книги из ГПНТБ / Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник

Неизбежные при таком сжатии потери механической энергии более чем наполовину обусловливают величину коэффициента сх0. Если непосредственно друг за другом будут двигаться две части са­ молета, имеющие различные формы, но одинаковые площади по­ перечных сечений, то второе тело будет лишь перераспределять воздух, сжимая его в значительно меньшей степени. Для его пе­ редвижения затраты энергии, а значит, и сопротивление второго тела будут меньшими. Эта достаточно очевидная закономерность положена в основу так называемого правила площадей, ставшего одним из основных принципов аэродинамической компоновки око­ лозвуковых самолетов. Суть этого правила состоит в следующем: чтобы затраты энергии на ударное сжатие воздуха были мини­ мальными, необходимо, чтобы площадь поперечного сечения са­ молета вдоль оси Ох изменялась возможно меньше и плавнее, в идеальном случае — по такому же закону, как у тела вращения с минимальным сопротивлением. Там, где к фюзеляжу пристыко­ ваны крыло, оперение и т. п., сечение самого фюзеляжа должно быть уменьшено (рис. 5.4, а) .

Поскольку в сверхзвуковом потоке изменения давления от то­ чек тела распространяются до границ В — В возмущений, накло­ ненных к направлению движения под углом p = arcsin - ^ — до здесь

и площади сечений самолета нужно определять по этим границам (рис. 5.4,6). С изменением числа угол р., а следовательно, и плоскости, по которым должны корректироваться площади сече­ ний, тоже меняются. В результате существенное уменьшение коэф­

площадей в изложенной выше трактовке целесообразно применять только к тем сверхзвуковым самолетам, которые имеют узкое це­ левое назначение и для которых, следовательно, можно наперед установить узкий диапазон «рабочих» чисел М к .

Как известно, расширение струек в сверхзвуковом потоке со­ провождается разгоном воздуха и падением давления. Поэтому образование расширяющихся пространственных углов в местах сочленения крыла с фюзеляжем и гондолами двигателей здесь не является источником дополнительного вихревого сопротивления.

на крыло, предварительно несколько тормозится на сравнительно

160

стков крыла, расположенных в возмущаемой фюзеляжем зоне. Подъемная сила фюзеляжа в этих условиях также увеличивается, поскольку разрежение с верхней и повышенное давление с нижней поверхностей крыла распространяются на соответствующие участ­ ки его поверхности.

Некоторое увеличение подъемной силы и снижение лобового сопротивления можно получить за счет рационального размещения гондол двигателей и различных подвесок. Так, на рис. 5.6 пока­ зано размещение гондолы двигателя на пилоне под крылом, вы­ зывающее при расчетном числе М ж повышение давления на зад-

нем скате нижней поверхности крыла. При меньших числах Мо т (штриховые линии) область дополнительного повышения давле­ ния перемещается на передний скат и лобовое сопротивление кры­ ла увеличивается.

§ 5.3. Аэродинамические коэффициенты самолета

При определении аэродинамических коэффициентов самолета

фициент необходимо редуцировать, т. е. пересчитывать на площадь крыла, что практически достигается умножением данного коэф-

фициента на отношение площадей -<г Кроме того, при опреде»

лении суммарных аэродинамических коэффициентов самолета необходимо учесть взаимное влияние (интерференцию) его частей.

Существуют две принципиально тождественные формы записи суммарных аэродинамических коэффициентов. В первом случае суммируются редуцированные коэффициенты всех изолированных

I

частей самолета, а интерференция всех частей учитывается одним

анализа поведения самолета и приближенного расчета элементов полета, подъемную силу самолета можно считать равной подъем­ ной силе крыла с учетом влияния фюзеляжа, а индуктивное со­ противление самолета равным индуктивному сопротивлению кры­ ла, подсчитанному по его эффективному удлинению. Тогда для

где угол атаки а измеряется между САХ крыла и направлением невозмущенного потока, производная с* и коэффициент индук­ тивности А при малых числах Мг о определяются через удлинение ХЭф, а коэффициент сх0 лобового сопротивления самолета при ну­ левой подъемной силе представляется как сумма соответствую­ щего коэффициента крыла с учетом интерференции и коэффи­ циента так называемого вредного сопротивления ДсХ В р, включаю­ щего редуцированные коэффициенты сопротивления всех частей самолета, кроме крыла, с учетом интерференции между ними:

графиками для изолированного крыла показано на рис. 5.7. За

162

самолета, которая последней выходит из волнового кризиса. Соот­

часть поляры начинает смещаться влево, в связи с чем умень­ шение A'max замедляется.

Конкретные особенности аэродинамических характеристик каж«

трудоемкий процесс. Кроме того, его точность далеко не всегда удовлетворительна, особенно для чисел М , , близких к единице, на режимах срывного обтекания. В ряде случаев невозможно точ­ но учесть интерференцию частей самолета.

Наиболее достоверные результаты получаются при экспери­ ментальном определении характеристик самолетов — на моделях в аэродинамических трубах и непосредственно в летных испытаниях.

Для серийных самолетов эти результаты приводятся в виде

на средней аэродинамической хорде крыла, в которой приложено

несколько позади фокуса крыла у дозвуковых и несколько впереди

164

обычной компоновочной схемы (с задним расположением опере­ ния) независимо от положения фокуса фюзеляжа заметно смещен

кус самолета перемещается назад главным образом за счет кры­

ла и примерно при Мзв.п = 7—-- стабилизируется в крайнем зад-

СО» Ха

нем положении.

Действующие на самолет моменты будем рассматривать в свя­ занной системе координат Х\Оу\. Это обусловлено двумя обстоя­ тельствами. Во-первых, сами выражения моментов в связанной системе проще, чем в поточной. Во-вторых, и это главное, распреде­ ление массы самолета относительно осей связанной системы, а соответственно, и моменты инерции самолета относительно этих осей не зависят от положения самолета по отношению к траекто­ рии. Это намного упрощает исследование вращательных движений самолета.

Поскольку вращения самолета осуществляются вокруг его цен­ тра тяжести (ц. т.) (рис. 5.10), то во избежание дополнительных вычислений совместим начало координат с этой точкой. Продоль­ ную ось Ох\ направим параллельно САХ крыла вперед; вертикаль­

ложительного направления соответствующей оси. На рис. 5.10 положительные направления моментов показаны стрелками.

165

Здесь и далее аэродинамические моменты и координаты раз­ личных точек будут рассматриваться только в связанной системе осей. Поэтому в обозначениях моментов, их коэффициентов и ко­

в обеих системах, во избежание недоразумений индексы будут сохранены. В данной главе будут рассматриваться только стати­ ческие моменты, т. е. моменты, обусловленные статическими фак­ торами— скоростью (числом М) невозмущенного потока, положе­ нием самолета относительно вектора скорости, положением руле­

Рис. 5.11. К определению нормальной и тангенци­ альной сил

вых поверхностей и механизации крыла, режимом работы двига*. телей, но не связанные с вращением самолета. При вращении самолета возникают дополнительные моменты, которые в дальней­

циями силовой установки.

Воздушную нагрузку можно представить в виде полной аэро­ динамической силы R (или ее составляющих), приложенной в аэродинамическом фокусе самолета, и момента М г 0 относительно фокуса. Но при отклонении рулевых поверхностей меняется кривизна общего профиля самолета, что в пределах плавного обте­ кания, не влияя на положение аэродинамического фокуса, изме­

166

этому аэродинамические силы самолета определяют при ней­ тральном положении рулевых поверхностей, а дополнительные силы, возникающие на горизонтальном оперении в результате от­ клонения руля или стабилизатора, учитывают отдельно. Выделе­ ние этих сил целесообразно и по функциональным соображениям: если на остальные нагрузки летчик непосредственно повлиять не может, то силы, обусловленные отклонениями рулевых поверхно­ стей, а равно и их моменты летчик может изменять в широких

Поскольку при увеличении угла атаки уменьшение cos а взна-

чительной степени компенсируется ростом члена Q sin а, различием между нормальной и подъ- '

емной силами практически можно пренебречь. Это поло­ жение уже использовалось применительно к крылу: подъемная сила рассматри­ валась как сила разности давлений под и над крылом, как равнодействующая рас­ пределенной нормальной на­ грузки и т. д.

Таким образом, аэродинамическая нагрузка самолета изобра­

отклонениями рулевых поверхностей и приложенных в фокусе Fr.0 горизонтального оперения (рис. 5.12).

167

Имея схему аэродинамической нагрузки и учитывая, что сила тяги и другие реакции силовой установки могут не проходить че­ рез центр тяжести, запишем суммарный продольный статический момент самолета относительно поперечной оси Oz, проходящей через его ц. т,:

Для того чтобы выявить основные закономерности, исключим пока из рассмотрения момент тангенциальной силы —QiyT и мо­ мент силовой установки MzP. Их влияние на моментные характе­ ристики самолета второстепенно и будет рассмотрено отдельно. Тогда выражение (5.8-1) примет вид

Для перехода к безразмерным коэффициентам разделим все моменты на произведение qxSba:

характеризующее размеры оперения по сравнению с крылом, на­ зывают к о э ф ф и ц и е н т о м м о щ н о с т и г о р и з о н т а л ь ­ н о г о о п е р е н и я .

Коэффициент заторможенности потока кг .0 был введен ранее (см. формулу 5.3). Дсуг.о — это приращение коэффициента подъем­ ной силы оперения, обусловленное отклонением руля высоты или стабилизатора. На основании формул (4.27) и (5.4) общему вы­

168

Д с у г . 0 = #гЛ*+Ф.0 оя -*в-

Характерно, что величина Дсу г .о, а значит, и эффективность рулевых поверхностей в пределах бессрывного обтекания не зави­ сят от угла атаки а и скоса потока Е г . 0 в районе оперения.

Подставляя выражение Асу г .о в уравнение (5.8-3) и вводя об­ щепринятые обозначения, окончательно получаем

показывает, какое приращение коэффициента продольного стати­

показывает, какое приращение коэффициента продольного стати­

ным отклонениям рулевых поверхностей (задняя кромка' вниз) соответствует отрицательное приращение продольного момента.

Коэффициент эффективности стабилизатора тем больше, чем

эффективности руля высоты, кроме того, пропорционален коэффи­ циенту пв относительной эффективности руля, который при .пере­

нейтральном положении рулевых поверхностей; он обусловлен не­

169