Файл: Лебедев А.А. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов учеб. пособие.pdf

(ось Ox 1 этой системы совпадает с осью корпуса). Эти коэффи­ циенты связаны между собой соотношением

Из курса аэродинамики известно, что при небольших углах атаки и углах отклонения несущих поверхностей зависимости Су(а, бх, бц) и Су\(а, бі, бц) близки к линейным, т. е. могут быть, представлены в виде

Здесь суй и си10 — значения су и с.уХ при а —оі = 8ц = 0*; c“, с;/\ .

с®11, Суі, с°{, суІ1— частные производные коэффициентов су или

суХ по углам а, 8, и 8П, взятые при а =3і = 3п=0.

Однако чем больше углы а и б, тем сильнее сказывается не­ линейный характер аэродинамических зависимостей. Расчетные методы определения подъемной силы при больших углах атаки разработаны еще недостаточно. В настоящей книге делается по­ пытка систематического изложения этого вопроса.

Для удобства изучения сначала будет рассмотрена методика расчета линейных зависимостей подъемной силы от углов а и б. Затем будут проанализированы основные факторы, нарушаю­ щие линейность, и изложены приближенные способы учета этих факторов.

§ 1. ПРОИЗВОДНАЯ КОЭФФИЦИЕНТА ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПО УГЛУ АТАКИ с?

Найдем производную су из выражения (3.1). С этой целью продифференцируем его по углу атаки:

При малых углах атаки и при бі = бц = 0 можно положить схі ~ с хоі тогда равенство (3.4) принимает вид

Условимся выражать угол атаки, как и все другие углы, в гра­ дусах. В этом случае

стве случаев равны нулю, поэтому в дальнейшем они не рассматриваются.

148

Представим нормальную силу летательного аппарата в виде суммы трех слагаемых:

ЯЯ

области передних и задних несущих поверхностей;

Рассмотрим подробнее величины, входящие в правую часть равенства (3.7).

Первое слагаемое учитывает собственную нормальную силу корпуса (не связанную с влиянием несущих поверхностей). При малых углах атаки эта сила приблизительно равна нормальной силе изолированного корпуса (фюзеляжа), поэтому можно на­

Второе слагаемое характеризует нормальную силу, созда­ ваемую передней несущей поверхностью и приложенную частич­ но к консолям, а частично к корпусу в зоне влияния консолей. Величина этой силы выражается через нормальную силу изоли­ рованных крыльев с помощью коэффициента интерферен­ ции К™:

(Под изолированными крыльями принято понимать крылья, со­ ставленные из двух консолей.)

149

атаки задней несущей поверхности надо учитывать средний угол скоса потока, вызываемого передней несущей поверхностью

«и =<х — гср.

При малых углах атаки зависимость еср(а) близка к линейной. В этом случае

сщ — ct ( 1 — £ср)

ипроизводную(суі)ц можно выразить в виде

Ниже изложена методика расчета всех этих величин.

1.1. ПРОИЗВОДНАЯ С“1из>ф

При обтекании воздушным потоком корпуса, установленного под малым положительным углом атаки, возникает нормальная сила, пропорциональная углу атаки. Согласно теории тонких осесимметричных тел нормальная сила появляется только на участках корпуса с переменной площадью поперечного сечения

вает, однако, что при сверхзвуковых скоростях цилиндрическая часть тела (в основном, сечения, прилегающие к носовой части) также создает некоторую нормальную силу, пропорциональную углу атаки. С другой стороны, из-за утолщения пограничного слоя и отрыва потока в кормовой части отрицательная сила по­ лучается значительно меньшей, чем по теории. Таким образом, можно сказать, что при малых углах атаки почти вся нормаль­ ная сила корпуса сосредоточена в его передней части.

Величина производной с^ из.ф зависит от формы корпуса и, прежде всего, его носовой части. В табл. 3.1 и на рис. 3.2—3.4 приведены формулы и графики для расчета этой производной. В их основу положены теоретические зависимости, а также ре­ зультаты обработки экспериментальных данных.

150

Таблица 3 .f

Формулы и графики для расчета производной с” іиз.ф

D

ры с цилиндром

15L

152