5. Расчет коэффициентов продольного

ДЕМПФИРУЮЩЕГО МОМЕНТА ЛА

Самым общим случаем движения ЛА является неустановившийся полет, во время которого его аэродинамические характеристики опре­деляются не только формой ЛА, числом Маха и углом атаки, но зави­сят также от изменения кинематических параметров во времени. Изме­нение кинематических параметров, например угла атаки , сопро­вождаемое возникновением вращения с угловой скоростью , вызыва­ется управляющими воздействиями от рулей, либо за счет случайных возмущений, связанных в частности с турбулентностью атмосферы. Процесс балансировки ЛА обычно носит колебательный характер. Если колебания со временем затухают, то ЛА будет не только стати­чески, но и динамически устойчив.

При вращении ЛА с угловой скоростью вокруг оси OZ, прохо­дящей через центр тяжести, возникает продольный момент демпфирова­ния, препятствующий этому вращению. Он является важным фактором, улучшающим качество переходных процессов:

, (5.1.1)

где - производная от коэффициента продольного момента демпфирования (не зависит от времени), ; - безразмерная угловая скорость

Продольный момент демпфирования создается корпусом, первой и второй несущими поверхностями. Поэтому производная от этого коэффициента записывается в виде

(5.1.2)

2. Коэффициент продольного демпфирующего

МОМЕНТА КОРПУСА

При малых углах атаки положительную нормальную силу создает носовая часть. На суживающейся кормовой части возникает отрицательная нор­мальная сила. Поэтому, согласно линейной теории производная от коэффициента продольного демпфирую­щего момента корпуса записывается как

, (5.2.1)

где -производная от коэффициента нормальной силы носовой части корпуса по углу атаки [1/рад] определяется по формуле (2.1.5), отношение площади миделя корпуса к площади крыла с подфюзеляжной частью, -средняя аэродинамическая хорда крыла с подфюзеляжной частью, расстояние от передней точки корпуса до центра масс (тяжести) Л.А., расстояние от передней точки корпуса до центра давления его носовой части, -производная от коэффициента нормальной силы хвостовой части корпуса по углу атаки [1/рад] определяется по формуле (2.1.6), расстояние от передней точки корпуса до центра давления его хвостовой части.

5.3 Коэффициент продольного демпфирующего момента несущих поверхностей, расположенных

ВБЛИЗИ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ Л,А,

Вращение ЛА вокруг центра тяжести с угловой скоростью приводит к тому, что в результате сложения поступательного и вращательного движе­ний углы атаки любого элемента несущей поверхности ДА, изменяют­ся на величину

, (5.3.1)

где -расстояние до рассматриваемого элемента несущей поверх­ности; -расстояние до центра тяжести от передней точки корпуса.

Изменение углов атаки вдоль хорды крыла с точки зрения сило­вого воздействия потока на крыло эквивалентно искривлению профиля крыла. На основании этого заключения была получена формула для изолированных консолей крыльев произвольной формы при дозвуковых скоростях.

(5.3.2)

где - производная от коэффициента нормальной силы консолей крыла, -удлинение изолированного крыла,

,

, ,

, ,

- расстояние от начала САХ консолей крыла до центра тяжести, отнесенное к САХ консолей крыла.

При сверхзвуковых скоростях используется следующая формула расчета:

(5.3.3)

в которой и определяются по графикам на рис. 5.1 и 5.2.

Графики получены для прямоугольных и треугольных крыль­ев [5].

При дозвуковых и сверхзвуковых скоростях производная от коэффициента продольного момента демпфирования крыла в присутст­вии корпуса, отнесенная к характерным размерам крыла, записывается через виде

, (5.3.4)

где - коэффициент интерференции между крылом и корпусом, - коэффициент торможения.