книги из ГПНТБ / Микерин, И. К. Аэродинамика летательных аппаратов
.pdf
|
Системы координат образованы следующим образом. |
||||||||
|
Скоростная |
система координат |
|
О X У L |
, |
|
|||
|
Ось |
ОХ |
направлена nj вектору скорости полета; |
||||||
ось |
О У |
расположена в вертикальной плоскости симметрии |
|||||||
летательного аппарата перпендикулярно |
оси |
О Х |
; |
||||||
ось |
ОЪ |
перпендикулярна |
осям |
О Х |
и |
ОУ |
, составляя |
||
с ними правую систему координат. |
|
|
|
|
|
||||
|
Связанная |
система координат |
|
ОХ^і^і |
|
|
|||
|
Эта система осей координат неподвижна относительно |
||||||||
летательного аппарата. |
|
|
|
|
|
|
|||
|
Ось |
0 2 ч |
направлена по продольной оси корпуса вперед |
||||||
к головной |
части; |
|
|
|
|
|
|
||
|
ось |
О |
расположена в вертикальной плоскости сим |
||||||
метрии перпендикулярно оси |
О Х ^ |
; |
|
|
|
||||
|
ось |
OîL^ |
перпендикулярна |
|
осям |
Оа^ и |
ОУ^ , |
составляя с ними правую систему координат. У летательных ап
паратов, имеющих две плоскости симметрии: вертик. льную и
горизонтальную, |
п ь |
|
расположена в |
горизонтальной |
|
плоскости симметрии. |
|
|
|
|
|
Ориентация летательного |
аппарата по |
отношению к потоку ( |
|||
воздуха определяется |
двумя |
углами: углом атаки ск. |
и |
||
углом скольжения |
ß |
|
|
|
|
Углом атаки |
|
называется угол |
между проекцией |
|
вектора скорости на вертикальную плоскость симметрии летатель ного аппарата и продольной осью корпуса.
Углом скольжения ß называется угол между вертикальной плоскостью симметрии летательного аппарата й вектором скорое-
В |
случае, |
если |
|
скольжение |
отсутствует, |
то есть ß |
- О |
||||||
то углом |
атаки |
будет |
|
угол, заключенный |
между |
вектором |
скорос |
||||||
ти полета и продольной осьг корпуса. |
|
|
|
|
|||||||||
Силовое воздействие летательного аппарата в вертикальной |
|||||||||||||
плоскости определяется углом атаки, а |
в наклонной плоскости - |
||||||||||||
углом |
скольжения. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
§ |
3 |
.7. |
Система |
|
аэродинамических |
сил и |
моментов |
|
|||||
Полную аэродинамическую силу |
|
и момент * |
|
обычно |
|||||||||
раскладывают |
по осям |
|
скоростной |
и |
связанной систем ко-рдинат. |
||||||||
|
R |
|
|
M |
|
||||||||
Проекции |
вектора |
|
|
на оси |
скоростной |
системы координат |
|||||||
получили |
следующие |
наименования: |
|
|
|
|
|
||||||
R |
|
|
|
|
|
|
|
Xлобовое сопротивление;
У- подъемная сила;
"2. - боковая сила. |
|
|
|
|
|
|
Положительные направления |
сил У |
и |
2 |
совпадают |
||
с направлениями осей |
О У |
и |
О ï |
, а |
положительное |
направление лобового сопротивления принято обратным направ
лению оси |
ОХ |
, |
то есть |
обратным направлению |
полета |
|||
(рис. 3.14). |
|
|
|
|
|
|
|
|
Подъемная |
сила |
У |
служит для поддержания летатель |
|||||
ного аппарата |
в |
полете и совместно с силой |
Z |
использует |
||||
ся в качестве управляющей силы при полете летательнрго |
аппа - |
|||||||
рата по заданной |
траектории, |
так что эти силы являются |
полез |
|||||
ными. |
|
|
|
|
|
|
|
|
Сила |
X |
|
является вредной силой. Она направлена про |
|||||
тив направления |
движения и на |
её преодоление |
расходуется |
значительная часть энергии двигательной установки летательного
аппарата.
IM*
|
Проекции, вектора |
R |
на оси связанной |
системы |
|
||||
координат |
называются: |
|
|
|
|
|
|||
|
X* |
- |
тангенциальная |
(осевая) сила; |
|
|
|
||
|
|
|
- |
-нормальная сила; |
|
|
|
||
|
|
Л4 |
- |
поперечная |
сила. |
|
|
|
|
|
Силы |
|
Х у |
, Ч4 , |
2 у |
необходимо знать |
при расчете |
||
элементов |
летательного аппарата на прочность, а |
X |
, |
У |
|||||
и |
"і. |
|
при исследовании |
мвижения летательного |
а п п а р а т а |
||||
п о |
траектории. |
|
|
|
|
|
|
||
|
Между этими силами имеется взаимосвязь. Так,в случае |
||||||||
плоского |
обтекания в вертикальной плоскости (то есть Jb |
О |
|||||||
~2. - 1 = О ) |
эта взаимосвязь имеет вид (рис. 3.15); |
|
|
У - |
У1 со Soi - Хі |
bind |
|
При малых углах атаки ( |
OL |
10 * 12°) с небольшой |
|
погрешностью |
можно положить: |
СОЬоІ |
^ 4 Sinei ~ о£ - |
Кроме того, составляющая подъемной силы |
Х - Г ^ ^^" |
|
|||||||||||
поэтому ею обычно пренебрегают, |
а |
осевая |
сила |
Хі |
при |
||||||||
небольших |
значениях |
°і |
|
мало |
зависит |
от |
oL |
, поэтому |
|||||
её определяют при угле |
атаки |
|
* |
О . |
|
|
|
||||||
|
Тогда |
взаимосвязь |
между |
X |
, |
У |
, |
X* |
( Хо |
) » У< |
|||
принимает вид: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
X |
- |
Х о |
+ |
|
|
|
|
|
|
|
|
Хо |
|
У » |
Уг |
|
|
|
|
|
|
_ |
(3.8) |
|
где |
- |
осевая |
сила при |
cl |
- |
О. |
|
|
|
||||
|
|
|
|
||||||||||
|
Вектор |
полного |
аэродинамического |
момента |
^ |
обычно |
|||||||
раскладывают на составляющие в связанной |
системе координат. |
||||||||||||
Эти составляющие получили |
названия: |
|
|
|
|
^ |
|||||||
'.0. За*. І77р. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
MJCJ - момент крена; |
|
|
|
|
|
|||
М</^ |
- |
момент |
рыскания; |
|
|
|
|
|
М г < |
- |
момент |
тангажа. |
_____ |
|
|
||
Положительные |
направления векторов |
^ж » |
, |
, М г , |
||||
совпадают |
с |
направлениями |
соответствующих |
осей |
( р и с . 3 . 1 6 ) . |
|||
Для упрощения индекс " I |
" у моментов |
обычно |
опускают. |
§ 3.8. Структурные формулы аэродинамических сил и моментов
Величины полной аэродинамической силы и момента, а
также их составляющих зависят от параметров воздуха, скорости
полета, формы и размеров |
летательного аппарата и ориентировки |
||
его в полете |
(углов oL |
и |
ß ) . |
Структурные формулы, связывающие значения аэродинами |
|||
ческих сил с |
основными |
параметрами потока,имеют вид: |
где CR = i c f ^ f ~ - № , < + C £ > < 4 C ' A , < W С Л е з -
размерные коэффициенты аэродинамических сил, которые имеют
названия: |
|
|
|
|
|
|
- |
коэффициент |
полной |
аэродинамической силы; |
|
с * |
- |
коэффициент |
лобового сопротивления; |
||
Су |
- |
коэффициент |
подъемной |
силы* |
|
C i |
- |
коэффициент |
боковой |
силы; |
|
Cxi |
- |
коэффициент |
осевой |
силы; |
|
|
- |
коэффициент |
нормальной |
силы; |
|
|
- |
коэффициент |
поперечной |
силы; |
|
5 |
- |
характерная |
площадь летательного аппарата. |
_ ж2
^ — â |
~ С К ° Р ° С Т Н 0 |
Й напор; |
|
|
_Р |
- |
массовая |
ІІЛОТНОСТЬ на высоте |
полета; |
У |
- |
скорость |
полета летательного |
аппарата; |
Аналогичны выражения й для"аэродйнамических моментов: |
||||
M y = m y ^ s L ; |
M i r m ^ s L , |
( З Л 0 ) |
где W, ГГ?а С / П?у, іТіі - безразмерные коэффициенты аэроди намических моментов, соответственно полного аэродинамическо го момента, момента крена, момента рыскания и момента танга жа, і. - полный размах крыла, 1_ - длина корпуса.
1- й {. - характерные линейные размеры летательного аппара
та. |
|
|
|
|
|
|
Необходимо заметить, |
что в формулах (3.10) при |
определе |
||||
нии момента |
крена |
M х |
за характерную длину принят полный |
|||
размах крыла |
£ |
. При определении момента |
тангажа |
^ 1 |
||
и момента рыскания |
My за характерную длину |
обычно принима |
||||
ется полная |
длина корпуса |
L |
(или средняя |
аэродинамичес |
||
кая хорда |
4?сі |
) • |
|
|
|
|
Так как высота и скорость полета летательного аппарата |
||||||
известны, то |
определение |
аэродинамических сил |
и момент-ов, |
действующих на летательный аппарат , сводится к определению безразмерных коэффициентов сил и моментов.
При этом |
величина |
коэффициента силы зависит от величи |
|
ны характерной |
площади, |
к которой этот коэффициент отнесен, |
|
а величина коэффициента |
момента - от характерных площади и |
||
длины. |
|
|
|
Методика, определения аэродинамических характеристик |
|||
(коэффициентов)шіанера летательного |
аппарата, или аэродинами |
||
ческий расчет |
летательного аппарата |
сводится к азроданамя. - |
j С* |
' |
* |
та.7 |
ч е с к о му р а с ч е т у о т д е л ь н ы х э л е м е н т о в с у ч е т о м и х в з а и м н о г о в л и я н и я .
При |
а э р о д и н а м и ч е с к о м |
р а с ч е т е |
к а ж д о г о |
э л е м е н т а |
п л а н е р а |
|||||||||
п р и н и м а е т с я с в о я |
х а р а к т е р н а я |
площадь |
(пр и |
а э р о д и н а м и ч е с к о м |
||||||||||
р а с ч е т е крыла |
- & кр |
, к о р п у с а - |
S M |
, р у л я |
- |
5 |
к р |
|
||||||
и т . д . ) . |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Поэтому |
при вычислении |
а э р о д и н а м и ч е с к и х |
к о э ф ф и ц и е н т о в |
|||||||||||
п л а н е р а в |
ц е л о м , |
а э р о д и н а м и ч е с к и е |
коэффициенты |
о т д е л ь н ы х |
||||||||||
э л е м е н т о в |
должны |
быть |
о т н е с е н ы |
к |
х а р а к т е р н о й |
площади |
л е т а т е л ь |
|||||||
н о г о а п п а р а т а . |
Будем принимать |
з а |
х а р а к т е р н у ю |
площадь |
л е т а |
|||||||||
т е л ь н о г о |
а п п а р а т а |
^ кр • а |
з а х а р а к т е р н ы е |
линейные |
|
размеры |
||||||||
(при о п р е д е л е н и и |
моментных |
х а р а к т е р и с т и к ) |
- |
L |
u |
i |
|
148
РИ С У Н К И
КІ. Л А В Е Ш
149
симметричный |
олѵчесяни |
треугольный |
Профиль целм |
|
flUH)OoSp*JMblä |
/Ілми н&ри30&Л нный |
илстишрлнный (fumpm/tt- |
КішноЬѵдныіі |
а) Доуіцноіѵ* пробили |
цебидный) |
|
S) Сіерхуі^нобые профили |
Профили алл очень |
|
Ъпя |
Ц іопьшиж c&eptjSu- |
|
|
|
к оtut скоростей. |
Рис. |
3.1. Профили крыльев. |
|
Ï51
Ii
«CD
Р и с . 3.3. Ф о р ш к р и д ь е в в п л а в е :
а ) |
п р я м о у г о л ь н о е ; |
б ) |
э л л и п т и ч е с к о е ; |
в ) |
с т р е л о в и д н о е ; |
г ) |
. р а л е ц и е в к д н о е ; |
д ) т р а п е ц и е в и д н о е с прямой,
за д н е й к р о м к о й ;
ѳ) т р е у г о л ь н о е ;
«« Ж Ж Г Ь о с . " .
Рис. 3.4. Геометрические параметры, определяющие форцу кріл^ в плане.
152
1 «