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

Величина щ зависит от относительного размаха рулей и су­ жения оперения. Ее значения для дозвуковых скоростей даны на рис. 3.25. Примерно такие же значения получаются и при сверх­ звуковых скоростях.

Рули, расположенные вдоль задней кромки стабилизаторов.

На летательных аппаратах, предназначенных для полета с до-

звуковыми и небольшими сверхзвуковыми скоростями, наиболее часто применяются рули, хорда которых составляет некоторую часть общей хорды оперения (рис. 3.26). Отличительной особен­ ностью рулей такого типа является резкое изменение их относи­ тельной эффективности при переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым (рис. 3.27).

При малых числах М отклонение руля вызывает подъемнуюсилу не только на самом руле, но и на расположенной впереди руля поверхности стабилизатора. Поэтому даже при небольшой относительной хорде руля его эффективность оказывается доста­

180

точно высокой, а шарнирный момент, пропорциональный площа­ ди руля и его хорде, — малым. При больших же числах М, когда передняя кромка руля становится сверхзвуковой, возмущения,, вызванные отклонением руля, не могут передаваться на стабили­ затор. Подъемная сила возникает только на самих рулях, и их относительная эффективность резко уменьшается.

упасть до нуля.

Рассмотрим приближенные способы определения относитель-- ной эффективности рулей, расположенных вдоль задней кромки, стабилизатора.

bp= bp/bou и определяемый по рис. 3.28.

Если относительная хорда меняется по размаху, то при опреде­ лении П2 можно брать ее значение в середине размаха руля.

Коэффициент п\ по-прежнему определяется по рис. 3.25 в за­ висимости от относительного размаха рулей. Если рули не дохо­ дят до концов стабилизатора, то

Пі (^і)внутр (^і)нар>

где ( й і ) в н у т р и ( й і ) н а р определяются по рис. 3.25 для рулей, дохо­ дящих до конца стабилизатора, внутренняя кромка которых сов­ падает соответственно с внутренним и наружным концами дан­ ного руля. Так, например, если руль расположен в пределах от

181

■эффективность рулей может быть найдена на основании следую­ щих соображений. Отклонение рулей не влияет на подъемную силу стабилизатора, поэтому рули можно рассматривать как

чению М0П = М f k T можно определить производную Суіиз.р- Обыч­ но рули имеют довольно большое удлинение, поэтому хороший результат дает известная формула для крыльев бесконечного размаха:

57,3 У М ЧТ— 1

Как было показано выше, угол атаки рулей

a p = 8cosxp.

Учитывая взаимное влияние рулей и корпуса, можно написать

выражение производной коэффициента нормальной силы с\ъ отнесенного к площади оперения:

В этом выражении не учтено влияние стабилизатора на подъ­ емную силу рулей.

Поток, набегающий на руль, предварительно обтекает ста­ билизатор конечной толщины, в результате' чего давления на верхней и нижней поверхностях руля отличаются от давлений, возникающих при обтекании того же руля невозмущенным пото­ ком. Как показывают расчеты по теории 2-го приближения, нор­ мальная сила руля при этом несколько падает. Кроме того, паде­ ние нормальной силы вызывается утолщением пограничного слоя в зоне руля.

Введем в формулу (3.63) поправочный коэффициент £ст, учи­ тывающий влияние стабилизатора. Его можно определять по' приближенной формуле, полученной теоретическим способом и скорректированной.по результатам эксперимента:

182

где С] и С2— коэффициенты, определяющие давление на по­ верхности профиля по теории 2-го приближения (рис. 3.29);

с* и 6Р* — относительная толщина оперения и относительная хорда руля, измеренные посредине руля в плос­ кости, перпендикулярной оси вращения.

С,;Сг

2fi

2,0

1,6

и

0,8

ОЛ

1,6 1,8 2,2 2,6 3,0 3,6 3,8/1

Рис. 3.29. График для определения коэф­ фициентов С] и С2

При учете влияния стабилизатора

Входящие сюда величины Къо для рулей и для оперения в целом определяются по формуле (3.54).

2.3. ПРОИЗВОДНАЯ е^р

Так как угол скоса потока пропорционален нормальной силе передних консолей, то выражение производной еср можно полу­ чить из выражения е?р (3.34), заменив в нем коэффициент kmi

на (kboti)i'.

183

§ 3. КОЭФФИЦИЕНТ ПОДЪЕМНОЙ с и л ы л е т а т е л ь н о го АППАРАТА ПРИ БОЛЬШИХ УГЛАХ а и б

Опыт показывает, что зависимости подъемной силы от углов «, 6і и бц сохраняют линейный характер только при малых зна­ чениях этих углов. По мере их роста действительные зависимо­ сти Су(а, б) все сильнее отклоняются от линейных.

Степень нелинейности определяется числом М и геометриче­ скими формами летательного аппарата. В частности, она возрас­ тает при увеличении относительных размеров корпуса (D ) и уменьшении удлинения несущих поверхностей (7К), что харак­ терно для современных беспилотных летательных аппаратов. Не­ линейность усиливается также при больших сверхзвуковых ско­ ростях (М>3-і-4).

Все это приводит к тому, что, уже начиная с углов а и б по­

3.1. КОЭФФИЦИЕНТ п о д ъ ем н о й силы к о р п у с а

Коэффициенты сѵф и суіф связаны между собой соотношени­ ем (3.1). Так как коэффициент осевой силы сжіф слабо зависит от угла атаки, то можно принять

С г і ф ^хОф’

вследствие чего

Нормальную силу корпуса представим в виде суммы двух слагаемых: нормальной силы, обусловленной безотрывным обте­ канием, и нормальной силы, вызванной отрывом потока с верх­ ней (подветренной) поверхности корпуса.

В соответствии с теорией безотрывного обтекания, первая сила пропорциональна произведению осевой составляющей ско­ рости потока ( V cos а) и поперечной составляющей (К sin а). Сле­ довательно, коэффициент этой силы пропорционален произведе­ нию sin а cos а и определяется выражением

184