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

При определении ( Еср)х+ надо учитывать формулы (3.96) и (3.97).

{ £ср)+Х= ( £ср)х+.

Производная ( с4,П)+х определяется из соотношения

4.3. КОЭФФИЦИЕНТ ПОДЪЕМНОЙ силы

КРЕСТОКРЫЛОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ БОЛЬШИХ УГЛАХ « и 6

Общие выражения коэффициентов подъемной и нормальной сил, выведен­ ные для летательных аппаратов с плоским расположением несущих поверхно­ стей [см. формулы (3.69) и (3.70)], справедливы и для крестокрылых аппара­ тов. Однако при расчете входящих в эти выражения величин сѵі, сѵп, суп и Суш необходимо учитывать некоторые особенности.

Передние несущие поверхности. Очевидно, что при + -образной ориенти­ ровке передних консолей зависимости суі(а, 6і) и Cj,,i(a, öi) имеют точно такой же характер, как и в двухкрылой схеме. При Х-образной ориентировке передних консолей этого сказать уже нельзя. В данном случае эффективный угол атаки консолей можно выразить в виде

тех же величинах а и бі эффективный угол атаки Х-образных консолей мень­ ше, чем у горизонтальных консолей.

Коэффициент нормальной силы одной пары Х-образных консолей запи­

(Сп cos б)іУ2. Добавив к ней коэффициент индуцированной нормальной силы

196

Коэффициент подъемной силы передних несущих поверхностей определяется по аналогии с выражением (3.80):

К.

В данном случае задняя несущая поверхность находится в поле действия двух пар вихрей 1 и 2 (рис. 3.41) с координатами

(3.121)

(3.122)

(3.123)

(3.124)

По этим координатам, пользуясь рис. 3.17, можно найти коэффициенты влия­ ния вихрей 1 и 2 на горизонтальную поверхность ц и і2, а также определить

197

С учетом этого понятия можно записать следующее выражение эффектив­ ного угла атаки задних консолей:

Для определения еСр* рассмотрим рис. 3.42. Координаты вихрей 1 и 2*

По этим координатам, пользуясь рис. 3.17, можно найти коэффициенты влияния і\ и (г, а также определить путем графического построения феі и

198

Рис. 3.43. Взаимное расположение вихрей « задних несущих по­ верхностей при а=^0; öi=^0 (ва­ риант «XX»)

деляя коэффициенты і по рис. 3.17, необходимо принимать во внимание, что я(—2 В) = — I'(ZB ), т . е. отрицательным значениям zB соответствуют отрицатель­ ные значения і, в то же время знак у в не влияет на величину і.

199

Угол скоса потока по нормали к плоскости а подсчитывается по формуле

4

Рассмотренные выше методы расчета подъемной силы летательных аппа­ ратов с Х-образной ориентировкой несущих поверхностей не учитывают того обстоятельства, что при а ^ О верхние и нижние консоли находятся в разных условиях. Действительно, из-за несимметричного обтекания носовой части корпуса и особенно вследствие срыва потока на «подветренной» стороне кор­ пуса подъемная сила верхних консолей несколько уменьшается по сравнению с нижними консолями, в результате чего падает и общая величина подъемной

тоды, позволяющие учесть это явление, в настоящее время разработаны еще недостаточно.

§ 5. БОКОВАЯ СИЛА

Боковой силой Z принято называть проекцию полной аэро­ динамической силы на скоростную ось Oz. Наряду с боковой силой часто рассматривают также поперечную силу Z і, пред­ ставляющую собой проекцию полной аэродинамической силы на связанную ось Oz\. Коэффициенты боковой и поперечной сил связаны между собой соотношением

циенты сг и cz1 можно рассчитать таким же методом, как и ко­ эффициенты Су и Суі, если рассматривать летательный аппарат повернутым относительно оси Ох на 90° по часовой стрелке (при виде сзади). Тогда роль угла атаки будет играть угол скольже­ ния, а роль угла отклонения рулей высоты бв — угол отклонения рулей направления бнРазличие будет состоять только в том, что в силу принятых правил знаков положительным значениям ß и бн соответствуют отрицательные значения сг и сг\. Поэтому в рас­

У двухкрылых аппаратов (самолетной схемы) сила Z соз­ дается только корпусом и вертикальным оперением, поэтому она значительно меньше, чем у крестокрылых аппаратов.

200