![](/user_photo/_userpic.png)
книги из ГПНТБ / Динамика полета и конструкция крылатых летательных аппаратов
..pdfзначениях cyj коэффициент момента тгк, независимо от величи
ны и знака у т, |
будет |
определяться как сумма |
|
|
|
||||
|
|
|
= т 2Ы + |
( * Я - |
СУг • |
|
|
|
|
Но в диапазоне |
с Ух' |
< |
сУх < cV], |
когда у„, > |
0, |
величина у тсХх бу |
|||
дет положительной |
(так как с,-,.•>()), а при |
су > |
с ’ |
и су |
< с", |
||||
|
|
|
|
1 |
|
1 |
>1 |
' 1 |
>j |
произведение |
|
будет отрицательным (так как c.v |
< 0). Если |
|||
же _ут < 0, |
то |
имеет |
место обратная |
картина. Типичная зависи |
||
мость /ге2К= |
/ |
(с У;1) с |
учетом влияния |
вертикальной |
центровки |
представлена на фиг. 8.7.
При решении практических задач очень часто возникает не обходимость в определении коэффициента момента mZK в зави симости от коэффициента подъемной силы су.
Для перехода от коэффициентов cVi и сХх к су и сх следует воспользоваться известными соотношениями (6.5) и (5.9). Тогда,
130
подставляя |
значения су1 и fvj |
в |
(8.3), имеем |
|
|
/Я» ~ «го* + {*т — Х |
_Ут |
^лтО/,- “Ь |
д с / |
|
|
|
Fk ) Су |
|
|
||
|
|
|
|
|
(8.4) |
Заметим, |
что при малых значениях у т и М = |
const близкая |
|||
к линейной зависимось mZK= f ( c y) подтверждается |
и практикой. |
На фиг 8.8 приведены моментные характеРистики_для треуголь ного крыла, имеющего X=0,75, с=0,03, х=79°30', х„ — л у = —0,1
для значения |
числа М =1,75. |
|
|
||||
На фиг. 8.9 показана зависи |
|
|
|||||
мость яг?0ж= / ( М ) для конкрет |
|
|
|||||
ного крыла, полученная из |
|
|
|||||
эксперимента. |
|
|
|
|
|
||
Таким образом, коэффициент |
|
|
|||||
продольного |
статического |
мо |
|
|
|||
мента |
крыла |
в зависимости |
от |
|
|
||
числа М даже при сс = |
const пре |
|
|
||||
терпевает весьма существенные |
|
|
|||||
изменения. |
|
|
|
|
|
|
|
П о п р а в к а к п р о д о л ь |
|
|
|||||
н о м у с т а т и ч е с к о м у м о |
|
|
|||||
м е н т у к р ы л а от ф ю з е |
|
|
|||||
л я ж а |
( к о р п у с а ) |
и м о т о |
|
|
|||
г о н д о л . При оценке величины |
|
|
|||||
поправки к продольному ста |
|
|
|||||
тическому |
моменту |
крыла |
от |
|
|
||
фюзеляжа (корпусов и мотогон |
|
|
|||||
дол) необходимо иметь в виду, |
современных |
||||||
что комбинация крыла, фюзеляжа н мотогондол |
|||||||
крылатых |
летательных аппаратов также является |
определенным |
|||||
аэродинамическим комплексом, имеющим свою систему |
аэродина |
||||||
мических сил и свой фокус. Следовательно, метод |
определения |
||||||
продольного статического момента, изложенный в |
предыдущем |
||||||
параграфе, |
в рассматриваемом случае также является |
справед |
ливым. Поэтому для указанной комбинации при определении продольного статического момента можно воспользоваться соот ношением
тг т*>+ {хт - Хр) cyi+ ymc'xj, |
(8.5) |
где т'л — коэффициент продольного статического |
момента при. |
нулевом значении сУх комбинации, |
|
— относительное фокусное расстояние комбинации,
сх — коэффициент тангенциальной силы комбинации.
9* |
131 |
Еще раз отметим, что наиболее достоверным методом опре деления величины m'z , х Р и с'х является непосредственный аэро
динамический эксперимент (натурный или трубный). Однако при отсутствии таких материалов с известной степенью точности эти величины могут быть оценены теоретическим путем. В этом случае методика определения этих величин сводится к следую щему.
Ясно, что коэффициенты П1Л , x'F и с'х могут рассматривать
ся как сумма соответствующих коэффициентов крыла и измене ния этих коэффициентов, обусловленных фюзеляжем (корпусом) и мотогондолами с учетом их взаимного влияния. Следова тельно,
т 'я = |
m zOK + Ь М гф » + Ь /П гм !О+ Д/ЯЯЛ0, |
(8.6) |
||
x F = |
x Fi.-f &хГф+ Ь.хРмг+ &xFi! it, |
(8.7) |
||
С |
= |
сл-г+ ЬсХ{ф+ |
-(-dc.v .et |
(8.8) |
где Дт2фй, Дт2мЛ, ДmZf,.„0— изменения коэффициента момента тг0, обусловленные фюзеляжем, мотогондоламн и их взаимным влиянием соответственно,
АХрф, &Хрмг, Дл:Рал — изменение отнбсительного фокусного расстояния крыла, вызванное фюзе ляжем, мотогондолами и их взаимным влиянием соответственно,
Ac.VjjS, Ac.v л,,, Дс.Г[,.л — приросты коэффициента тангенциаль
ной силы, обусловленные фюзеля жем, мотогондолами и их взаимным влиянием (включая и крыло) соответ- / ственно.
Таким образом, решение задачи по определению т'г0, x'F и сг
сводится к |
оценке приращений Дтгф0, |
Дх рф и т. д. |
Прежде |
всего определим величины ЬхРф и Д я ц ^ Д л я рпре- |
деления кхРф необходимо отыскать точку приложения равнодей
ствующей |
(F') нормальных сил ДУ^ и Д Улф, |
действующих на |
|||||
крыло и фюзеляж, предполагая, что |
они |
работают |
независимо |
||||
друг от друга (фиг. 8.10). Как |
известно, |
силиД ^ и ДУ^ прило |
|||||
жены соответственно в фокусе |
крыла и фюзеляжа, |
а |
равнодей |
||||
ствующая |
ДУ^+ДУ^ — в фокусе |
системы |
крыло + |
фюзеляж. |
Тогда, пользуясь правилом сложения параллельных сил, |
получим |
AjC/7^ = ~ { Ьр - Ь ф ) ~ £ у ^ Т ¥ Г ' |
(8'9) |
132
![](/html/65386/283/html_XBeKufta64.fthO/htmlconvd-VArsT7134x1.jpg)
Поскольку при изменении угла атаки как аф, так и а меня ются на одинаковую величину, то приращения сил ДУ1 и ДУ^,
обусловленные изменением угла атаки, могут быть представле ны в следующем виде:
LY1 = bCyi |
pi/ 2 |
5 = |
~2~ |
||
Р I / 2 |
р!/2 |
AY!ф- ■Асу1ф ~2~ SФ= с1фАа
где с*ф— частная производная коэффициента нормальной силы
фюзеляжа по углу атаки, отнесенная к площади Бф, $Ф — площадь прямоугольника, описанного около фюзеляжа
при виде его в плане.
Г А |
У |
+ А У , ф |
|
Г ' |
A X f f , |
F* |
F |
|
^ |
к |
ь .— |
|
Фиг. 8.10
Тогда, разделив обе. части равенства (8.9) на Ьа и произведя элементарные преобразования, имеем
|
А, |
Ф \ Ч> |
га |
|
|
Ах рФ= |
|
суф |
—<L S |
(8.10) |
|
|
и ьп |
+ с» |
|||
|
|
|
с°у + у* |
S |
|
Следует указать, что при выполнении оценочных расчетов в фор-
£
муле (8.10) величиной с*ф можно пренебречь, так как обыч-
но суФ ^ ^ су-
Теперь определим величину Дтгф0. Вначале предположим, что фюзеляж является симметричным телом вращения и нулет вой момент изолированного фюзеляжа т(Р>—0. Даже в этом
случае комбинация крыла и фюзеляжа создает некоторый нуле-
pl/*
вой момент АМгф0=Атгф0^ — Sba, причиной чего является нали
133
чие установочного угла (<pj между |
САХ крыла и осью |
фюзе |
|||||||
ляжа (фиг. 8.11). |
при обтекании |
комбинации крыла и фюзеля |
|||||||
Действительно, |
|||||||||
жа, если даже угол атаки |
крыла |
будет |
равным а0 (т. е. |
су=0), |
|||||
угол атаки |
фюзеляжа при |
[сР*1=Н |
ао1 |
будет |
отличным от |
нуля, |
|||
|
|
|
и фюзеляж |
будет создавать |
не- |
||||
i(V<0 |
вп |
Ось фюзеляжа которую |
нормальную силу |
Ухф |
|||||
|
|
|
и система имеет нормальную си |
||||||
|
|
|
лу, равную |
У1ф (фиг. 8.12). |
|
||||
|
|
|
|
Следовательно, для того что |
|||||
|
|
|
бы нормальная сила комбинации |
||||||
|
|
|
была равна нулю, необходимо |
||||||
|
|
|
систему повернуть на некоторый |
||||||
|
|
|
угол в сторону уменьшения угла |
||||||
|
|
|
атаки |
так, чтобы на крыле |
воз |
никла отрицательная нормальная сила, равная несколько умень шившейся (вследствие уменьшения угла атаки) нормальной силе
• х у;
Фиг. 8.12
фюзеляжа (фиг. 8.13). Из фиг. 8.13 видно, что при \У1ф\ = \Уи \ на комбинацию действует момент ДМ2ф0, создаваемый парой сил.
Величина этого момента найдется как произведение плеча kF—кф и силы У1ф, т. е.
. |
оУг |
(8-11) |
~ |
2 Sba — (hF кф) У1ф. |
134
![](/html/65386/283/html_XBeKufta64.fthO/htmlconvd-VArsT7136x1.jpg)
Очевидно, что
у ы = (<Р* + «) |
'уф |
2 ^ ф' |
|
ch S ,Ф |
|||
|
|||
|
су S |
|
Тогда, подставляя выражение У10 и разделив обе части равен-
ства (8.11) на ± j —Sba, |
после элементарных |
преобразований |
|||
имеем |
|
|
|
|
|
А |
(?* + *) |
;'уф |
[ф_§ф |
(8 |
.12) |
|
|
||||
L |
|
1 — 5 ± $ ф ь° |
|
|
|
|
|
|
|
Р
Для определения Ах Рмг и A/n.^i0 следует пользоваться форму лами (8.10) и (8.12), полагая мотогондолу фюзеляжем малого размера. Что касается величин ^ x Fia. и АтхввЛ, то для их оцен
ки следует пользоваться экспериментальными материалами, имею щимися в специальных источниках. Что касается величин Acx^ ,
Асх^,г и Асду,,,, то методы их оценки изложены выше (см. § 7.2). Таким образом, при оценке коэффициента продольного стати
ческого момента планера КЛА без |
горизонтального оперения |
следует пользоваться формулой (8.5). |
|
П р о д о л ь н ы е с т а т и ч е с к и е м о м е н т ы от с и л о в о й |
|
у с т а н о в к и КЛА. В общем случае |
вектор силы тяги силовых |
установок (двигателей) относительно центра тяжести КЛА имеет
некоторой плечо (фиг. 8.14), а |
его направление (для ВРД и |
|||
ВДУ) |
при наличии угла |
атаки |
с направлением оси двигателя |
|
не совпадает. Последнее |
обстоятельство объясняется |
тем, что |
||
на входе в двигатель воздушный |
поток поворачивается |
на угол |
||
а -ь |
и при этом теряет некоторую поперечную составляющую |
|||
количества движения (фиг. 8.15). |
Поскольку потеря количества |
• |
1 » |
движения обусловлена импульсом силы, то на входе в двигатель
появляется поперечная |
сила Р у (фиг. |
8.15). |
Величина силы Р у |
||
о |
|
о |
G |
|
л сек |
найдется как |
произведение |
секундной |
массы воздуха —:— , про- |
||
ходящей через двигатель, и составляющей |
ё |
||||
скорости на напра |
|||||
вление силы |
Ру , т. е. |
|
|
|
v |
|
' Py = 9 ^ * v sin (в + |
Та). |
(8.13) |
||
|
|
о |
|
|
|
Так как угол |
a + <»d мал, |
то |
sin(a + (pa) ;=aa-f-cpdJ следовательно, |
||
|
|
|
+ |
|
( 8 . 1 4 ) |
|
|
|
о |
|
|
|
|
|
Ось |
двигателя |
|
|
в х |
^ |
2 |
|
|
' Т
Фиг. 8.15
Что касается составляющей тяги Р х , параллельной САХ, то она найдется из очевидного соотношения'
Р х г = P c O s ( a + cp(3) = Р , |
( 8 . 1 5 ) |
так как
cos (a + <р<})~ 1 .
Таким образом, пользуясь фиг. 8.14, фиг. 8.15 и учитывая соотношения (8.14) и (8.15) для момента, создаваемого силовой установкой относительно оси Ozx, можно записать
М гР ^ - P v p + |
V(a + 4d) x . |
(8.16) |
|
& |
|
По аналогии с аэродинамическим моментом, вводя понятие коэффициента момента от тяги, т. е. полагая
M zp = mzp p V 2Sba ,
136
oV9
и разделив обе части равенства (8.16) на ^ - S b a , получим
Р |
- |
2G„ |
(8.17) |
|
PV* |
Ур + |
g p v s (а + ?о), |
||
|
||||
где |
|
|
|
|
- |
Ур |
|
|
|
У р = ~ Г |
|
|
||
|
wп |
|
|
|
Заметим, что у КЛА |
с ВМУ и ТВД поперечные составляю |
|||
щие тяги Ру также имеются, |
Что касается КЛА с ракетными |
двигателями (Ж РД и двигатели, |
работающие на твердом топли |
||||||
ве), то |
у них при cpd == 0 Ру — 0. |
м о м е н т |
КЛА |
б е з |
г о р и |
||
П р о д о л ь н ы й |
с т а т и ч е с к и й |
||||||
з о н т а л ь н о г о о п е р е н и я . При |
изучении |
вопросов баланси |
|||||
ровки |
крылатых |
летательных |
аппаратов момент |
всего |
КЛА |
удобнее рассматривать состоящим из двух частей: момента КЛА без горизонтального оперения М:в.г.о и момента горизонтального
оперения М2г.0 . Очевидно, что |
сумма рассмотренных выше мо |
|
ментов и составляет содержание М2б.г.о , т. е. |
|
|
Мгб.г.о = м / + MzP |
|
|
или |
|
(8.18) |
тг6,г.0 = |
т2' + mzP. |
■Особенностью момента без горизонтального оперения яв
ляется то, что |
на величину |
этого |
момента (главным |
образом |
||
на величину |
/И/) |
летчик |
или |
автомат непосредственно |
воздей |
|
ствовать не |
могут, так |
как параметры (а, V и др.), которыми |
||||
определяется величина момента М /, |
могут быть изменены только |
путем вмешательства летчика или автомата с помощью откло нения органа продольного управления и изменения режима ра боты двигателя.
П р о д о л ь н ы й с т а т и ч е с к и й м о м е н т г о р и з о н т а л ь н о г о о п е р е н и я . У современных КЛА горизонтальное опере ние может располагаться как за крылом (классическая схема), так и впереди крыла (схема ,У тка“). Вначале проанализируем работу горизонтального оперения, расположенного за крылом'.
По аналогии с крылом система аэродинамических сил, дей- ' ствующих на горизонтальное оперение, может быть сведена К нулевому моменту •
(АГгг.о)о — (тгг.о)рР К2. о S?.0bаг.о j
нормальной силе Уи.0, приложенной в фокусе горизонтального оперения, и тангенциальной силе Qu.o, действующей в направле
нии САХ (фиг. 8.16). Тогда, пользуясь фиг. 8.16, для момента горизонтального оперения можно записать
М г г .о — |
-f- 0 .1 г .о У г .о — Y\z.0 L t .0 , |
(8.19) |
где Ьг.о — плечо горизонтального оперения, определяемое как расстояние от фокуса горизонтального оперения до центра тяжести КЛА (практически в качестве L:.0 может быть принято расстояние от центра тяжести КЛА до оси шарниров руля вы соты), у г.о—расстояние от Рг.а до направления САХ.
Как известно,
У —г |
pi/ 2 |
|
|
|
||
' ' го с |
— |
|
• |
|||
* г.о— г.о |
л |
‘ |
г.о |
|||
Q 1г,о С,х г.о |
|
|||||
|
2 |
|
|
|
|
|
Так |
|
как |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
^Лхг.о—Ш-гг.о |
^ |
~S Ьа , |
|
|
|
|
|
|
||
то |
после подстановки |
полученных |
|
значений |
|
М гг.0, |
Qu.o |
и |
Уг.0 |
|||||
в |
(8.19) |
имеем |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
_ |
/■„ N |
V%.0bai.oSi.o |
( |
^ |
y t |
Se.oУг.о |
|
|
|
||
|
|
|
П1гг.о — \1Пгг.о)о |
]/2Ь S |
~Г Сл'1г-° |
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
т |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Гу г.о |
V г2.о *сЗг.о 1 -г.о |
|
|
|
|
( 8 .2 0 ) |
|||
|
|
|
|
|
V2 |
S b a ■ |
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
V 2 |
/\ |
|
S z.O |
Lz.O |
|
D |
$ г . о У г .о |
||
|
|
|
|
■ |
¥ г.о |
|
|
|||||||
|
|
|
|
у * ’ |
ем |
~ |
S b a |
’ |
‘■u |
S b a |
’ |
|||
Сг.о — |
S z .o Ь а г.о |
’ получим |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
Sb„ |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
ТЛгго — ( ttlz e .o ) o К г .о Гг.о ~|~Гд^г.о В г .о /Сг.о |
Гу г.о /Сг.о А -г.о • |
(8.21) |
138
Безразмерная |
величина |
К г . 0 называется |
коэффициентом тор |
|
можения потока у горизонтального |
оперения. Для существую |
|||
щих схем КЛА Кг.о ~ 0,95 |
н- 0,98 при малых углах атаки ( а < а Я4) |
|||
и К г .о 0,9 -г- 0,95 при больших углах атаки |
(янв < а < анр). |
|||
Коэффициент А г. о , являющийся |
произведением двух важней |
|||
ших величин |
, |
характеризующих |
эффективность опе |
|
рения в смысле |
создания |
момента, |
называется коэффициентом |
эффективности горизонтального оперения. Например, для современных истребителей классиче
ской системы Аг.0 = 0,35 |
0,5, |
||
а для |
средних бомбардиров |
||
щиков Аг-0 = |
0,5-4- 0,7 . |
что |
|
Следует |
заметить, |
||
обычно |
для |
горизонтального |
оперения применяются симме тричные профили, и (л!гг.0)о~0. Кроме того, величины сх гл и
у г.0 по сравнению с суг.0 и Lz.0 соответственно малы. Поэтому при выполнении прикидочных расчетов первыми двумя чле нами в выражении (8.21) мож но пренебречь.
Как это следует из фор мулы (8.21), при прочих рав ных условиях, для определе
ния |
т 2г.о |
необходимо |
знать |
||
еу го. |
Как |
известно, |
в общем |
||
случае |
су г.0 зависит |
от |
аг.0, |
||
Ss и М, |
т. е. |
|
|
||
|
|
■ |
|
Суг.о—/ ( а г.о I °в , М) . |
Обычно эта зависимость устанавливается экспериментальным
путем и типичный |
вид этой зависимости |
для |
постоянного зна |
||
чения числа М представлен на фиг. 8.17. |
|
|
|||
Здесь, в соответствии с принятым выше правилом знаков |
|||||
углов отклонения |
рулей, принято: отклонение руля высоты „вниз" |
||||
положительным, а „вверх"—отрицательным (фиг. 8.18). |
|||||
Из фиг. 8.17 |
видно, что в некотором диапазоне изменения аг.0 |
||||
н 8„ зависимость |
|
суг.0 = /( а г.о, |
ов) близка |
к линейной. Следова- |
|
тельно, частные |
производные |
до |
дс |
•- |
|
с у г.о и |
— с у вг.0 будут |
||||
постоянными и |
' |
|
° Лго |
ао° |
|
|
|
'У г.о — сауг о « г.о + ^/г.о°я |
|
(8.22) |
|
|
|
|
|
|
139 |