Файл: Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 10.04.2024
Просмотров: 217
Скачиваний: 17
I
частей самолета, а интерференция всех частей учитывается одним
членом: |
|
) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
S |
|
1 |
|
|
Сх ^ ^ |
с х 1 из |
|
Н ^ |
X инт* | |
|
|
|
Т |
|
|
|
|
I |
(5.5-1) |
|
*у |
Vyi |
ИЗ £ ~ |
У ИНТ" |
|
||
|
«—1 |
|
|
|
|
|
|
Во втором случае интерференция учитывается при определении |
|||||||
соответствующего коэффициента |
каждой |
части: |
|
||||
|
|
- |
У |
с |
|
|
|
|
|
|
1=1 |
|
\ |
(5.5-2) |
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
с - |
У |
с |
А |
|
|
где с ж , и С у * |
определены |
с учетом |
интерференции. |
потребной для |
|||
Практика |
показывает, |
что в пределах |
точности, |
анализа поведения самолета и приближенного расчета элементов полета, подъемную силу самолета можно считать равной подъем ной силе крыла с учетом влияния фюзеляжа, а индуктивное со противление самолета равным индуктивному сопротивлению кры ла, подсчитанному по его эффективному удлинению. Тогда для
коэффициентов су и сх самолета, как |
и для крыла, можно запи |
сать простые, и' удобные для анализа |
выражения: |
с у = с 1 о - |
а о ) ; |
^ = С л - о + |
Ас], |
где угол атаки а измеряется между САХ крыла и направлением невозмущенного потока, производная с* и коэффициент индук тивности А при малых числах Мг о определяются через удлинение ХЭф, а коэффициент сх0 лобового сопротивления самолета при ну левой подъемной силе представляется как сумма соответствую щего коэффициента крыла с учетом интерференции и коэффи циента так называемого вредного сопротивления ДсХ В р, включаю щего редуцированные коэффициенты сопротивления всех частей самолета, кроме крыла, с учетом интерференции между ними:
с *о = |
^ о к р + А ^ в р - |
(5.6) |
Сравнение кривых су(а) |
и поляр самолета с |
соответствующими |
графиками для изолированного крыла показано на рис. 5.7. За
счет влияния |
фюзеляжа |
наклон кривой |
су{а), угол |
акр |
и сут&х |
|
у самолета несколько меньше, чем у |
крыла. По той |
же |
причине |
|||
наклон поляры |
в сторону |
увеличения |
сх |
несколько увеличивается. |
162
За счет вредного сопротивления вся поляра существенно смести
лась вправо. |
|
|
|
c x q \\ А приводит к снижению мак |
||
Увеличение коэффициентов |
||||||
симального аэродинамического |
качества |
самолета по сравнению |
||||
с крылом и к увеличению значений а.чаив |
и с у в а а ъ . |
|||||
С увеличением |
числа |
М ю |
аэродинамические |
характеристики са |
||
молета изменяются |
так |
же, |
как |
и крыла. Также |
протекает и транс* |
формация поляры самол-ега. Эти вопросы достаточно подробно
рассмотрены в предыдущей |
главе. |
Крыло |
Крыло |
Рис. 5.7. Сравнение |
характеристик самолета |
и крыла |
|
при |
малых |
числах |
|
Поскольку критические |
числа |
М фюзеляжа |
(тела вращения |
с острым носком и большим удлинением), а также горизонталь |
ного и вертикального оперений, имеющих меньшие, чем у крыла,
относительные |
толщины |
профи |
|
|
|
|
||||||||
лей и большие углы стреловидно-- |
|
|
|
|
||||||||||
сти, |
превышают |
критическое |
чи |
004 |
Самолет |
|||||||||
сло |
М |
крыла,то начало |
развития |
|||||||||||
|
|
|
|
|||||||||||
волнового кризиса |
самолета опре |
0,02 |
|
Крыло |
||||||||||
деляется |
крылом. |
В |
отдельных |
|
||||||||||
|
|
|
|
|||||||||||
случаях |
из-за |
неблагоприятной |
О |
|
|
|
||||||||
интерференции |
критическое |
чис |
2,0 |
А/« |
||||||||||
|
||||||||||||||
ло М самолета может оказаться |
Рис, 5.8. Зависимость с х 0 |
от |
числа |
|||||||||||
несколько меньшим, чем |
крыла. |
|
||||||||||||
Если все остальные |
характери |
|
М_ |
|
|
|||||||||
стики |
самолета |
определяются |
в |
|
сх0 в большой |
|
||||||||
основном |
крылом, |
то |
изменения |
коэффициента |
сте |
пени зависят от перестройки картин обтекания фюзеляжа и других
частей |
самолета. Каждая часть |
самолета |
имеет |
свои |
величи |
||
ны |
М к р |
и |
числа Мое, при которых ее |
собственный |
коэффи |
||
циент c x 0 i |
достигает максимума. Поэтому |
зависимость сх0 |
(М») |
||||
(рис. 5.8), суммирующая редуцированные зависимости cx0i |
(Мсо) |
||||||
всех |
частей |
самолета, несколько |
размывается по |
числам М |
вместо ярко выраженного максимума имеет обычно сравнительно
пологую площадку в диапазоне чисел |
Ме т |
от единицы до |
значе |
ния, соответствующего максимуму cxoi |
той |
из основных |
частей |
6* |
|
|
163 |
самолета, которая последней выходит из волнового кризиса. Соот
ветственно изменениям коэффициентов сх0 |
и А происходит |
и пре |
|
образование поляры. С увеличением числа |
свыше М к р |
она пе |
|
ремешается и наклоняется в сторону больших значений |
сх. |
При |
|
этом величина Kmix быстро уменьшается. |
После выхода |
за |
чис |
ло Мое, соответствующее максимуму коэффициента сх0, |
нижняя |
часть поляры начинает смещаться влево, в связи с чем умень шение A'max замедляется.
Конкретные особенности аэродинамических характеристик каж«
дого типа |
самолета определяются особенностями его компоновки |
||
и прежде |
всего стреловидностью |
и удлинением |
крыла. |
Расчет |
аэродинамических |
характеристик |
самолета — весьма |
трудоемкий процесс. Кроме того, его точность далеко не всегда удовлетворительна, особенно для чисел М , , близких к единице, на режимах срывного обтекания. В ряде случаев невозможно точ но учесть интерференцию частей самолета.
Наиболее достоверные результаты получаются при экспери ментальном определении характеристик самолетов — на моделях в аэродинамических трубах и непосредственно в летных испытаниях.
Для серийных самолетов эти результаты приводятся в виде
графиков |
зависимостей |
су{а), |
с* |
(М), |
сх0{Щ, |
^ ( М ) , сеток по |
|||||
ляр cx(cv) |
для |
различных чисел |
М |
и т. д. |
Если |
на |
самолете |
||||
предусмотрена |
внешняя |
подвеска |
топливных баков, |
вооружения |
|||||||
и т. |
п., |
то приводятся дополнительные графики, позволяющие |
|||||||||
учесть |
их |
влияние на |
аэродинамические |
характеристики само |
|||||||
лета. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
§ 5.4. Аэродинамический фокус и продольный |
|
||||||||
|
|
|
статический момент самолета |
|
|
|
|||||
Аэродинамическим фокусом |
самолета |
будем |
называть |
точку F |
на средней аэродинамической хорде крыла, в которой приложено
суммарное приращение подъемной силы |
всего самолета, |
обуслов |
||||||||
|
ленное изменением угла атаки, при |
|||||||||
|
неизменном |
положении рулевых |
по |
|||||||
|
верхностей. |
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
Аэродинамический |
фокус |
самолета |
||||||
|
обладает |
всеми |
свойствами, |
которые |
||||||
|
ранее были |
выявлены |
применительно |
|||||||
|
к фокусу |
крыла. |
|
|
|
|
|
|
||
|
|
Пренебрегая |
влиянием |
других |
ча |
|||||
|
стей на |
несущие |
свойства |
|
самолета, |
|||||
Рис. 5.9. Аэродинамический фо- |
его |
аэродинамический |
фокус |
можно |
||||||
кус самолета |
определить как точку приложения |
рав |
||||||||
|
нодействующей ДУ приращений |
подъ |
||||||||
емной силы крыла, фюзеляжа и горизонтального |
оперения |
(соот |
||||||||
ветственно ЛУкр, АУф и ЛУг.о на |
рис. |
5.9). |
|
|
|
|
|
|
|
|
При малых числах М м |
фокус фюзеляжа |
обычно |
расположен |
несколько позади фокуса крыла у дозвуковых и несколько впереди
164
него |
у сверхзвуковых |
самолетов. Фокус горизонтального опере |
|||
ния |
расположен на |
'/4 |
е г о собственной |
хорды. За счет |
горизон |
тального оперения |
аэродинамический |
фокус любого |
самолета |
обычной компоновочной схемы (с задним расположением опере ния) независимо от положения фокуса фюзеляжа заметно смещен
назад относительно |
фокуса |
крыла. |
При увеличении |
числа |
свыше М к р аэродинамический фо |
кус самолета перемещается назад главным образом за счет кры
ла и примерно при Мзв.п = 7—-- стабилизируется в крайнем зад-
СО» Ха
нем положении.
Рис. 5.10. Связанная система координат; |
правило |
знаков для моментов |
' |
Действующие на самолет моменты будем рассматривать в свя занной системе координат Х\Оу\. Это обусловлено двумя обстоя тельствами. Во-первых, сами выражения моментов в связанной системе проще, чем в поточной. Во-вторых, и это главное, распреде ление массы самолета относительно осей связанной системы, а соответственно, и моменты инерции самолета относительно этих осей не зависят от положения самолета по отношению к траекто рии. Это намного упрощает исследование вращательных движений самолета.
Поскольку вращения самолета осуществляются вокруг его цен тра тяжести (ц. т.) (рис. 5.10), то во избежание дополнительных вычислений совместим начало координат с этой точкой. Продоль ную ось Ох\ направим параллельно САХ крыла вперед; вертикаль
ную |
ось |
Оу\ — перпендикулярно |
оси Ох\ в плоскости симметрии |
||
самолета |
в |
сторону верхней |
поверхности крыла; |
поперечную |
|
ось |
Oz\ — перпендикулярно плоскости симметрии самолета в сто |
||||
рону |
правого |
полукрыла. |
|
|
|
Положительными будем считать моменты, действующие по ча |
|||||
совой стрелке, если смотреть из |
начала координат в |
сторону по |
ложительного направления соответствующей оси. На рис. 5.10 положительные направления моментов показаны стрелками.
165
Здесь и далее аэродинамические моменты и координаты раз личных точек будут рассматриваться только в связанной системе осей. Поэтому в обозначениях моментов, их коэффициентов и ко
ординат точек |
индекс «1» для упрощения записей будет опущен. |
В обозначениях |
аэродинамических сил, которые рассматриваются |
в обеих системах, во избежание недоразумений индексы будут сохранены. В данной главе будут рассматриваться только стати ческие моменты, т. е. моменты, обусловленные статическими фак торами— скоростью (числом М) невозмущенного потока, положе нием самолета относительно вектора скорости, положением руле
Рис. 5.11. К определению нормальной и тангенци альной сил
вых поверхностей и механизации крыла, режимом работы двига*. телей, но не связанные с вращением самолета. При вращении самолета возникают дополнительные моменты, которые в дальней
шем будут рассматриваться |
особо. |
|
|
|
|
|
Продольный. момент, или момент тангажа Mz, действует на |
||||||
самолет относительно поперечной оси, проходящей |
через |
центр |
||||
тяжести, т. е. в плоскости симметрии самолета. |
Положительный |
|||||
продольный момент называют |
к а б р и р у ю щ и м , |
а отрицатель |
||||
ный— п и к и р у ю щ и м . Момент Mz |
создается |
воздушной |
(аэро |
|||
динамической) нагрузкой, |
а |
также |
силой тяги |
и |
другими |
реак |
циями силовой установки.
Воздушную нагрузку можно представить в виде полной аэро динамической силы R (или ее составляющих), приложенной в аэродинамическом фокусе самолета, и момента М г 0 относительно фокуса. Но при отклонении рулевых поверхностей меняется кривизна общего профиля самолета, что в пределах плавного обте кания, не влияя на положение аэродинамического фокуса, изме
няет величину момента MzQ. |
Каждому углу |
отклонения |
стабили |
|||
затора |
или |
руля |
высоты |
соответствовало |
бы свое |
значение |
момента |
Ml0, |
что |
неудобно |
при решении практических задач. По- |
166