книги из ГПНТБ / Микерин, И. К. Аэродинамика летательных аппаратов
.pdfвторой член в соотношении (8.14) отсутствует.
При расположении оперения sa крылом, оно не будет ока зывать влияния Fia аэродинамические характеристики крыла,
однако, если оперение расположено впереди кгнла, то скос по
тока, вызванный им (рулями в схеме "УТКА"), будет воздейство
вать на крыло, уменьшая его эффективный угол атаки. В этом
случае руль и крыло поменяются местами и скос потока будет
определяться геометрическими и аэродинамическими характерис
тикам руля и головной "части корпуса. Поэтому все, что выше
говорилось о крыле будет относиться к рулю, а вместо парамет
ров оперения |
необходимо брать |
параметры крыла. |
||
|
§ |
8.4. |
Центр давления |
системы "КШЛО+КОРПУС" |
|
В |
§ 8.2 |
было показано, что из - за взаимного влияния |
|
крыла |
и |
корпуса вокруг них происходит перераспределение дав |
||
ления, что приводит к изменению суммарной подъемной силы |
||||
крыла |
и |
корпуса. Очевидно, что это явление окакет также |
||
влияние и на положение общего центра давления системы "КРЫ ЛО + КОРПУС".
Поскольку, исходя из методических соображений, учет интерференции крыла и корпуса был осуществлен при одределе-
нии подъемной силы крыла, а подъемная сила корпуса была при
нята равной V из. корп. , тс и при определении центра
давления системы "КРЫЛО + КОРПУС"'интерференцию целесообраз но учитывать лишь при вычислении центра давления крыла, а
центр давления корпуса принять таким же, как и при изолиро ванном обтекании. Положение центра давления крк.:а с учетом его интерференции с корпусом будет зависеть от дочек прило-
364
жения |
сил й Укр., |
|
Уі*орп. |
и |
Уиз. кр. , |
то есть |
от абсцисс |
||||||||||
Xfi |
t |
XfiKopn |
и |
atyMSKp. |
|
(рис. 8 . 5) . Удобнее всего |
отсчет |
||||||||||
этих |
координат |
вести от носка корпуса. В этом случае |
|
|
|||||||||||||
|
|
СС^изкр. |
» |
ас «*«Р |
+ * |
£ К |
р |
^ |
' |
|
|
(8 . 19) . |
|||||
где |
|
X &3кр. - |
|
абсцисса |
носка |
бортовой |
хорды,считая |
|
|||||||||
|
|
|
|
|
от носка корпуса (рис. 8 . 5) . |
|
|
|
|
||||||||
|
|
Не останавливаясь на положениях теории тонких тел, |
|||||||||||||||
учитывающих распределение нагрузки от сил |
й Уц>. и |
Уі карп. • |
|||||||||||||||
которые можно найти в специальной литературе |
|
[ і ] |
, |
приве |
|||||||||||||
дем |
окончательные |
упрощенные выражения для |
Xq& |
и |
Хсікврпі |
||||||||||||
Xq& |
= ОС^нзкр. |
- |
Т< Ц |
Xo.î |
, |
|
|
|
|
|
|
(8.20) |
|||||
5С ? |
і корп. = X ? из кР . * |
|
(û, 02 - |
о, os ^Щ~)Акр |
Ц |
Ход + |
|||||||||||
|
|
• ('« |
- |
0 1 |
-Y%.) |
|
|
> |
|
|
|
|
( 8 , 2 I ) |
||||
где |
|
|
- |
поправочная функция, учитывающая |
расхож |
||||||||||||
|
|
|
|
|
дение |
ЗС^изкри |
2С^Д |
(рис. 8.13); |
|
||||||||
|
і.^Хо,з s t ^ X - j |
— |
^г^" - тангенс угла |
стреловидности |
|
||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
по средней линии хорд (рис. 8 . 14); |
|||||||||
|
|
|
|
- |
функция, |
учитывающая |
смещение |
|
Хуікорп,. |
||||||||
|
|
|
|
|
при изменении |
числа |
М«» |
(рис. & Д 5 ) г |
|||||||||
^кр* ^кр,Хкр |
- |
соответственно размах, сужение и удданеиве |
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
консольного крыла. |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
Функции |
|
|
и |
і г . |
представлены |
на рис. |
&ЛЗ |
и |
|||||||
8.15 |
в зависимости |
от параметра |
|
, |
' |
|
|
|
|
|
|||||||
где |
|
of м |
- |
|
диаметр корпуса в месте крепленая крыла; |
||||||||||||
|
|
£. |
|
- |
размах |
фиктивного |
крыла. |
|
|
|
|
|
|||||
Функцию 2 можно вычислить также по соотношению:
|
|
|
d, |
|
|
(8.22) |
|
|
|
|
|
|
|
Также, как и суммарная подъемная сила крыла о учетом |
||||||
интерференции, положение центра давления крыла |
будет зависеть |
|||||
от угла атаки оі |
, угла отклонения |
крыла |
5" |
и может быть |
||
выражено через три случая : |
" dot ", |
" 5о » и |
« |
|
». |
|
Координата центра |
давления |
крыла Хс-црлипщ |
учете |
интерфе |
||
ренции крыла и корпуса, обусловленной только |
углом |
атаки^ |
||||
равна: |
|
|
|
|
|
|
При взаимном влиянии крыла и корпуса, обусловленном углом отклонения крыла S , положение центра давления кры ла определяется соотношением:
4 |
2 |
|
В ^бщеы случав при учете °^ и
(8.25)
г д е
- |
С |
|
Step |
|
кр |
^ |
|||
чир - |
'-уизкр • |
(8.26)
366
§ 8.5. Аэродинамические характеристики летательного аппарата, выполненного по нормальной аэродинамической схеме
Рассмотрим летательный аппарат, в котором крыло и рули
расположены в горизонтальной и вертикальной плоскостях сим
метрии |
(то есть по схеме "+ •") и составим для Н£?о общие |
||||||||||||
выражения для коэффициентов |
|
Су , С х , £ |
F с учетом |
взаим |
|||||||||
ного влияния крыла, |
корпуса |
|
и руля. При этом необходимо |
||||||||||
учесть |
следующие |
|
обстоятельства. |
|
|
|
|
||||||
|
У нормальной схемы рули расположены за крылом, |
поэтому |
|||||||||||
и скос |
потока |
за крылом вызовет |
изменение |
аэродинамических |
|||||||||
характеристик |
руля. Кроме |
того, |
крыло жестко крепится к кор |
||||||||||
пусу, |
следовательно, |
скос |
потока |
за крылом не будет |
зависать |
||||||||
от |
. Руль находится в заторможенном потоке, |
поэтому для |
|||||||||||
него |
Ѵр |
и |
М р |
определяются по соотношениям |
(8.13). |
||||||||
|
Коэффициент |
подъемной |
|
силы |
|
|
|
|
|||||
.С* |
= &<* |
|
+ |
СУ О |
|
t |
д СУ , |
|
( 8 . 2 7 ) |
||||
где |
C Î |
= С у к |
р |
-г СІ к о р п у с у р , |
|
|
( 8 ^ 2 8 ) |
||||||
|
Г4 |
|
|
п 1 |
|
|
SH |
|
|
|
|
||
|
ѵ-У корп. - |
|
1-УйзкорП- |
—g— S |
|
|
|
||||||
|
Сур = cljus.pKuJp |
|
|
Коп. [i - ^ р . карп]/^2 ' |
(8.29) |
||||||||
|
Д Су = Д Cw иь.корп. |
, |
|
|
|
||||||||
|
Су - С у и з р . - К 5 о р . К щ К о п 5 , |
|
j |
||||||||||
'367
Sp - площадь консольного руля.
-<=<- Производная с ср.корп. определяется по соотношению
(8.15).
Коэффициент лобового сопротивления равен
С * - C ï 0 + С х (cL,$)i |
(8.31) |
где
множитель |
(1,05 |
+ 1,1) учитывает возможные погрешности, д о |
||
пущенные |
при определении |
С^оі изолированных |
элементов |
|
планера, |
И - |
количество |
пар консолей крыла |
(руля), |
С * |
К ^ А С х - С ^ С і ( Д р * С х ^ к о р п . ; |
(8.33) |
||
C r |
(oiJ K p = |
С у кр оі 2 ; |
(8.34) |
|
Сое |
корп. = |
( і і - ^ С ? « . и ) р п Д г ^ и |
+ АС!,оі . (8 . 35) |
|
|
У летательного |
аппарата |
нормальной |
аэродинамической |
||||
( схемы |
величиной С х |
( оі , |
5 |
) р |
обычно |
пренебрегают, |
||
так как силы |
У ( < ^ . ) 0 |
и |
У ( £ |
)р |
, |
определяющие |
||
сопротивление |
^улей |
при несимметричном |
обтекании, противо |
|||||
положно направлены и суммарная подъемная сила рулей |
||||||||
ур - у |
+У ( b"Jp аренебрекимо |
мала. |
|
|
|
|||
368
§ |
8.6. |
Аэродинамические характеристики |
|
|||
|
|
летательного аппарата, |
вылолвевногр |
|
||
|
|
|
по схеме "УТКА" |
|
|
|
В |
схеме |
"УТКА" в невозмущеняом потоке находятся рули, |
||||
поэтому |
скос |
потока, |
вызванный ими, влияет на аэродинамичес |
|||
кие характеристики крыла. В ^той схеме, |
как было указано |
|||||
выше, пренебрегают торможением потока у |
рулей, так как по |
|||||
площади и размаху рули значительно меньше крыла. |
|
|||||
Коэффициент подъемной силы равен |
|
|
||||
|
|
С У = c i d ( * C Î V + А С Ѵ , |
|
|||
где |
|
= |
кр + CyKûpn t |
С у р , |
|
|
|
|
|
||||
|
|
Су кр |
= С у и з кр. Kctfxp |
( b 6 e p j ^ |
(8.36) |
|
С W корп. |
и |
ûCy определяются |
по соотношениям |
(8.5) |
||
Ж (8.6) |
|
|
|
|
|
|
Сур = Суизр к^ир -g- ;
С у |
= |
Сур - |
Су «р , |
s |
|
ci |
Sp |
С у р |
= |
Су из-р. К-щ. IN fop " c f j |
|
( 8 > 3 ? )
(8.38)
(8.39)
С ^ к р = ^-Уиз.кр К^окр c e p "g" > |
(8.40) |
'А. о . л . 177?. |
369 |
б с р - ( 0 , 5 , 0 , 6 ; - ^ |
^ |
|
« - 6 ^ ( 8 . 4 2 ) |
|||||
|
к_р., ^ |
кр. - соответственно |
размах |
консольного |
|
|||
|
|
|
|
руля и крыла; |
|
|
|
|
|
|
Я ф р - |
удлинение фиктивного |
руля; |
|
|||
S к. р, Si ср. р. - |
площади |
консольного и фиктивного |
|
|||||
|
|
|
|
руля соответственно. |
|
|
||
|
Коэффициент |
лобового |
сопротивления |
|
||||
|
|
Сое |
= |
С осо • |
С * |
(U,üJ, |
|
|
С х о |
определяется как и в случае нормальной схемы по |
с о о т — |
||||||
ношению (8.27), в |
котором следует |
принять К о п . = I« |
|
|||||
С , |
Я ^ 5 |
C Ä ( ^ ^ K p t C * ^ J K o p f t . + |
C » R ^ p ; |
(8.43) |
||||
Car |
( о і ^ Л р = [ С у и з . і с р . К ^ К р ( і |
- 5 c p - ^ | - j o t ^ P j ( 8 . 4 4 ) |
||||||
С з с ^ і к о р п |
- |
определяется по соотношению (8.35) • |
|
|||||
{ С я |
! ^ ^ р - г і и з . р [ к в « р г 2 К * « р | - |
K#J2 J/-f-( 8 -4 5 ) |
||||||
|
Пргэедѳнные выше соотношения справедливы при " -н- " |
|||||||
о б р а з н о м расположении крыла и рулей» |
|
|
||||||
370
§ 8.7. Аароддядшгческие характеристики летательного
аппарата с ПОВОРОТНЫМ КРЫЛОМ
7 летательного аппарата с поворотным крылом в возму щенном потоке находятся стабилизаторы, поэтому и скос потока
за крылом отразится на их аэродинамических характеристиках. При " ч-+ " образном расположении крыльев и стабилизаторов
аэродинамические характеристики имеют следующие выражения. Коэффициент подъемной силы
С у = С у U + Су О , |
( 8 > 2 7 а ) |
Угол атаки корпуса у летательного аппарата с поворотным крылом небольшой, поэтому величиной û C y обычно пренебрега ют.
оі |
= |
od |
|
и |
|
1 |
п ^ |
|
|
С у |
С у к р |
+- С у корп . |
- |
<-Усг , |
( 8 < 2 8 а ) |
||||
С-Икр = |
с У и з к р |
» W < * K P |
' |
|
' S |
; |
|
||
С у корп . = С у |
MS. к о р п . |
s |
|
, |
|
|
|||
СУСГ~СУИЗСТ.КОПХ<«<СГ.(4-біср K0pn.)-g" ( |
(8.46) |
||||||||
С у |
= |
c f K p |
- |
С у er |
) |
|
|
|
(8 . 38а) |
С 9 К р = Суизкр . - К щ К Л к р S
i
С у а г |
- С«I изст |
К 2ост Коп Cep |
(8.47) |
Производные |
кр корпи |
С е р , входящие |
в соотношения* |
(8.46) • (8.47), определяются по формулам (8.15) |
и (8.16). |
||
24* |
|
|
371 |
Общие выражения д л я |
С * |
и С ас о т а к и е ж е , к а к и д л я |
||
н о р м а л ь н о й схемы |
(8.31 и 8.32), |
т о л ь к о |
в соотношении (8.32) |
|
вместо C-xoHsp. |
с л е д у е т |
з а п и с а т ь |
Сзгоиз.ет, т о е с т ь |
|
Coco = (1,05-4*0) ( С Х о и з < р П |
* |
|
_ |
SM „ |
SCT ) |
С * [ о * |
, ^ C-X&.VJK? |
* С х ( и ) к о |
р п . |
(8.48) |
||
t-xкр |
=Сдизкр К ^ к р + ^ +" K i n J K ^ o i c p . ^ - |
+ |
||||
|
|
|
& |
|
|
(8.49) |
|
|
+ "7—• |
^ |
|
||
|
|
|
|
|||
|
Ca:Wjкарп. ДО"1 в с е |
х аэродинамических |
схем определяет |
|||
ся по соотношение (8.35). |
|
|
||||
|
У летательного аппарата с поворотным крылом величиной |
|||||
Сж |
( Л t S*) ст. |
обычно пренебрегают также, как и |
величиной |
|||
С з : |
( ot t. £ |
) р- |
У летательного аппарата |
нормальной |
схемы. |
|
§8.8. Особенности аэродинамического расчета летательных аппаратов с различным распо ложением несущих поверхностей
Соотношения (8.4J 4(8.49), |
приведенные в § 8.5 * 8.7, |
|
справедливы для ™ ++ " образного |
расположения несущих поверх |
|
ностей. Кроме |
втогю варианта встречаются другие, например, |
|
" XX " (икс - |
икс)» "+Х" (плюс - |
икс) и " Х+" (икс - плюс). |
372 |
|
|
Особенности аэродинамического расчета летательных аппа ратов с таким расположением несущих поверхностей следующие.
Вариант " XX |
|
|
В этом случае все четыре консоли |
органов управления |
|
одновременно отклоняются на угол |
, |
увеличивая тем самым |
подъемную (боковую) силу органов |
управления, пропорциональную |
|
£ (рис. 8.16). Все формулы, приведенные выше для варианта |
||
" ++ " справедливы и в этом случае,за |
исключением: |
|
а) для нормальной аэродинамической схемы
Са=\[^Суиз.Р К Sap. Кщ, Коп . - ^" •
б) для схемы "УТКА"
С у р - Ѵ^ С ^ и зр |
К Sop - T T - \ |
в) для поворотного крыла
о г- * °^ Scr
Суст - 1/2 Коп СиизйГ К SOCT - g ~ »
(8 . 30а)
(8 . 39aî
(8 . 40а)
( 8 . 8 а )
(8 . 41а)
( 8 - 4 9 а )