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

пределах, за счет чего и осуществляется

продольное управление

самолетом.

Составляющие полной аэродинамической силы по осям связан­

ной системы

координат

Y{

и Qx называют соответственно

н о р^

м а л ь н о й

(к хорде)

и

т а н г е н ц и а л ь н о й

с и л а м и ,

Как

видно на рис. 5.11:

Vi<=

Y COS a - f

Q

sin

а;

(5.7)

Qi<=Q

COS а —

Y

sin

а.

Иначе обстоит дело с си­

лами Qi и Q, которые

мож­

но считать

рывными

лишь

Рис. 5.12.

К

определению

статического

при

околонулевых

углах

атаки. С увеличением а мо­

продольного момента

дуль

отрицательного

чле­

на — У sin а быстро возрастает

и становится соизмерим

с членом

Qcosa. При этом тангенциальная сила

уменьшается, а затем ме­

няет'знак

(становится

направленной вдоль

хорды вперед).

жается

в виде:

Qx сил при нейтраль­

—

нормальной

У]«У и тангенциальной

ном положении рулевых поверхностей, приложенных в фокусе F

самолета;

—

момента Mz0

относительно фокуса,

определяемого также

при нейтральном

положении рулевых

поверхностей:

— дополнительных сил АУ1г.о =АУГ .0

и

AQi г.о, обусловленных

М, = Мг о -

Yx

(xF -

* т ) - Q,.^ -

Д К,г .0Ц, 0

+ Мг р ,

(5.8-1)

где xf и хт — продольные

координаты

аэродинамического

фоку­

са

и

ц. т. самолета,

отсчитываемые от носка САХ

крыла;

ут — вертикальная

координата

центра

тяжести

относи­

тельно САХ;

Z.r.0 — плечо

горизонтального

оперения,

измеряемое ме­

жду центром тяжести самолета и фокусом гори­

зонтального

оперения;

Мг р — продольный

момент силовой установки.

Мг = Мг о - Yx (xF - х т ) - А Yx г . Л . о-

(5-8-2)

mz

= m z 0 - c y (xF -

x,) — Ar. 0 к г .0Acy

r . 0 .

(5.8-3)

Относительную

координату

центра

тяжести

хг — ^- называют

п р о д _ о л ь н _ о й

ц е н т р о в к о й

с а м о л е т а ,

а

относительное

плечо xF—хт между аэродинамическим фокусом

и центром

тя­

жести— з а п а с о м

ц е н т р о в к и .

Безразмерное

отношение

Л

-Sr. О ^ Г . О

/ Г

Q\

r - 0 —

Sbz

'

v 0 , y J

ражению коэффициента

суг.о

можно придать

вид

А с у г. о =

V r ° 0

(« - «г. о + ? +

я А ) .

(5.10)

Отсюда

следует, что

коэффициент суг,0 линейно

зависит от уг­

лов 9 и Вв и что, следовательно, приращение этого

коэффициента,

вызванное

отклонениями

рулевых поверхностей,

будет

tnz = inz0 — cy(xF — хт) + mly + ml*bB.

(5.11) ,

Частная производная

^ = ^ = - Л . о * ^ Д ° о

( 5 Л 2 )

ческого момента соответствует отклонению

стабилизатора

на 1°,

и называется к о э ф ф и ц и е н т о м э ф ф е к т и в н о с т и

ста*

б и л и з а т о р а .

Частная производная

* 5 — i £ - » i « .

'

< 5 Л З >

ческого момента возникает при отклонении руля на

1°, и

назы­

вается

к о э ф ф и ц и е н т о м э ф ф е к т и в н о с т и

р у л я

вы­

с о т ы .

Оба

эти коэффициента отрицательны, поскольку

положитель­

мощнее оперение (больше Лг .0 ) и

чем удачнее

оно

расположено

относительно

спутной струи

крыла

(больше кт.0).

С

увеличением

числа М я он

изменяется,

как и

величина c"yTi.%-

Коэффициент

ходе

на

сверхзвуковые

режимы

полета уменьшается

примерно

вдвое.

Таким

образом,

в соответствии с выражением (5.11)

коэффи­

циент

продольного

статического

момента самолета в общем слу­

чае складывается из четырех величин:

m z

0 — коэффициента

момента

при нулевой подъемной силе и

симметричным

обтеканием

самолета сверху

и снизу или, как

иногда говорят,

кривизной

общего профиля

самолета;