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

. При скольжении же возникает момент крена, обусловленный влиянием угла стреловидности, формы концов крыла, попереч­ ной Ѵ-образности и интерференции крыльев и корпуса (см. § 1). Поэтому чем больше центр тяжести удален вперед от середины САХ, тем больше по абсолютной величине получается вращатель-

к выводу, что эта величина пропорциональна коэффициенту подъемной силы крыла:

Отношение (тхуІсуі) можно найти на основании некоторых,

правда, разрозненных теоретических исследований.

Для крыльев прямоугольной (или близкой к прямоугольной) формы в плане при А,]/М2 —1 ^ 2 имеет место следующее соотно­ шение

ются по рис. 6.29. Эти значения справедливы при дозвуковой пе­ редней и сверхзвуковой задней кромках крыла, т. е. в диапазоне

I (* tg хо,5 - 2) I < X У Ш - І < (X tg /.„.в + 2).

При + -образном расположении крыльев момент крена от вращения вокруг оси Ог/і несколько уменьшается из-за взаимно­ го влияния горизонтальных и вертикальных консолей. Как и в

334

разд. 6.1, учтем это влияние, введя поправочный коэффициент к. значение которого определяется по рис. 6.17 в зависимости от D. Таким образом,

Легко прийти к выводу, что вертикальнаяпара крыльев так­ же создает спиральный момент крена при вращении летатель­ ного аппарата вокруг оси Oz\. Если летательный аппарат осе­ симметричен, то, очевидно,

Кроме крыльев, спиральный момент кренасоздается также несимметрично расположенным вертикальным оперением. При-

заостренными концами

меняя рассуждения, аналогичные приведенным в разд. 10.4 гл. V, получим

Это выражение можно записать и по другому, если сравнить его с (6.27):

335

Сравнивая (6.103) и (5.120), получим

(6.105)

Влияние горизонтального оперения на производную т “у

обычно невелико и им можно пренебречь. Исключение составля­ ют летательные аппараты с поворотными крыльями, у которых площадь стабилизаторов соизмерима с площадью крыльев. Спи­ ральный момент крена, создаваемый стабилизаторами, может быть подсчитан таким же способом, как и момент, создаваемый крыльями.

§ 7. ОБЩЕЕ ВЫРАЖЕНИЕ КОЭФФИЦИЕНТА

МОМЕНТА КРЕНА

В предыдущих параграфах была рассмотрена зависимость момента крена от различных факторов. Теперь можно написать общее выражение коэффициента момента крена. Составим это выражение_так, чтобы кинематические параметры движения а,

ß, 6в, бн, 6Э, со*, со„, (Dz были в нем в явном виде.

С этой целью напишем все составляющие коэффициента тх в

в) коэффициент момента крена, вызываемого взаимным вли­ янием крыльев и оперения,

г) коэффициент момента крена от производственных ошибок

т хо;

д) коэффициент момента крена, возникающего при отклоне­ нии элеронов или дифференциальных рулей,

336

(6.103)]:

Просуммировав все перечисленные составляющие и приведя подобные члены, получим следующее общее выражение коэффи­ циента момента крена летательного аппарата *:

д а д ш у

* Сюда не включены слагаемые высших порядков относительно углов « и ß (см. стр. 311).

ГЛАВА VII

ШАРНИРНЫЕ МОМЕНТЫ

§ 1. ПОНЯТИЕ О ШАРНИРНОМ МОМЕНТЕ.

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПЕНСАЦИЯ РУЛЕЙ

В предыдущих главах рассматривались аэродинамические силы и их моменты относительно осей, проходящих через центр тяжести летательного аппарата. Эти силы и моменты непосред­ ственно входят в уравнения движения, поэтому от них зависит характер движения летательного аппарата, форма его траек­ тории.

Рис. 7.1. Схема возникновения шарнирного момента

В данной главе будут рассмотрены так называемые шарнир­ ные моменты, т. е. моменты аэродинамических сил, действующих на органы управления (рули, элероны), относительно их осей вращения. Хотя шарнирные моменты в явном виде и не фигури­ руют в уравнениях движения, они также оказывают значитель­ ное влияние на характер управляемого полета.

Для того чтобы отклонить те или иные рули, необходимо пре­ одолеть их шарнирный момент. Чем больше величина команды, вырабатываемая системой управления, тем больше требуемое отклонение рулей и тем большую мощность должен развить си­ ловой привод рулей — рулевая машинка. Но поскольку мощность рулевой машинки ограничена, то может наступить такое положе­ ние, когда при увеличении команды рули перестанут отклоняться. Другими словами, угол отклонения рулей в этом случае будет определяться не величиной команды, а мощностью привода. Это внесет ограничение в величину располагаемых перегрузок, т. е. в маневренность летательного аппарата. Очевидно также, что чем

338

больше величина шарнирного момента, тем меньшей получится скорость отклонения рулей и тем медленнее будет реакция лета­ тельного аппарата на команду управления.

Таким образом, величина шарнирных моментов влияет на маневренные свойства летательного аппарата и на точность уп­ равления его полетом.

Рассмотрим схему возникновения шарнирного момента (рис.

центр давления расположен позади оси вращения.

Условимся считать шарнирный момент положительным в том случае, когда он стремится отклонить руль в положительном на­ правлении. Тогда

Коэффициент шарнирного момента зависит от типа рулей и их формы, от положения оси вращения, числа М набегающего потока, угла атаки летательного аппарата а и угла отклонения рулей б.

Формула (7.2) показывает, что при соблюдении геометриче­ ского и аэродинамического подобия, т. е. при сохранении неиз­ менными формы руля, числа М, углов а и б, но при увеличении размеров рулей или при увеличении скоростного напора шарнир­ ный момент возрастает. Так, например, если линейные размеры рулей увеличить в 2 раза (сохраняя геометрическое подобие), то шарнирный момент возрастет в 8 раз. )

Таким образом, увеличение размеров летательного аппарата и скорости его полета ведет к резкому увеличению шарнирных моментов, а вместе с ними и усилий, необходимых для откло­ нения рулей.

Если размеры рулей и скоростной напор заданы, то снизить величину шарнирного момента можно только путем уменьшения коэффициента тш. Основным средством для достижения этой це­ ли является применение аэродинамической компенсации рулей.

Существуют различные виды аэродинамической компенсации. Сдвигая, например, ось вращения руля назад от передней кромки

339