4.010. Результирующий аэродинамический момент М

Результирующая аэродинамическая сила, действующая на - летательный аппарат, создает относительно центра масс лета­ тельного аппарата момент М, называемый результирующим аэродинамическим моментом. В системе ИСО этот момент не имеет обозначений.

4.015. Проекции силы R (R ) и момента М на оси координат

В расчетах по аэродинамике и динамике полетов принято пользоваться проекциями этих сил и моментов на оси коорди­ нат одной из следующих систем:

1)полусвязанной (3.003);

2)связанной (3.002);

3)скоростной (-3.004) ;

4)земной (3.001)..

4.020. Проекции результирующей аэродинамической силы

R (R ) в полусвязанной системе координат (3.003)

Этими проекциями являются:

X — лобовое' сопротивление, положительное вдоль отрица­ тельной оси Ох\

86

У — подъемная сила, положительная вдоль'положительного направления оси.Оу;

Z — боковая сила, положительная вдоль положительного на­ правления оси Oz.

Проекции силы R{R) в полусвязаннон системе (3.003) коор­ динат показаны на рис. 4.020.

4.025. Проекции результирующей аэродинамической силы в связанной системе координат (3.002)

Этими проекциями являются: Х1— продольная снла;

Yi — нормальная сила; Zi — поперечная сила.

Проекции силы R(R) в связанной системе координат (3.002) . приведены на рис. 4.025.

4.030. Проекции результирующей аэродинамической силы

R ( R ) в скоростной системе координат (3.004)

Этими проекциями являются: Хс, Xv — лобовое сопротивление; Y c, Y v — подъемная сила;

Zc, Zv — боковая сила.

—*■

- Проекции силы R(R) в скоростной системе координат (3.004) показаны на рис. 4.030.

87

4.035. Проекции результирующей аэродинамической силы

R (R ) в земной системе координат (3.001)

Этими проекциями являются: Xg — составляющая по оси ,vg; Yg — составляющая по оси yg\ Zg — составляющая по оси zg.

Проекции силы R(R) на оси земной системы координат

(3.001) показаны на рис. 4.035.

4.040. Проекции результирующего аэродинамического момента М

Проекции аэродинамического момента М во всех системах ко­ ординат, указанных выше, имеют следующие наименования:

4.045. Проекции результирующего аэродинамического момента М в полусвязанной системе координат (3.003)

Проекции момента М в полусвязанной системе координат по­ казаны на рис. 4.045.

88

4.050. Проекции результирующего аэродинамического момента М в связанной системе координат (3.002)

Проекции момента М в связанной системе координат пока­ заны на рис. 4.050.

Рис. 4.045. Проекции результирующе­ Рис. 4.050. Проекции результирующе­

4.055. Проекции результирующего аэродинамического момента М в скоростной системе координат (3.004)

Проекции момента М в скоростной системе координат даны на рис. 4.055.

Рис. 4.055. Проекции результирующего аэродинамического момента в скоростной системе координат: