книги из ГПНТБ / Павловский К.М. Практическая аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов учебное пособие

с другой частицей, поскольку свободный пробег молекул возду­ ха велик. Так,например,.если вблизи земли он равен б,ЗЛО см то на высоте 100 км - 4,5 ом, на Н =150 км он 1800 см, а на высоте 220 км - 870 н.

Большой разреженностью объясняется и то , что высокая температура воздуха на больших высотах не вызывает нагрева летательного аппарата.

Температура космического летательного аппаратаобтекае­ мого свободномолекулярным потоком, определяется в основном лучистым теплообменом с окружающим пространством^Основными источниками лучистой энергии являются Солнце и Земля.

ГЛАВА 2

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

§ 8. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ

Аэродинамическая нагрузка, действующая на летательный аппарат,складывается из распределенных по его поверхности сил давления и сил трения. Первые приложены нормально к поверхности,а вторые - по касательной к ней и направлены в сторону, противоположную движению аппарата.Поскольку в аэро­ динамике принят метод обращенного движения, то можно сказать, что силы трения направлены по воздушному потоку. иолная аэро­ динамическая силаКазрнаправлена под углом к набегающему потоку, Точка пересечения линии действия этой силы.с хордой профиля называется центром давления профиля (рис.2 .1 ) . Для

всего летатель­ ного аппарата центр давления (ЦД) находится на пересечении линии действия силы#«эрвсего аппарата с так

называемой сред­ ней аэродинамиче­ ской хордой -САХ

(см. § 20),

Составляющие пол­

ной аэродинамиче-

Рис. ? Л

- 32 -

окой силы в прямоугольной скростной системе координатам.рис.3.1)

получили обозначения: Y “ подъемная сила, перпендикулярная вектору V0 невозмущенного потока;

Q - сила лобового сопротивления и Z - боковая сила. Каждая составляющая слагается из сил давления и сил трения. Однако из-за малости нормальной составляющей сил трения счита­ ют, что сила Y создается только силами давления.

Направление полной аэродинамической силы определяется углом б :

(2. 1)

Тангенс угла наклона называется аэродинамическим качеством. Для перемещения летательного аппарата необходимо совершать работу по преодолению только силы Q , так как силы V и Z нор­ мальны к направлению движения и не оказывают сопротивления. Поэтому рациональными геометрическими формами аппаратов явля­ ются такие, при которых создается большая сила Y и малая си­ ла Q , то есть формы, обеспечивающие большие значения К. Простая пластинка, поставленная под небольшим углом атаки,мо­ жет обеспечить К = 6+8, а определенным образом искривленная

-до 20+25.Аэродинамическое качество крыла и аппарата в целом является их важнейшей характеристикой.

П о д ъ е м н а я с и л а определяется по картине распределения давлений, для чего используют среднее избыточное

- 34 ~

где Сх -безразмерный коэффициент лобового сопротивления. Физический смысл безразмерных коэффициентов Су и Сх можно выявить на основании формул 2,2 и 2 .5 , из которых следует:

смысл и Сх , Коэффициент Су зависит от тех же факторов, от ко­

р Ч - р

Коэффициент Сх зависит от аналогичных факторов, но в дру­ гой степени. При М>1 С* в значительной мере зависит от

С =— ~ (см. рис. 2 .1 8 ).

Б

При анализе летных характеристик; рассматривают не толь­ ко силы, действующие на аппарат, но и моменты и,в частности,, моменты аэродинамических сил.

какой-либо точки летательного аппарата.Например, относитель­

но ноока профиля крыла (рис. 2 .1 ) : = Rasp* t .

Полный аэродинамический момент пропорционален скоростному напору, площади крыла и длине хорды, что записывается форму­ лой

(2 .7)

где Ш - безразмерный коэффициент аэродинамического момента.

И- величина векторная. Его проекции на оси координат

- 36 -

момент аэродинамических сил не зависит от угла атаки (рис.2,4}

Удаление фокуса от носка средней аэродинамической хорды - Хф является важнейшим параметром, от которого зависят пилотаж­

- 87 -

ния жидкостей пропорциональна этому градиенту. Вследствие

пользования ламинарного слоя на большей части обтекаемой по­ верхности, для чего необходимо увеличивать удаление точки

Число Рейнольдса, при котором ламинарный слой переходит в турбулентный, называют критическим числом-Re , По форму­

обтекаемой поверхности.Это утоньшает погранслой, реличивает ввличннуХт (рис. 2 .5) и повышает R e .

Опыты показывают, что лаыинаризация обтекания на всей по­ верхности дозвукового самолета повысила бы аэродинамическое качество примерно втрое. Однако на современном уровне техни­ ки отсос можно осуществить лишь на всем крыле и оперении, кото­ рые составляют примерно 50 % всей поверхности.Это могло бы по­ высить качествоК( с учетом затрат энергии на отсос) на

50-75 %

Применение УЛО выгодно и на сверхзвуковых самолетах.Так, в зарубежной литературе указывается* что отсос погранслоя

- 3 8 -

только с крыла при М= 2,5+ 3 может снизить лобовое сопротивле­ ние на 20-30 % Одновременно на 50-55° С может быть понижена температура обшивки, что расширяет область применения алюми­ ниевых сплавов» Характерно, что КПД силовой установки самоле­ та с УЛО может быть повышен, благодаря увеличению тягового КПД за счет отбрасывания назад отсосанного пограничного слоя (ПС),

Техническое выполнение системы УЛО представляет некоторые трудности как в производстве, так и в эксплуатации, поскольку щели, через которые производился отсос ПС,довольно узкие (0,08 -0,25 мм), проходят несколькими рядами вдоль размаха и должны иметь соответствующие коммуникации, подключающие их к отсасывающим насосам (эксгаустерам).В полете щели Должны быть чистые и не закупоренные льдом.

На Лабильность ламинарного обтекания влияет шум. Чтобы уменьшить влияние шума двигателей на ламинарный ПС, целесооб­ разно двигатели устанавливать в хвостовой части фюзеляжа.Такая компоновка самолета, кроме того, дает возможность лаыинаризировать всю поверхность крыла и облегчает конструктивное решение системы отсоса.

Так как система УЛО требует увеличения веса самолета, то, очевидно, она целесообразна на тяжелых самолетах. Опыты, прове­ денные за рубежом на опытном самолете X-2IA,показали, что при ламинаризации обтекания поверхности крыла на 65-85 % продол­ жительность полета увеличивается на 45-65 %.

Считают, что при взлетном весе 120-140 т и числе 14=0,8+ 0,85 дальность полета может быть увеличена на 50-70 %,При числе М=3 увеличение дальности полета может составить 20-25 %.

С о п р о т и в л е н и е д а в л е н и я возникает за счет разности давлений на переднюю и заднюю часть обтекае­ мого тела,например, профиля крыла (рис. 2 ,6 ) . Если профиль установлен под большим углом атаки или воздушный поток обте­ кает тело неудобообтекаемои формы, то происходит отрыв по­ граничного слоя. Возникают значительно большие разрежения на заднем скате, чем при безотрывном обтекании и сопротивление давления в этом случае значительно возрастает. С точки зрения

- 39 -

перехода кинетической энергии потока в тепловую сопротивление

По своей природе эта составная часть общего сопротивления является сопротивлением давления, причем: до М= МКр оно вих­ ревое, а при М > МКр - в основном волновое.

В соответствии с третьим законом Ньютона, с какой силой воздушный поток поднимает крыло вверх, с такой же силой крыло отбрасывает воздух вниз, вследствие чего набегающий поток претерпевает скос. При М< I скос начинается на некотором