книги из ГПНТБ / Динамика полета и конструкция крылатых летательных аппаратов

На фиг. 6.60 в качестве примера показан характер измене' ния сх летательного аппарата в широком диапазоне чисел М.

Интересно отметить, что коэффициент лобового сопротивле­

ГЛАВА VII

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛАТЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

§ 7.1. ВЗАИМНОЕ ВЛИЯНИЕ (ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ) ЧАСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

На первый взгляд кажется, что подъемная ш ла и лобовое сопро­ тивление летательного аппарата могут быть определены путем сум­ мирования соответственно подъемных сил и сил лобового сопротив­ ления частей летательного аппарата— крыла, корпуса (фюзеляжа), гондол, двигателей, оперения и других деталей. Однако на опыте было установлено, что аэродинамическая сила, действующая на ле­ тательный аппарат в целом, не равна сумме аэродинамических сил, действующих на части летательного аппарата при их изолированном обтекании. Дело в том, что при обтекании частей в системе летатель­ ного аппарата проявляется их взаимное влияние (интерференция), что ведет к изменению аэродинамических сил.

Влияние интерференции на лобовое сопротивление может быть положительным, когда суммарная сила лобового сопротивления

120

меньше суммы соответствующих сил при изолированном обтеканий деталей, и отрицательным, если детали в компоновке дают лобовое сопротивление, превышающее по величине сумму лобовых сопротив­ лений при изолированном обтекании. При оценке подъемной силы интерференция считается положительной в том случае, когда сум­ марная подъемная сила больше суммы подъемных сил при изоли­ рованном обтекании деталей.

Для устранения отрицательной интерференции при малых ско­ ростях полета (на больших углах атаки) на самолетах уже давно применяются зализы на стыках крыла и фюзеляжа.

При проектировании околозвуковых летательных аппаратов ис­ пользуют «правило площадей», согласно которому фюзеляжу (кор­ пусу) придают поджатие таким образом, чтобы распределение сум­ марных (крыло плюс фюзеляж) площадей сечений, нормальных к оси фюзеляжа, было таким же, как у тела вращения наименьшего сопротивления. «Правило площадей» было выведено теоретически й подтверждено экспериментально.

Большое внимание уделяется интерференции и при создании ле­ тательных аппаратов сверхзвуковых скоростей полета. В теоретиче­ ских работах на базе линейной теории показано, что при сверхзвуко­ вых скоростях полета интерференция в случае специально скомпо­ нованных летательных аппаратов может быть положительной и су­ щественно улучшит его аэродинамическое 'качество. Для обеспече­ ния положительной интерференции на сверхзвуковых скоростях В соответствии с выводами теории необходимо, например, фюзеляж помещать под крыло, выполняя фюзеляж в виде полуконуса или клина, создающих повышенное давление (подпор). За счет допол­ нительного подпора под крылом подъемная сила системы может по­ выситься, а максимальное качество — возрасти.

Данных по взаимному влиянию частей летательного аппарата при пиперзвуковых скоростях полета нет. Ввиду сильного сужения конусов возмущения, выходящих из точек сопряжения частей, ожи­ дать существенных изменений в аэродинамических характеристиках в обычных схемах летательных аппаратов за счет интерференции нет оснований. Поэтому аэродинамические характеристики летатель­ ного аппарата при гиперзвуковых скоростях в первом приближений можно находить путем суммирования соответствующих характери­ стик его частей, полученных при изолированном обтекании.

Рассмотрим качественно механизм интерференции между те­ лом вращения и крылом при сверхзвуковых скоростях обтека­ ния крылатого летательного аппарата. Скорость невозмущен-

составляющая потока, обтекающего крыло, будет теперь сум­ мой Vn nVn', которая образуется за счет обтекания корпуса по­ перечным потоком.

121

Как видно из фиг. 7.1, увеличение нормальной составляющей ско­ рости потока, обтекающего крыло, приведет к возрастанию угла ата­ ки крыла. Местный угол атаки крыла будет переменным по его раз­ маху, наибольший у тела, наименьший на конце крыла. Увеличение ■местных углов атаки на крыле за счет влияния тела приведет к воз­ растанию как подъемной силы крыла, так и его лобового сопротив­ ления. Однако качество крыла при этом может возрасти.

Фаг. 7.1

В свою очередь крыло будет влиять на обтекание тела. Повы­ шенное давление под крылом и пониженное над крылом переда­ дутся на тело, вызвав па нем перераспределение давления, в резуль­ тате чего тело создаст дополнительную подъемную силу.

Рассмотренная картина взаимного влияния тела вращения и крыла соответствует ередпепланноп схеме расположения крыла. Если крыло перемещать вниз, приближаясь к схеме низкоплана, то влияние положительной интерференции ослабляется.

§ 7.2. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА И ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА. ПОЛЯРЫ ДЛЯ РАЗНЫХ ЧИСЕЛ М„

зеляж (корпус), мотогондолы, горизонтальное оперение. При

рактерная площадь детали летательного аппарата. На опыте установлено, что для сбалансированного летатель­

ного аппарата потерянная подъемная сила крыла за счет части

122

крыла, закрытой фюзеляжем и мотогондолами, примерно равна суммарной подъемной силе деталей — фюзеляжа, мотогондолы, оперения. В связи с этим за коэффициент подъемной силы ле­ тательного аппарата принимают коэффициент подъемной силы изолированного крыла, т. е.

и всех других деталей с учетом их взаимного влияния. Лобовое сопротивление всех деталей, кроме крыла, называют часто вред­ ным сопротивлением, подчеркивая тем самым незначительную роль этих деталей в создании подъемной силы.

По аналогии с крылом коэффициент лобового сопротивления летательного аппарата в широком диапазоне изменения чисел М»

где сх0 и А зависят от геометрических данных летательного аппарата и значений чисел М« и Re. Величина сх0 является коэф­ фициентом лобового сопротивления при су = 0.

Для расчета сх0 можно использовать следующую формулу:

123

О 0,02 0,04 0.06 от 0,10 0.12 С*

Фиг. 7.4

Величина А в приближенных расчетах находится как коэф­ фициент индуктивного или индуктивно-волнового сопротивления крыла.

задаются рядом значений су , для которых при данном числе М» подсчитываются сх по формуле (7.3). Примерный вид поляр по­ казан на фиг. 7.4. Там же проведены пунктирные прямые, вдоль которых величина качества постоянна.

Как видно из фиг. 7.4, переход от дозвуковых к сверхзву­ ковым скоростям полета связан с падением значения макси­ мального качества примерно от 10 до 4.

ГЛАВА VIII

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛАТЫЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ

§ 8.1. ОСИ КООРДИНАТ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ

Исследование движения крылатых летательных аппаратов' (КЛА) сводится к решению ряда задач, связанных с поступатель­ ным движением центра тяжести КЛА и вращением самого аппарата относительно его центра тяжести. Решение этих задач во многих случаях значительно упрощается, когда приняты так называемые по­ точные (скоростные) или связанные системы координат с началом в центре тяжести КЛА (фиг. 8.1).

Поскольку вращение КЛА относительно его центра тяжести про­ исходит под действием аэродинамических моментов, то направление вращения будет определяться направлением действия аэродинами­ ческого момента. За положительный принимается такой момент, когда КЛА относительно рассматриваемой оси под действием этого момента вращается по часовой стрелке, если смотреть из начала ко­ ординат вдоль рассматриваемой оси. На фиг. 8.1 положительные на­ правлении моментов относительно осей Ох\, Oyt и Ozi показаны со­ ответствующими стрелками.

Здесь же заметим, что при определении положительных значе­ ний углов отклонения рулевых поверхностей также применяется ука-

125

заннюе правило, т. е. за положительный принимается такой усол, ко­ торый образуется при вращении руля по часовой стрелке, если смо­ треть вдоль рассматриваемой оси из начала координат. Например, руль высоты при вращении относительно осп Oz\ по часовой стрелке отклоняется вниз. Следовательно,. угол отклонения руля высоты вниз будет положительным, а вверх — отрицательным.

В общем случае крылатый летательный аппарат может совер­ шать движения по сложным криволинейным траекториям, при кото­ рых как скорость движения его центра тяжести, так и другие пара­

Фиг. 8.1

при постоянном значении скорости, угла атаки, угла наклона траек­ тории и т. д. Примером подобного вида движения может служить установившийся горизонтальный полет. Очевидно, что такое движе­ ние совершается при вполне определенных значениях аэродинами­ ческих сил, которые обусловливают появление вполне определенных/ аэродинамических моментов. Аэродинамические моменты, возни­ кающие при постоянных значениях скорости и угла атаки (стацио­ нарный режим обтекания), называются статическими. Кроме стати­ ческих моментов, нри неустановившемся движении КЛА еще возни­ кают так называемые динамические моменты. Физическая природа появления этих моментов объясняется тем, что неустановившееся движение КЛА по прямолинейным и криволинейным траекториям сопровождается его вращением относительно главных осей инерции и при этом угол между вектором скорости » поверхностью элемента конструкции в каждой точке будет отличаться от угла обтекания КЛА в районе центра тяжести. Это обстоятельство приводит к воз­ никновению дополнительных аэродинамических сил и, следова­ тельно, моментов, которые и называются динамическими.

126

§ 8.2. СТАТИЧЕСКИЕ МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛАТЫЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ

При исследовании вопросов балансировки, устойчивости и управ­ ляемости КЛА важную роль играют статические моменты. Более на­ дежным .источником определения статических моментов являются результаты экспериментальных исследований (натурных или труб­ ных). Однако в ряде случаев для оценки моментных характеристик принятой компоновочной схемы приходится обращаться к теорети­ ческому методу расчета. При этом полный .аэродинамический мо­ мент, действующий на КЛА, рассматривается как сумма моментов, действующих на отдельные части КЛА (крыло, фюзеляж или кор­ пус, горизонтальное оперение и т. д.), и момента, обусловленного взаимным влиянием этих частей. Ниже рассматриваются физиче­ ские причины возникновения аэродинамических моментов и способы их определения.

Следует указать, что при изучении статических моментов удоб­ нее их разделить на две большие группы. К первой группе относятся моменты, действующие на КЛА относительно поперечной оси Ozu Эти моменты называются продольными. Ко второй группе относятся моменты, действующие на КЛА относительно осей Oxi и Оу{, назы­ ваемые боковыми. Ниже вначале рассматриваются продольные ста­ тические моменты отдельных частей КЛА, а затем — боковые.

силы R, ее точку приложения на САХ (центр давления) и угол

наклона этой силы к САХ (фиг. 8.2). Тогда, раскладывая силу R на составляющие Yx (нормальная сила) и Qx (тангенциальная сила), легко определить и момент относительно оси Ozx

(фиг. 8.3), т. е.

127

Однако полученное выражение продольного статического момента крыла для практического использования является мало­ удобным, так как положение центра давления при изменении угла атаки крыла существенно меняется. Поэтому при решении практических задач, связанных с вопросами балансировки, устой­ чивости и управляемости крылатых летательных аппаратов, целе­ сообразно использовать не центр давления, а фокус крыла.

Для того чтобы ввести в выражение момента крыла расстоя­ ние от носка САХ до фокуса (фокусное расстояние), перенесем

соединив к перенесенным си­ лам пару сил, момент кото­ рых MF равен моменту аэро­

динамических сил относитель­ но фокуса. Тогда схема дей­ ствующих на крыло сил мо­ жет быть представлена в ви­ де аэродинамических сил

и Qb приложенных в фокусе крыла, и момента ЛГДфиг. 8.4).

Используя схему аэродинамических сил и моментов (фиг. 8.4), а также учитывая принятые выше правила знаков моментов, по­

Как известно, mF в указанном диапазоне изменения угла атаки сохраняется постоянным. Тогда коэффициент момента mF можно

128

рассматривать как коэффициент момента от нормальных состав­ ляющих аэродинамических сил при су — 0 относительно оси Ozt. Поэтому можно записать

ТПр Ttlzq k .

П ри■исследовании вопросов балансировки и устойчивости более удобно оперировать коэффициентом момента. Тогда, под­

(хт ), вертикальной центровкой (у т) и относительным фокус­ ным расстоянием ( ^ J . Из формулы (8.2) следует, что (при по­

стоянном значении числа М) когда. тг0к и х Рк являются постоян­

ными величинами, если положить у т= 0, характер изменения m ZK в зависимости от cVl определяется знаком разности х т — х Рк:при

х т— х Рк> 0 с ростом Сух коэффициент момента тгк будет расти,

предположим, что для заданного значения числа М х п — х Рк~> 0,

а т20к < 0. При заданной величине у т характер изменения до­

связь устанавливает поляра второго рода (фиг. 8.6). Из фиг. 8.6 следует, что при значениях сУх, равных с', и с , коэффициент

тангенциальной силы сх равен нулю. Следовательно, при этих