Файл: Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник.pdf

Скачать файл
Заказать решение

ВУЗ: Не указан

Категория: Не указан

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 10.04.2024

Просмотров: 209

Скачиваний: 17

ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.

Фюзеляж без кормовой части особенно целесообразен при размещении в нем двигателя. Это позволяет заполнить кормовой срез реактивной струей и, следовательно, полностью или частично

устранить донное

сопротивление.

Кроме

того, появляется возмож­

ность установить

двигатель в

хвосте

фюзеляжа и

обойтись

без удлинительной трубы, в которой

теряется часть

тяги дви­

гателя.

 

 

 

 

При углах атаки, отличных от нуля, фюзеляж создает и неко­ торую подъемную силу. По аналогии с крылом малого удлинения коэффициент подъемной силы фюзеляжа можно представить как

сумму линейной составляющей

с*фа

и нелинейной составляющей,

пропорциональной а2, обусловленной поперечным обтеканием.

При сравнении несущих свойств фюзеляжа и крыла малого

удлинения по аналогии с крылом удлинение

фюзеляжа

следует

рассматривать как отношение его «размаха» dM

к «хорде»

/ф. Это

отношение будем

называть

п р и в е д е н н ы м

у д л и н е н и е м

ф ю з е л я ж а ХфП р .

Как следует из

формулы

(4.23):

 

Как и в случае крыла, с уменьшением ХфПр, т. е. с увеличе­

нием

Хф, несущие свойства фюзеляжа ухудшаются — производная

С1 ф

уменьшается.

Поскольку подъемная сила фюзеляжа, а тем более ее нелиней­ ная составляющая малы по сравнению с подъемной силой крыла, при решении практических задач можно не выделять эту состав^

ляющую отдельно

и определять

коэффициент суф в

виде

 

 

 

 

 

су Ф =

су

Ф а '

 

 

 

 

где угловой

коэффициент

с*ф — у с р

осреднен

в

диапазоне

ис­

пользуемых

углов

атаки.

 

 

 

 

 

 

 

Применительно

к крылу

малого

удлинения

выше отмечалось,

что изменения

производной

с*

за

счет

проявления

сжимаемости

воздуха во

всем

диапазоне

практически

возможных

чисел М ж

не­

велики. Для фюзеляжей, имеющих приведенные удлинения поряд­

ка 0,1, такими изменениями вообще можно

пренебречь.

За счет малого

приведенного удлинения,

несмотря

на неболь­

шие значения сУф,

фюзеляжи создают значительное

индуктивное

сопротивление, поэтому полный коэффициент лобового сопротив­ ления фюзеляжа следует определять в виде

Сх ф ^ Сх ф 0 "Ь Аф ИНДС у ф>

где Аф инд — коэффициент индуктивности фюзеляжа.

142

§ 4.15. Аэродинамические характеристики оперения.

Работа рулевых

поверхностей

 

С точки зрения аэродинамики и горизонтальное и

вертикаль­

ное оперения можно рассматривать

как_крыло. К ним

применя­

ются те же геометрические параметры (с, X, -q и т. д.), их аэроди­ намическое назначение, как и для крыла, состоит в создании подъемной силы. Строго говоря, вертикальное оперение несколько отличается от крыла: оно не имеет плоскости симметрии и обычно рассматривается как полукрыло, что снижает точность определе­

ния

его аэродинамических характеристик, так как половинки

пол­

ного

крыла,

даже

разделен­

 

 

 

ные

фюзеляжем, существенно

 

 

 

влияют друг на друга. По­

 

 

 

скольку в полете с одинаковой

 

 

 

вероятностью

может

потребо­

 

 

 

ваться как положительная, так

 

 

 

•и отрицательная

подъемная

 

 

 

сила оперения, оно всегда вы­

 

 

 

полняется С симметричным Про-

Рис- 4-46.

Горизонтальное оперение

филем.

 

 

 

 

 

Функциональные

назначе­

 

 

 

ния

крыла и оперения в полете,

безусловно,

различны. Если

подъ­

емная сила крыла, как уже говорилось, используется для уравно­ вешивания полетного веса и искривления траектории, то подъем­ ная сила оперения нужна для создания моментов, удерживающих самолет в нужном положении относительно вектора скорости Voo (например, на заданном угле атаки) и изменяющих при необхо­ димости это положение.

Чтобы не повторяться, рассмотрим характеристики горизон­ тального оперения, а от них в дальнейшем по аналогии перейдем

квертикальному оперению.

Вобщем случае горизонтальное оперение состоит из непо­ движного стабилизатора и руля высоты (рис. 4.46). Собственная

хорда Ьв руля обычно составляет около

30%

всей хорды опере­

ния: - т ^ - ж 0,3. Положительным считается

угол

8В отклонения руля

"г. о

 

 

высоты вниз, придающий профилю оперения положительную кри­

визну.

Поскольку оперение при 8п = 0 имеет симметричный про­

филь,

его угол

нулевой

подъемной силы

аог.о = 0.

С увеличением

угла атаки а,.0

оперения

на нем образуется

несущая нагрузка, рав­

нодействующая

Уг.о которой есть подъемная сила

горизонтального

оперения при нейтральном положении руля высоты. Безразмерный коэффициент этой силы

с = г-°

И З

как и для крыла с симметричным профилем, можно записать в виде

Если отклонить руль высоты на небольшой положительный угол 5В, то возле нижней поверхности оперения поток будет до­ полнительно тормозиться, а около верхней — дополнительно раз­ гоняться (рис. 4.47). На оперении возникает дополнительная не-

Рис. 4.47.

К объяснению аэродинамических характеристик

 

горизонтального оперения

сущая нагрузка,

равнодействующая которой АКг.о есть прираще­

ние подъемной

силы оперения, обусловленное отклонением руля

высоты. Как показывают исследования, коэффициент силы AFr .0

в пределах бессрывного обтекания пропорционален углу 8В. По­ этому его можно записать в виде

где производная с ' в г . o f l ^ i j l показывает, какое приращение ко­

эффициента су г.о соответствует отклонению руля на один градус. При отклонении руля изменяется только относительная кри­ визна профиля. Остальные геометрические параметры оперения практически не меняются. Поэтому в зависимости Cyr.0{ai:0) изме-

J44

няется только угол нулевой подъемной силы аог.о. Соответственно

кривая С у г . о ( а г . о ) ,

не меняя своего наклона,

.смещается в

сторону

меньших углов атаки при SB >0 и в сторону

больших

углов атаки

при Ов<0.

 

 

 

 

 

 

 

Суммарное значение коэффициента подъемной силы горизон­

тального оперения

при произвольных

углах

<хг.о и Ьв

принято за­

писывать в виде

 

 

 

 

 

 

 

С у г. о =

<Г г°сЛ. о + <В Г . о8в =

К

о + П л

\ ) ,

(4.27)

где отношение частных производных

 

 

 

 

 

* в = 4

^ ,

 

 

 

(4.28)

 

г

у

г. о

 

 

 

 

 

 

г. о

 

 

 

 

показывающее, на сколько градусов нужно изменить угол атаки оперения, чтобы получить такое же изменение коэффициента суг.о, как и при отклонении руля на один градус, называют к о э ф ф и ­ ц и е н т о м о т н о с и т е л ь н о й э ф ф е к т и в н о с т и р у л я вы­

с о т ы .

 

 

 

Коэффициент относительной

эффективности руля

высоты при

М к р г.о определяется по эмпирической

формуле

 

я , »

/ ^ .

 

(4.29-1)

С дальнейшим увеличением числа Мт о он начинает

уменьшать­

ся и при чисто сверхзвуковом

обтекании

оперения определяется

по формуле

 

 

 

пв^^-.

 

(4.29-2)

 

°г. о

 

 

Поскольку обычно -т~- ~0,3,

то при переходе через скорость

"т. о

 

 

 

звука коэффициент пь уменьшается примерно вдвое. Причина сни­ жения эффективности руля состоит в том, что если при дозву­ ковом обтекании изменения давления, обусловленные его откло­

нением, распространялись

на всю площадь оперения (рис. 4.47),

то с появлением местных

сверхзвуковых зон, в которых возмуще­

ния против потока распространяться не могут, отклонение руля вызывает перераспределение давления только на задней части

стабилизатора — до

местных

скачков

уплотнения. С увеличением

числа

местные

скачки

отходят

назад и площадь оперения,

участвующая в создании силы АКг.о, уменьшается. При сверхзву­ ковом обтекании эта сила образуется только на собственной пло­ щади руля. Уменьшение коэффициента пв при переходе через скорость звука явилось причиной замены на сверхзвуковых са­ молетах руля высоты цельноповоротным оперением (управляемым стабилизатором).

145

Вертикальное оперение состоит из жестко связанного с фюзе­ ляжем киля и руля направления. Принципиально оно работает так

же, как и горизонтальное. Поскольку плоскость его хорд

совпа­

дает с плоскостью симметрии крыла Х\Оух,

 

то

создаваемая

им

подъемная сила

Z B . 0

(рис. 4.48)

направлена

вдоль

боковой

оси Oz

 

 

введенной ранее поточной системы коорди­

 

 

нат и называется боковой силой вертикаль­

 

 

ного оперения.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Боковая сила возникает в тех случаях,-

 

 

когда

нарушается

симметричность

обтека­

 

 

ния

вертикального

 

оперения,

т.

е.

при

 

 

скольжении и при отклонении руля направ­

 

 

ления.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

С к о л ь ж е н и е м

 

называют

перемеще­

 

 

ние самолета

(а

следовательно,

и

верти­

 

 

кального

оперения)

вдоль

оси

Oz.

Вели­

 

 

чину

скольжения

принято

характеризовать

 

 

углом

скольжения

(3,

который

измеряется

 

 

между

плоскостью

симметрии

самолета

 

 

(плоскостью

хорд

вертикального

оперения)

 

 

и вектором

скорости

 

]/«,

невозмущенного

Рис. 4.48. Боковая

сила

потока (полета).

Для

вертикального

опе­

вертикального оперения

рения

угол

скольжения выполняет

 

роль

 

 

угла

атаки.

 

 

 

 

 

 

 

 

По

аналогии

с выражением (4.27) безразмерный коэффи­

циент

боковой

силы вертикального оперения записывается в

виде

 

 

где

lltt

г»

коэффициент

относительной эффективности

руля

 

 

 

 

 

 

 

 

 

направления, аналогичный по смыслу и зависимости от числа

коэффициенту пв.

 

 

 

 

 

 

счита­

По общепринятому правилу знаков положительными

ются:

 

 

 

 

 

 

 

 

— направление оси Oz и

силы

ZB,0

в сторону

правого

полу­

крыла;

 

 

 

 

 

 

 

 

— скольжение

на правое

полукрыло

(нос самолета повернут

влево относительно вектора скорости полета);

 

 

—

отклонение

руля

направления

вправо.

 

 

Нетрудно установить, что положительным углам (3 и 8Н соот­

ветствуют отрицательные приращения боковой силы

Z B 0 . Из

этого

следует, что производные

с | в 0

и с\\0

отрицательны.

 

При переходе через скорость звука эффективность руля на­ правления снижается в такой же степени, как и эффективность руля высоты. Однако вопрос о переходе к цельноповоротному вер-

Н 6

тикальному оперению не выдвигается на повестку дня. Дело в том, что в отличие от угла атаки, который летчик при маневрировании

во всем

возможном

 

диапазоне

чисел M w

изменяет в

широких

пределах, большие

углы

 

скольже­

 

 

 

 

 

 

ния,

 

особенно

на

 

околозвуковых

 

 

 

 

 

 

и сверхзвуковых

скоростях полета,

 

 

 

 

 

 

практически

не

используются.

Бо­

 

 

 

 

 

 

лее того, полет на указанных ско­

 

 

 

 

 

 

ростях,

как

правило,

выполняется

 

 

 

 

 

 

без

скольжения. При

этом

самолет

 

 

 

 

 

 

обтекается

симметрично

 

и

 

для

 

 

 

 

 

 

управления

им

не требуются

боль­

 

 

 

 

 

 

шие величины силы ZB .0 .

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Угол у между плоскостью сим­

 

 

 

 

 

 

метрии самолета и вертикалью на­

 

 

 

 

 

 

зывают

у г л о м

к р е н а .

 

Управле­

 

 

 

 

 

 

ние углом крена при обычной

 

 

 

 

 

 

компоновочной

схеме

самолета осу­

 

 

 

 

 

 

ществляется

с

помощью

элеронов.

 

 

 

 

 

 

Элероны

 

шарнирно

подвешены

 

 

 

 

 

 

на

концевых

 

участках

 

 

крыла

 

 

 

 

 

 

(рис.

4.49).

Кинематическая

схема

 

 

 

 

 

 

системы

управления

элеронами

вы­

 

 

 

 

 

 

полняется так, чтобы при отклоне­

 

 

 

 

 

 

нии

одного

из

них

кверху

другой

 

 

 

 

 

 

отклонялся

книзу.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

При

отклонении

 

элерона

 

про­

 

 

 

 

 

 

исходит

перераспределение

несу­

 

 

 

 

 

 

щей

 

аэродинамической

 

нагрузки

 

 

 

 

 

 

на участке крыла с площадью S'

 

 

 

 

 

 

(этот

участок

называют

 

участком

 

 

 

 

 

 

крыла, занятым элероном). При

 

 

 

 

 

 

этом

возникает

приращение

подъ­

Рис. 4.49. К объяснению

снижения

емной

силы

соответствующего

 

зна­

ка.

Коэффициент

подъемной

силы

эффективности

элеронов

на

боль­

участка

крыла,

занятого

элероном,

 

ших углах

атаки

 

 

 

 

 

 

 

записывается аналогично

 

выраже­

 

 

 

 

 

 

ниям

 

(4.27)

и

(4.30). Необходимо лишь учесть, что профиль

крыла

может

быть

несимметричным,

так

что

в

общем

слу­

чае а0

ф 0:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Су =

 

С" (а - а0 +

я,8в ),

 

 

 

 

 

где

 

 

 

У

 

коэффициент

 

относительной

эффективности

 

 

 

с:

 

 

 

 

 

 

 

 

элеронов.

Приращение коэффициента су участка крыла S' будет

(4.31)

147

Смотрите также файлы