книги из ГПНТБ / Алтухов В.А. Основы аэродинамики летательных аппаратов

Flocjife определения 'суммарного коэффициента лобовогосопротивления летательного аппарата по формуле (13.5) полу­ ченный результат увеличивают на несколько процентов для учета сопротивлений, которые не могут быть определены отдельным расчетом.

Выполнив аналогичные расчеты для различных чисел М,

можно получить зависимость схй{М)во всем диапазоне скоростей

полета летательного аппарата. Примерная зависимость коэффи­ циента Сд-о от числа М для сверхзвукового самолета представ­ лена на фиг.. 13.3. Там же показаны и доли сопротивления, кото­ рые дают отдельные элементы летательного аппарата в егообщем сопротивлении.

§ 3. ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ И ПОЛЯРА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

„Как отмечалось выше, коэффициент сопротивления летатель­ ного аппарата можно представить в виде суммы

cx - c x o + cx i , -. (13.7)

где с,.,- — коэффициент индуктивного сопротивления, зависящийот подъемной силы.

На дозвуковые скоростях коэффициент сх, определяется; как.

где хэф — так называемое эффективное удлинение крыла лета­ тельного аппарата, определенное с учетом влияния корпуса и мотогондол на. величину индуктивного* сопротивления.

381.

Обычно эффективное удлинение принимают равным:

противления, определяемого коэффициентом Ас,., уравнение

— — , полученная по экспериментальным данным ЦАГИ. Коэф- ^•утпи

фициент Су max крылатого летательного аппарата обычно мало отличается от сутах крьйла, поэтому для практических расчетов

382

*

вая или заостренная), коэффициент сопротивления, зависящего от подъемной силы летательного аппарата, будет равен:,

Подсасывающие силы, возникающие на дозвуковых передних, кромках крыла, уменьшают индуктивное сопротивление. Однако полностью реализовать даже небольшую подсасывающую силу на применяемых в настоящее время тонких крыльях практически

для различных чисел М.

§ 4. АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АПНАРАТА

Основной характеристикой, определяющей аэродинамическое совершенство летательного аппарата, является аэродинамиче­ ское качество

Сх

От величины аэродинамического качества зависят важнейшие летно-тактические данные летательных аппаратов: дальность и продолжительность полета,, максимально возможная высота полета, дальность снижения летательного аппарата, при нерабо­ тающем двигателе и др. Увеличение аэродинамического, качества приводит к улучшению летно-тактических данных летательного аппарата. Поэтому основной задачей аэродинамической компо­ новки является повышение аэродинамического качества, т. е. снижение коэффициента сопротивления сх при заданном значе­ нии коэффициента подъемной силы су.

383

Для данного числа М и данной компоновки летательного аппарата его аэродинамическое качество зависит от угла атаки или от коэффициента подъемной силы.

Для каждого числа М существует вполне определенное зна­ чение Cf,, при котором величина К достигает максимального зна­ чения. Это значение коэффициента с,, называется наивыгоднейшнм.

Воспользовавшись аналитическим выражением (13.15) для К,

и приравняв ее нулю, получим уравнение для определения гу,.аив

в первую очередь правильным выбором формы крыла в плане и формы профиля крыла. Как известно, наименьшее сопротивле­ ние дают тонкие слабо изогнутые профили. Однако уменьшение относительной толщины профиля крыла ограничивается прочно­ стными соображениями. С этой точки зрения наиболее благопри­ ятной формой крыла и оперения является треугольная форма в плане. Уменьшение удлинения крыла также позволяет умень­ шить его относительную толщину.

Угол стреловидности и удлинение крыла оказывают сильное влияние на величину коэффициента волнового сопротивления, а следовательно, и коэффициента сх0.

-384

Как уже нами отмечалось в предыдущих главах, увеличение угла стреловидности в пределах чисел М, соответствующих дозвуковой передней кромке, приводит к уменьшению коэффи­ циента сх0. Уменьшение удлинения также приводит к уменьше­ нию сх По этим причинам в настоящее время и находят приме­ нение крылья с углами стреловидности по передней кромке до 60 -f- 70° и удлинениями X= 2 и менее.

Вместе с тем увеличение стреловидности и уменьшение удли­ нения приводят и к уменьшению несущих свойств крыльев, т. е.

' При больших числах. М при сверхзвуковых кромках крыльев форма крыльев в плане уже почти не влияет на аэродинамиче­ ское качество.

Форма корпуса летательного аппарата должна выбираться таким образом, чтобы она была близка к наивыгоднейшей форме тела вращения для данного числа М.

При компоновке корпуса с крылом и оперением нужно исполь­ зовать все возможности для получения положительной интерфе­ ренции или в крайнем случае для уменьшения вредной интер­ ференции.

§ 5. ПРОДОЛЬНЫЙ МОМЕНТ ИФОКУС ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Аэродинамический момент M z относительно оси z, проходя­

Величину продольного момента М. относительно центра масс летательного аппарата можно определить как сумму моментов аэродинамических сил (фиг. 13.6), действующих на крыло, кор­ пус, оперение, а также и момента от силы тяги двигателя, если он имеет несимметричное относительно корпуса расположение. Методика определения сил и их центров давления с учетом интер­ ференции была рассмотрена нами в предыдущей главе.

В инженерной практике продольный момент М 3 принято представлять в виде суммы продольного момента Мгбто аппарата без горизонтального оперения и продольного момента М гг0 от горизонтального оперения

Мг М г бго “ Ь М2 го

Всоответствии с этим* коэффициент продольного момента, отне­ сенный к средней аэродинамической хорде, будет равен:

Для крылатых летательных аппаратов основную долю момен­ та yWz6ro составляет момент от крыла. Как правило, у летатель­ ных аппаратов, выполненных по обычной самолетной схеме, при положительных значениях коэффициента с„ коэффициент т ,бг0

люжемного шозади центра ма.сс, при положительных значениях

У летательных аппаратов, выполненных по схеме «утка», наоборот, при положительных сс или Сц 0, а го> о.

Суммируя коэффициенты /Д-бго и т *го ПРИ одинаковых углах атаки, можно получить зависи­ мость коэффициента продольного

от коэффициента подъемной си­ лы для данный значений <ркр и срг0.

Примерный вид этой зависи­ мости для крылатого летатель­ ного аппарата также представ­ лен на фиг. 13.7.

С коэффициентом продольного момента mz связано понятие фокуса летательного аппарата.

Фокусом называют такую точку на продольной оси летатель­ ного аппарата, для которой момент аэродинамических сил отно­ сительно оси z, проходящей через эту точку, не изменяется при изменении угла атаки а (коэффициента си). Иначе говоря, фокус представляет собою точку приложения приращения подъемной силы, вызванного изменением угла атаки аппарата.

Для того чтобы найти положение фокуса, необходимо извест­ ными методами определить суммарный аэродинамический мо­ мент 7Игу аппарата от всех составляющих подъемных сил отно­ сительно оси z, проходящей, например, через переднюю кромку САХ крыла или какую-либо другую характерную точку на оси х.

Полагая затем, что подъемная сила летательного аппарата приложена в фокусе F (фиг. 13.8), находящемся на расстоя­

336

нии x F от передней кромки САХ,- напишем очевидное соотноше­ ние

M zy — Х р У ,

откуда

„ oV2 mzybck\S^-—-

== ---------------------------- --------------?--------- (13.17)

Положение фокуса сильно зависит от числа М. При переходе от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым скоростям фокус летательного аппарата смещается назад. Это связано с измене­ нием положения фокуса крыла и оперения при переходе через скорость звука. На дозвуковых скоростях линия фокусов сечений крыла и оперения расположена примерно на расстоянии 1/4 хорд от их передней кромки, а на сверхзвуковых скоростях — на рас­ стоянии 1/2 осо-рд. Подобное смещение фокусов крыла и опере­ ния приводит к смещению в ту же сторону и фокуса всего аппа­ рата.

Поэтому положение фокуса должно быть определено во всем диапазоне чисел М, при которых осуществляется полет летатель­ ного аппарата.

\

25*

Г л а в а XIV

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

ПРИ НЕУСТАНОВИВШЕМСЯ ДВИЖЕНИИ

П р и у с т а н о в и в ш е м с я д в и ж е н и и летательного аппарата действующие на него аэродинамические силы и момен­ ты не зависят от времени и при данных параметрах невозмущен­ ного потока определяются лишь его положением относительно вектора полной скорости движения.

Установившееся движение представляет собой частный слу­ чай общего неустановившегося движения летательного аппа­ рата. Более того, когда мы говорим об установившемся полете, то подразумеваем движение с некоторыми средними парамет­ рами (скорость, угол атаки и пр.), от которых происходят крат­ ковременные отклонении в ту или иную сторону.

В случае н е у е т а н о в и в ш е г о с я д в и ж е н и я аэро­ динамические характеристики, помимо тех параметров, которыми они определяются в установившемся движении, зависят также

иот изменения кинематических параметров, характеризующих движение тела и его деформацию, т. е. являются функциями вре­ мени. При неустановившемся движении аэродинамические силы

имоменты то сравнению с соответствующими силами ,и момен­ тами при установившемся движении могут отличаться как по

величине, так и по направлению.

Так, например, если самолет одновременно с поступательным движением со скоростью вращается относительно центра масс с угловой скоростью Qz (фиг. 14.1), то в этом случае аэро­ динамический момент относительно оси z зависит не только от угла атаки ° в данный момент времени, но и от величины и на­ правления угловой скорости Ц*. В-.самом деле, в рассматривае­ мом случае на горизонтальном оперении возникает дополнитель­ ная подъемная сила ДГго, вызванная приращением угла атаки горизонтального оперения на величину

dy

~dt Q

Да

3 8 8

моменты бывают небольшими по абсолютной, величине по срав­ нению со стационарными силами и моментами. Тем не менее, они могут оказывать большое влияние на характер неустановившегося движения. Действие этих сил может либо ускорять, либо замедлять движение.

Большинство практически важных задач, относящихся к дви­ жению летательного аппарата, включая и некоторые задачи неустановившегося движения, могут быть решены на основе исполь­ зования аэродинамических характеристик, полученных для уста­ новившегося обтекания.

Однако целый ряд задач, связанных с неустановившимся дви­ жением, необходимо рассматривать с учетом изменения по вре­ мени аэродинамических характеристик отдельных частей лета­ тельного аппарата и его характеристик в целом, т. е. на основе нестационарных характеристик. К числу таких задач относятся, например, задачи о динамической устойчивости летательного аппарата, об устойчивости и автоколебаниях самолетных и иных конструкций в потоке воздуха, задачи по расчету автоматических управляющих систем и др.

§ 1. КИНЕМАТИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ ДВИЖЕНИЕ ЛЬТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Движение объекта как абсолютно жесткого тела определяет­ ся движением его центра масс и движением относительно центра масс, т. е. вектором полной скорости поступательного движения

V(t) ==_!/,» + А 1/(0 и вектором полной угловой скорости 12(f).

Здесь V„ — вектор некоторой начальной скорости движения, от которой совершаются отклонения как по величине, так и по направлению.

389