книги из ГПНТБ / Динамика полета и конструкция крылатых летательных аппаратов

z3— расстояние от оси Охх КЛА до центра тяжести площади

При.практических расчетах для оценки п3 можно воспользо­ ваться следующими соотношениями:

было показано, отклонение элерона вниз вызывает увеличение подъемной силы полукрыла, что равноценно некоторому росту угла атаки крыла. Из поляры второго рода (фиг. 8.42) следует, что с ростом угла атаки коэффициент тангенциальной силы уменьшается (алгебраически), что приводит к уменьшению самой тангенциальной силы. Следовательно, при отклонении вниз пра­ вого элерона появляется некоторая сила AQi,v , направленная вперед и приложенная в точке А (фиг. 8.43), а при отклонении левого элерона вверх — наоборот. Таким образом, заворачиваю­ щий момент будет определяться как произведение

N l\j3 = Z 3 ( A Q ^ p + A Q u e e ) -

160

S i^ -g и z a определять как расстояние от оси Охх КЛА

до центра давления полукрыла, т. е. в этом случае

2

где b{z) — текущая хорда крыла.

Таким образом, суммарные коэффициенты боковых моментов, создаваемых крылом, могут быть представлены в следующем

Боковые статические моменты от фюзеляжа (корпуса) и двигательных гондол

При наличии угла скольжения у фюзеляжа (корпуса) появ­ ляется некоторая боковая сила Z^, приложенная в боковом центре давления фюзеляжа (фиг. 8.45). Ве­ личину силы Zgj можно оценить по извест­

ной формуле

Разделив обе части последнего равенства на qSl для коэф­ фициента заворачивающего момента от фюзеляжа, имеем

I dmv \

где пн — —^ коэффициент относительной эффективности ру-

С'гв.о

ля направления. Откуда, разделив обе части последних равенств на qSl, для коэффициентов поперечного и заворачивающего мо­ ментов от вертикального оперения получим

где

t-e.oSs.O

164

Для современных КЛА значения параметров А в,0> Вв.0 и Ке. лежат в следующих пределах: А„.о=0,15 -е- 0,25, Вво=0,01 н- 0,0£ /0.0=0,95 н- 0,98.

Суммарные боковые статические моменты

Суммарные боковые статические моменты, действующие на КЛА, в общем случае не могут определяться как простая алге­ браическая сумма моментов от отдельных, элементов конструк­ ции. Причиной этого положения является то, что помимо мо­ ментов от изолированных частей КЛА, при их сочленении из-за взаимного влияния [появляются дополнительные моменты. На

УзШр

Фиг. 8.48

примере крыла и фюзеляжа покажем одну из причин появления поперечного момента, вызванного взаимным влиянием крыла и фюзеляжа. Допустим, что крыло и фюзеляж скомпонованы по схеме .верхнее расположение" (фиг. 8.48). При наличии сколь­ жения обтекание крыла и фюзеляжа можно рассматривать со­ стоящим из двух потоков — потока со скоростью Kcosp и по­ тока со скоростью Vsinp. Поскольку поток со скоростью V sin{3 направлен поперек фюзеляжа, то движение частиц воздуха под правым полукрылом будет тормозиться фюзеляжем. Следова­ тельно, давление увеличится (условно увеличение давления на фиг. 8.48 показано знаком „ + а уменьшение — знаком , — Соответственно под левым полукрылом появится дополнительное разряжение. Изменение давления под полукрыльями вызовет по­ явление некоторых нормальных сил, направленных в противопо­ ложные стороны, которые относительно продольной оси создают поперечный момент Мхв.в. Очевидно, что подобные моменты той илц иной величины будут иметь место при взаимном сочленении всех частей КЛА.

Таким образом, суммарные боковые статические моменты, дей­ ствующие на КЛА, будут определяться как алгебраическая сум­ ма моментов от изолированных частей КЛА и момента, обуслов-

165

ленного взаимным их влиянием. Следовательно, имея в виду

(8.64), (8.65), (8.66), (8.67), (8.68) и (8.69), получим

тов поперечного и заворачивающего моментов, вызванных взаим­ ным влиянием частей КЛА.

нии практических расчетов следует пользоваться эксперимен­ тальными материалами для подобных компоновочных схем.

§ 8. 5. Б О К О В Ы Е Д И Н А М И Ч Е С К И Е М О М Е Н Т Ы

Физическими причинами возникновения боковых динамических, моментов являются наличие угловых скоростей вращения КЛА относительно осей Охх и Оух. Ниже рассматриваются причины возникновения этих моментов и методы их оценки.

Поперечный демпфирующий момент

Допустим, что КЛА относительно оси Охх вращается с неко­ торой угловой скоростью <£^>0 (фиг. 8.49). Тогда дополни­ тельные скорости wy , сообщаемые каждой точке крыла, вы­ званные вращением КЛА относительно оси О хи по размаху будут распределяться по линейному закону. Величина скорости wy оп­ ределится как произведение угловой скорости wv на расстояние

Zj, т. е. •

Wy — u>xZx,

166

Следовательно,

dM х демп - 4 z xdY x.

Поскольку

то, принимая Д 1 /^ 0 , имеем

Из последнего соотношения следует, что при любых значе­ ниях интеграла, взятого в квадратные скобки, зависимость между М хдемп и Шд. линейная. Тогда, обозначив

где М тхх =т'"хх qSl.

Числовая величина производной тхх может быть определена

как аналитически, пользуясь формулой (8.72), так и из экспери­ мента, что более желательно.

Спиральный флюгерный момент

Изменение углов атаки полукрыльев на Да, вызванное вра­ щением летательного аппарата относительно оси Охх, одновре­ менно обусловливается изменением касательных сил, действую­ щих на полукрылья. Для объяснения этого явления обратимся к поляре второго рода (фиг. 8.52). Допустим, что угол атаки КЛА при = 0 определяется величиной (а)0. При вращении КЛА угол атаки правого полукрыла увеличивается на величину Да, a левого — уменьшается примерно на такую же величину. Как это следует из фиг. 8.52, у правого полукрыла в рассматривае­ мом сечении коэффициент тангенциальной силы уменьшается, а у левого — увеличивается. Следовательно, в рассматриваемом сечении правого полукрыла шириной dzx появится тангенциаль­ ная сила dQXnp, направленная вперед, а у левого полукрыла

168

dQUeo — направленная назад (фиг. 8.53). Указанные силы на плече z x создают элементарный момент относительно оси Оуи т. е.

йМу' = z xdQlnp + z xdQlAeB.

Так как сила dQUeB и dQlnp пропорциональны Да, а Да =

то

dMy = (knpz xdzx+ kAC,zxdzx )тх .

М / = J knp^idzi

где knp и клев — соответственно коэффициенты пропорциональ* ности.

Полученный момент М / называется флюгерным (заворачи­ вающим) спиральным моментом и обозначается Мусп. По ана­ логии с поперечным демпфирующим моментом можно записать

где

М у * = т у х ? s t = J knpz ldz1+ j kAcezxdzx.

Флюгерный (заворачивающий) демпфирующий момент

Предположим, что КЛА относительно оси Оух вращается с некоторой угловой скоростью шу (фиг. 8.54). Тогда линейные скорости wx и wz, обусловленные угловой скоростью шу, как по

169