книги из ГПНТБ / Микерин, И. К. Аэродинамика летательных аппаратов
.pdfтельного аппарата.
Более подробно о назначении отдельных частей планера
будет изложено в специальных курсах.
Аэродинамические свойства элементов планера во многом
определяются |
их геометрическими характеристиками, поэтому |
||
прежде, чем переходить к усмотрению методов |
определения |
||
аэродинамических сил и моментов, познакомимся с основными |
|||
геометрическими параметрами |
отдельных элементов планера. |
||
§ 3.2. |
Геометрические |
характеристики плоскогр |
|
|
крыла |
|
|
Современные летательные аппараты имеют разнообразные |
|||
плоские крылья, которые характеризуются формой профилей их |
|||
составляющих и формой крыла в плане.. |
|
||
Под профилем кшла понимают сечение его |
плоскостью, |
||
параллельной оси симметрии крыла. Б зависимости от диапазона
скоростей, при |
котором |
происходит полет |
летательного |
аппара |
|||
та, применяют |
|
различные профили. Так, при дозвуков'тс скоростях |
|||||
используются толстые профили с тупой передней кромкой |
|
|
|||||
(рис. 3 , 1 а ) , |
а |
при сверхзвуковых скоростях - тонкие профили с |
|||||
острым носком |
|
(рис. 3 . 1 , 6 , в ). |
|
|
|
|
|
Рассмотрим основные параметры, характеризующие форму |
|
||||||
профилей крыла |
(рис. 3 . 2) . |
|
|
|
|
||
Хордой |
профиля |
& называется отрезок прямой, |
соединя |
||||
ющий две наиболее удаленные точки профиля. |
|
|
|
||||
Абсолютной максимальной толщиной |
профиля |
£ т а / |
на |
||||
зывается расстояние между касательными к верхнему и нижнему контурам профиля, проведенными параллельно хорде.
135
Относительной толщиной профиля |
С |
называется |
|||
отношение |
максимальной |
толщины |
профиля |
к хорде, выраженное |
|
в процентах: |
|
|
|
|
|
С |
= ° - f ^ |
100% |
. |
|
( з л ) |
Относительная толщина профилей крыльев современных дозвуковых летательных аппаратов находится в пределах 10 - 15%, а сверхзвуковых - 1,5 + &%.
Положение максимальной толщины профиля определяется относительной координатой ССС :
5 с с |
= |
|
100°/о . |
(3.2) |
У дозвуковых профилей Х с Ä 25^+ 30$, а |
у сверхзвуко |
|||
вых - |
-Х<, |
7* |
50$. |
|
При проектировании летательных аппаратов применяются |
||||
плоские крылья разнообразной формы в плане (рис. |
3 . 3) . |
|||
Прямоугольные и эллиптические крылья характерны для |
||||
дозвуковых |
летательных аппаратов; стрелелидные, |
трапециевид |
||
ные, треугольные, ромбовидные ктылья применяются на околозву ковых и сверхзвуковых скоростях полета. Форму крыла в плане
часто различают по числу углов: треугольная ( е ) , четырех угольная ( а , ж , э ) , пятиугольная ( д ) , шестиугольная ( в , г ) .
Рассмотрим основные параметры, характеризующие форму
крыла в |
плане (рис. 3 . 4 ) . |
|
|
|
В |
практике проектирования летательных аппаратов условно |
|||
различают |
два крыла: фиктивное, |
образованное |
продолжением |
|
передней |
задней кромок крыла |
до продольной |
оси корпусами |
|
13*
консольное, составленное из двух консолей.
Основными геометрическими характеристиками плоского
крыла являются: |
|
|
|
|
концевая |
хорда |
- |
&к |
; |
бортовая |
хорда |
- |
Ь$ |
; |
корневая |
хорда |
- |
Ь0 |
» |
размах фиктивного |
крыла |
|
L |
- |
расстояние |
между |
|||||||
крайними точками |
крыла, |
измеренное |
по нормали |
к продольной |
|||||||||
о л и корпуса; |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
размах |
консольного |
|
крыла - |
|
tip |
~ |
J - C |
^ |
M / |
|
(3.3) |
||
площадь консольного крылаз - |
±крSр |
=- |
—~ъ |
*-<р> (3.4) |
|||||||||
площадь |
фиктивного |
|
крыла |
о |
- |
|
2 |
|
' |
|
( 3 . 4 а ) |
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Sit |
|
.3 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
£ |
|
|
удлинение |
консольного |
крыла |
|
|
- т — f ~ |
- - g^}(3 . 5 ) |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
, |
st* |
1 |
А?-' |
|
||
удлинение |
фиктивного |
крыла |
|
- |
^ |
-f g |
— |
с, |
' |
( 3 . 5 а ) |
|||
сужение |
консольного |
крыла |
|
L кр |
~ |
|
|
'} |
|
(3.6) |
|||
сужение |
фиктивногс |
|
крыла |
|
(_ |
- |
|
> |
|
|
( 3 . 6 а ) |
||
угол стреловидности |
по передней |
кромке |
|
X |
- |
угол, |
|||||||
образованный перпендикуляром к продольной оси корпуса и перед
ней кромкой |
крк.іа; |
|
|
|
|
угол |
стреловидности по задней кромке Хі |
- |
угол,обра |
||
зованный перпендикуляром к продольной оси корпуса и задней |
|||||
кромкой крыла; |
|
|
|
|
|
средняя аэродинамическая |
хорда |
консольного |
крыла bq - |
||
хорда условного прямоугольного |
крыла, |
равновеликого |
по площа |
||
ди исходному крылу и имеющего одинаковые величины подъемной
силы У |
и момента тангажа ^ и |
относительно оси |
ОЪ^ |
проходящей |
через носок хорды. |
|
|
Аналитическое выражение для |
|
имеет |
вид: |
|
|
|
(3.7) |
Графический способ определения |
6а |
показан на |
|
рис. 3.5. |
|
|
|
Форма крыла в плане и его основные параметры: удлинение, |
|||
сужение, углы стреловидности, профиль |
крыла и |
его относи - |
|
тельная толщина оказывают решающее влияние на аэродинамиче ские и весовые характеристики не только крыла, но и летатель
ного аппарата в целом.
§ 3.3. Геометрические характеристики корпуса
Чаще всего корпус планера выполняется в виде удлинен
ного тела вращения, которое имеет три характерные части:
головную, цилиндрическую и кормовую (рис. 3 . 6) . Наиболее распространенными формами головной части являются: кони - ческая, оживальная и параболическая.
Коническая головная часть выполняется в виде заострен
ного конуса. Образующая оживальной головной части представ
ляет |
собой дугу |
окру^н'чти радиуса |
R |
( р и с . 3 . 7 ) , |
а её |
сопряжение с цилиндрической частью осуществляется либо по |
|||||
касательной (касательная оживальная), либо под некоторым |
|||||
углом |
ß |
О (секущая оживальная). |
|
|
|
|
Образующая |
параболической головной части выполняется |
|||
в виде параболы, а её сопряжение с цилиндрической частью |
|||||
осуществляют аналогично оживальной головной части. |
|
||||
|
Кормовая часть выполняется чаще всего |
в виде усеченного |
|||
конуса. Иногда |
встречаются кормовые |
части, |
образующая |
кото- |
|
136 |
|
|
|
|
|
рых представляет собой отрезок параболы.
Основными геометрическими параметрами корпуса являют
ся:
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ri |
|
|
- |
диаметр миделя |
("максимальный |
диаметр) |
|
u |
і"* |
|
||||||||||
(чаще |
всего |
за |
|
|
гринимается |
диаметр |
цилиндрической |
||||||||||
части); |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
- |
площадь |
миделя |
(плошадь |
сечения тела |
вращения при |
||||||||||||
|
d |
= <і м ) |
S ri • |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
- |
i |
- . |
|
|
|
|
|
|
- |
удлинение |
корпуса |
Л |
|
~ |
ç[ м > |
|
|
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
1 |
|
- |
J |
i |
- |
|
|
- |
удлинение |
головной |
части |
|
JL г |
~ |
с/н |
' |
|
|
|||||||
- |
удлинение |
кормовой |
части |
|
/ . к |
= |
"577' |
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Л |
|
- |
• |
- |
относительный |
диаметр |
донного |
среза |
|
|
= |
о ( н ; |
|||||||||
- |
донное |
сужение |
|
~ |
|
|
|
' |
- |
|
_ |
S* |
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
- |
относительная |
боковая |
поверхность |
|
|
~ |
Sn |
||||||||||
|
где |
|
|
|
площадь |
боковой |
поверхности; |
|
|||||||||
- |
угол |
конусности головной |
|
части |
|
|
|
, |
равный: |
||||||||
|
|
(У* |
- |
а > г |
С ^9 |
|
|
- |
ДДЯ конической |
головной |
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
части; |
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
для |
оживальной |
головной |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
части; |
|
|
|
|
|
|
||
|
|
У 0 |
|
•= Qïùty |
"Г* |
- |
ДДЯ параболической |
головной |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
А г |
|
части. |
|
|
|
|
|
|
|||
Как |
известно |
из |
главы |
2, |
э т о ; |
угол |
определяет |
угол, |
|||||||||
поворота потока на присоединенном скачке уплотнения*
137
§ 3.4, Классификация летательных аппаратов в зави симости от взаимного расположения крыла и
оперения В сэвисимости от взаимного расположения крыла и опере
ния различают следующие аэродинамические схемы планера:
1. Hopf альная аэродинамическая схема (рис . 3 . 8) .
В этой схеме крыло расположено впереди рулей и жестко крепится к корпусу.
2. "Бесхвостка" (или элевонная аэродинамическая ехема)
представляет собой разновидность нормальной аэродинамической
схемы (рис. 3 . 9) .
В этом случае органы управления примыкают вплотную
(или почти вплотную) к задней кромке крыльев и могут быть
связаны с ними конструктивно.
3. Аэродинамическая схема "утка" (рис. ЗЛО).
В этой схеме органы управления расположены впереди
крыла ь головной части корпуса, а крыло жестко крепится к корпусу.
4. Схема с поворотными крыльями ( р и с . 3 . I I ) .
В этой схеме крыло служит не только для создания управляющей силы, но и в качестве органов управления. Как пра вило, крыло располагается вблизи центра масс летательного аппарата. Для обеспечения статической устойчивости летательно го аппарата за крылом устанавливаются неподвижные несущие поверхности - стабилизаторы.
Кроме того, в зависимости от расположения плоскостей крыльев и оперения по отношению к плоскостям симметрии лета тельного аппарата, несущие поверхности располагаются по сле - 138
дующим схемам:
а) плюс-плюс ( ++ ) , то есть крыло и оперен?*е располо жены в горизонтальной и вертикальной плоскостях симметрии;
б) икс-икс ( XX ) - крыло и оперение повернуты на 45°
относительно плоскостей симметрии летательного аппарата; в) плюс-икс ( + X ) - впереди расположенные несущие
поверхности находятся в вертика~ьной и горизонтальной
плоскостях симметрии, а задние поверхности повёрнуты относи
тельно |
их на угол |
45°; |
г) |
икс-плюс ( |
X + ) - позади расположенные несущие |
поверхности находятся в вертикальной и горизонтальной плос
костях |
симметрии, а впереди |
расположенные |
несущие поверх - |
ности |
повернуты относительно |
их на угол |
45° . |
§ |
3.5. Природа аэродинамических сил |
|
|
Аэродинамическими силами называются силы, возникающие при взаимодействии твердого тела с воздушной или газовой средой при наличии *іх относительного перемещения.
Аэродинамические силы могут быть вредныт, оказывающи ми сопротивление движению летательного аппарата и полезными, за сѵет которых происходит полет летательного аппарата по
заданной траектории. Эти силы возникает только при относательном перемещении твердого тела и воздуха и распределены по всей поверхности тела. То есть аа каждый элемент поверхности тела действует элементарная а&родинамическ&л сила.
Выясним причины образование аэродинамических сил на примере обтекания пластинки (рис. 3.12).
139
Выделим |
элемент пластинки |
площадью |
а і |
> |
и |
рассмотрим |
||
силы, действующие на него со стороны воздуха. |
|
|
|
|||||
Так как |
воздух обладаем |
свойством |
вязкости, |
то |
между |
|||
поверхностью |
пластинки и пограничным слоем воздуха |
возника |
||||||
ет сила трения. |
|
|
|
|
|
|
|
|
Пусть |
- удельная сила трения (то есть сила тре |
|||||||
ния, действующая на единицу |
площади) верхней |
поверхности, а |
||||||
- удельная сила трения нижней поверхности. Тогда |
||||||||
элементарная |
аэродинамическая сила,обусловленная |
вязкостью |
||||||
и действующая |
на площадку |
ci |
S> , |
будет |
равна ' |
|||
Следовательно, одной |
из причин |
образования аэроди- |
||||||
яамических сил является вязкость воздуха. |
За |
счет |
вязкости |
|||||
воздуха возникает сила трения, препятствующая движению лета тельного аппарата (так как направлена против движения по ка
сательной |
к поверхности). |
|
|
|
|
|||
Кроме |
того, |
|
воздух |
оказывает давлениеs направленное |
||||
перпендикулярно к поверхности, |
на любую элементарную пло |
|||||||
щадку тела. |
|
|
|
|
|
|
|
|
Если |
обозначить |
|
- среднее |
давление, действую |
||||
щее на выделенную |
площадку с верхней стороны, а |
|
- с |
|||||
нижней, то |
элементарная |
P-ê |
|
сила,действующая |
||||
аэродинамическая |
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
Р« |
|
на выделенную площадку и обусловленная давлением,будет |
равна |
|||||||
|
dßp = (PH -P*)ds . |
|
|
|
||||
Если |
|
r |
|
, т о |
|
.Следовательно, |
||
|
аэродинамическая |
сила,обусловленная давлением, |
||||||
элементарнаяР« |
|
Р-6 |
|
|
|
|
|
|
будет только при |
несимметричном распределении давления, |
то |
||||||
140 |
|
|
|
|
|
|
|
|
есть при Р ц й£ р $ f
Таким о0разом. второй причиной образования аэродина мических сил является неравномерное распределение давления вокруг тела.
Результирующая элементарных аэродинамических сил, дей
ствующая на площадку dS, |
равна |
' |
( l R » c t ^ t d R p или d R |
= _ d S Ѵ С Р н |
- P ß ) 2 * f r H * e f 6 ^ |
Такие элементарные силы |
d-Q действуют на каждую |
|
элементарную площадку пластинки. Величины и направления этих элементарных сил в каждой площадке могут быть различными. Они зависят от^ скорости движения воздуха, ориентации поверх ности относительно вектора скорости и других факторов.
Однако Ео всех случаях обтекания тел, как при дозвуко вых, так и при сверхзвуковых скоростях полета возникновение аэродинамических сил связано с трением в пограничном слое и с неравномерным распределением давления вокруг тела. Неравно мерное распределение давления вокруг тела обусловлено измене
нием давления Еблизи |
тела по сравнению с давлением в невозму |
||||
щенном потоке. |
|
|
|
||
|
Таким образом, на любое тело,движущееся в воздухе ила |
||||
газе, |
действуют распределенные поповерхности элементарные' |
||||
силы |
d-R |
. Систему этих элементарных сил по |
их действию^ |
||
на твердое тело можно свести к одной результирующей силе, |
|||||
приложенной |
в некоторой точке тела,и к результирующему момен |
||||
ту относительно оси, |
проходящей через эту точку. |
|
|
||
|
Результирующая |
распределенных по поверхности тела |
|
||
элементарных аэродинамических сил R " ^xffi*называется |
|
||||
полной аэродинамической силой, а результирующий момент. |
- |
||||
полным аэродинамическим моментом. |
7 і |
, |
|||
При изменении точки приведения полной аэродинамической
силы |
R . |
последнрч |
не изменится ни по величине,ни |
по |
направ |
|||||||||
лению, |
однако |
величина |
и направление |
M |
зависят |
от |
||||||||
точки |
приведения. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
Точка приложения |
полной |
аэродинамической |
силы, |
относи |
||||||||||
тельно |
которой |
|
M |
"= О |
t |
называется |
центром давления. |
|||||||
Планер летательного аппарата включает в |
себя |
различные |
||||||||||||
элементы: крыло, |
корпус, |
органы |
управления и |
стабилизации. |
||||||||||
Каждый из |
этих |
элементов создает свою аэродинамическую силу |
||||||||||||
R j и момент |
M i |
. Суммарная |
аэродинамическая |
сила |
R |
|||||||||
и момент |
I M |
|
летательного аппарата |
создаются |
всеми |
элемен |
||||||||
тами, |
т о |
есть |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
R |
= |
R ifûpn + |
^ |
кр |
*" ^ on ^ ••- |
|
|
|
|
|||
Природа образования аэродинамических сил на каждом элементе планера такая же, как и на пластинке.
§ 3.6. |
Ориентация летательного |
аппарата в |
|
полете |
|||
Силовое |
воздействие |
летательного |
аппарата |
с |
воздухом |
||
( т о е с т ь |
величина годной |
аэродинамической |
силы |
и |
момента) |
||
з а в и с и т |
прежде всего от |
ориентации его в |
потоке, |
или от |
|||
ориентировки летательного аппарата относительно вектора ско рости. Эта ориентировка определяется взаимным расположением
осей связанной и скоростной систем координат. Обе системы
координат правые, прямоугольные (рис. 3,13). Начало коорди нат этих систем может быть расположено в любой точке. При
анализе движения |
летательного аппарата начало координат поме |
щают в е г о центр |
масс. |