8.5. Аэродинамические характеристики оперения и рулей
При докритических углах атаки коэффициент подъемной силы оперения линейно зависит от угла атаки оперения оп и угла отклонения руля :
Суоп = Суоп оп + Суоп = Соп (оп + поп ),
где поп = Суоп / Суоп - коэффициент эффективности оперения (поп 1).
Для горизонтального оперения следует учесть скос потока от крыла и угол установки горизонтального оперения относительно плоскости хорд крыла го. Тогда истинный угол атаки горизонтального оперения
гоист = +го - .
Следует также учесть торможение потока вследствие обтекания расположенных впереди крыла и фюзеляжа
Суго = kго Суизолго (истго + поп го) = kго Суизолго(+го - - поп го),
где
- коэффициент торможения потока.
Коэффициент шарнирного момента рулей:
;
mш = mш
оп
+ mш
.
Для случая осевой компенсации и М Мкр:
;
,
Sок – площадь осевой компенсации.
ЗАДАЧИ
8.5.1. Найти подъемную силу горизонтального оперения (аэродинамической интерференцией пренебречь), установленного под углом атаки 1о при крайних положениях руля высоты рв1=12о и рв2=-26о. Sрв = 8,7 м2. Площадь стабилизатора 33 м2. Скорость полета 780 км/ч на высоте 10000 м, СуаГО=4, рв=35о.
8.5.2. Решить задачу 8.5.1 применительно к условиям взлета самолета Vстр=280км/ч, ГО=-10о.
8.5.3. Решить задачу 8.5.2, если угол скоса потока у горизонтального оперения =3о.
8.5.4. На какие углы следует отклонить управляемый стабилизатор при малых и сверхзвуковых скоростях полета, чтобы получить СуГО как при отклонении руля рв=15о, если площадь руля составляет 36% от площади горизонтального оперения, рв=35о?
8.5.5. Определить шарнирный момент рулей высоты самолета при скорости отрыва 214 км/ч, если площадь руля высоты 9,56 м2, хорда 0,9 м, угол отклонения руля высоты на взлете рв=-25о, КГО =1, коэффициенты шарнирных моментов mш=0 и mш=-0,0015 1/град.
8.5.6. Как изменится коэффициент шарнирного момента руля высоты, если угол атаки горизонтального оперения увеличится с 2о до 6о, угол отклонения руля увеличится с 4о до 8о, mш=-0,0004 1/град, mш=-0,002 1/град.
8.5.7. Определить площадь, удлинение и сужение крыла, необходимые для расчета аэродинамических характеристик вертикального оперения самолета, если высота его над палубой фюзеляжа 5,45 м, бортовая хорда 5,4 м, концевая хорда 1,55 м, форма – трапециевидная.
8.6. Аэродинамические характеристики фюзеляжа
И ТЕЛ ВРАЩЕНИЯ
Геометрические параметры тела вращения:
L – полная длина;
LГ, Lц, Lк – длины головной, цилиндрической и кормовой частей соответственно;
Dм – диаметр миделевого (наибольшего поперечного) сечения;
- площадь миделевого сечения.
Удлинения частей тела вращения:
;
;
;
.
Для симметричного обтекания (=0) рис. П.8.15, рис. П.8.16:
Су = 0; mz = 0; Сх = Схо = Сходавл + Схотр;
Сходавл = Схог + Схок + Сходон;
,
где Cf – коэффициент сопротивления плоской пластины; е – коэффициент, учитывающий удлинение тела вращения (рис. П.8.17); м – коэффициент, учитывающий сжимаемость (рис. П.8.18); Sсм – площадь поверхности тела, омываемая потоком.
Коэффициент донного сопротивления может быть вычислен по формулам:
для сверхзвуковых скоростей
при k1
1,
;
при k1
1,
;
где
,
;
;
при >0 Сх = Схо + Су Схо + Су1 ;
Су1 = Су1без.отр + Су1срывн = Су1лин + Су1нелин,
где Су1без.отр 2 - для конуса;
- для тела вращения с параболической
головной частью и донным срезом;
Су1срывн = а 2,
где
.
В связанной системе координат коэффициент нормальной силы тела вращения определяется выражением
Су = Су нос +Су цил + Су корм.
Обычно Су цил мало и ее добавляют к коэффициенту нормальной силы носовой части (рис. П.8.19).
При углах атаки 4-6о Су нос sin2 2, а коэффициент нормальной силы тела вращения (отнесенный к площади миделя)
Су = Су ; Су = Су нос + Су n + Су корм.
При больших углах атаки
Су = 0624 2 Сх цил sin2 tg;
,
где Сх цил – коэффициент лобового сопротивления цилиндра при поперечном обтекании; Сх цил = 0,35 – турбулентный поток; Сх цил = 1,2 – ламинарный поток; Су корм =- sin 2(1- корм2).
Если в носовой части тела вращения расположен воздухозаборник, то возникает дополнительная нормальная сила
.
Моментные характеристики:
mz = mz лин + mz нелин = Су лин хц д лин + Су нелин хц д нелин
,
,
здесь
.
ЗАДАЧИ
8.6.1. Вычислить коэффициент подъемной силы цилиндрического тела с конической носовой частью при М =0,9, если , =8о, Dмид=2 м, lнос=2 м. Пограничный слой турбулентный.
8.6.2. Как изменится величина коэффициента подъемной силы, полученной по условиям предыдущей задач, если при неизменной общей длине тело будет иметь кормовую часть с диаметром кормового среза dкорм=1м и lкорм=2м?
8.6.3. Рассчитать коэффициент сопротивления тела вращения, имеющего донный срез, если L=30 м, lнос=8 м, lцил=14 м, dм=4 м, dдон=1 м, образующие носовой и кормовой частей – прямые линии. Высота полета Н=5000 м, скорость полета V=900 км/ч, давление за донным срезом 5,15104 Н/м2, Схв=0,08.
8.6.4. Определить коэффициенты трения и силу трения фюзеляжа самолета, , Dмид=2,9 м, L=30,6 м. V=864 км/ч, Н=10000 м, ф=0о. Пограничный слой полностью турбулентный.
8.6.5. Определить коэффициент сопротивления фюзеляжа самолета на взлете, если отр=9о, Vотр=278 км/ч, удлинение головной части Г=1,3, dдон=0. Пограничный слой полностью турбулентный Lф=30,6 м, Dмид=2,9 м.
8.6.6. В аэродинамической трубе с открытой рабочей частью при скорости потока 40 м/с испытана модель фюзеляжа самолета, Dмид=0,1 м, =10о. Определить коэффициент нормальной (Су) и тангенциальной (Сх) сил, если подъемная сила 5 Н, а сила лобового сопротивления 4 Н.
8.6.7. Определить силу лобового сопротивления двух поплавков самолета АН-2, считая их телами вращения: Dмид.попл=0,4 м2, Сх=0,11, V=160 км/ч, Н=1000 м.
8.6.8. Фюзеляж самолета имеет длину 13,5м, lгол=4,5м, lкорм=3м, Dмид=1,5 м,, dдон=1,25 м. Полет происходит на высоте 15000 м, М =2, =10о. Полагая, что пограничный слой полностью турбулентный, а Sпов Dмид L, считая, что за донным срезом вакуум, определить: Су, Схf, Схдон, mz.
8.6.9. Для самолета V=500 км/ч, Н=6000м решено удлинить фюзеляж для увеличения пассажировместимости. Удлинение фюзеляжа возросло ф=7 до ф=10. Dмид=2,5 м. Как изменится сопротивление фюзеляжа при =0о?