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: 222
Скачиваний: 17
области |
концевого эффекта. Эти участки крыла за' счет его стре |
|||||||||||
ловидности |
смещены |
назад. |
Поэтому |
уменьшение |
коэффициен |
|||||||
тов |
с |
концевых сечений приводит к образованию дополнитель |
||||||||||
ного |
кабрирующего |
момента |
и кривая |
mz(cy) |
отклоняется кверху |
|||||||
(штриховые линии на рис. 5.13). |
|
|
|
|
|
|
||||||
При |
отклонении |
руля высоты |
(или стабилизатора) возникает |
|||||||||
рулевой |
момент, |
коэффициент |
которого w/8 B |
пропорционален |
||||||||
углу |
8В |
и не зависит |
от значения |
су. |
Как уже говорилось, произ |
|||||||
водная |
т/ |
отрицательна. Поэтому |
положительному |
отклонению |
||||||||
руля |
соответствует |
смещение |
кривой |
|
пг2(су) |
вниз, |
а |
отрицатель |
||||
ному — вверх. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0<7 |
|
|
г ' |
п |
|
|
|
|
|
|
|
ог |
|
.центрован . . , , , , , „ , . ~ |
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
о |
0.5 |
1.0 |
1.5 |
2,0 |
2,5 М |
|
|
|
|
|
|
|
||||||
Рис. 5.13. Моментные диаграммы са |
Рис. 5.14. |
Запас центровки |
самолета |
||||||||
молета |
при нейтральном положении |
|
|
|
|
|
|
|
|||
руля |
высоты (стабилизатора) |
|
|
|
|
|
|
|
|
||
С изменением числа М<х> происходит перераспределение |
аэро |
||||||||||
динамически^ нагрузок. При |
этом, |
естественно, |
изменяются |
вели |
|||||||
чины mz0 |
и xF. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
В зависимости |
от особенностей |
компоновки |
самолета |
коэффи |
|||||||
циент mzo |
с увеличением числа Мт е |
может изменяться по-разному. |
|||||||||
Однако, |
поскольку |
величина |
m z 0 |
сравнительно |
мала, ее |
измене |
ния, как правило, не оказывают определяющего влияния на по ведение самолета.
Перемещение аэродинамического фокуса самолета (рис. 5.14) определяется крылом. Этот вопрос'достаточно подробно рассма тривался ранее. В зависимости от варианта загрузки центровка самолета практически может меняться в некотором диапазоне, ко торый называют эксплуатационным диапазоном центровок. Гра
ницы этого диапазона |
называют соответственно |
передней |
( х т п ) и |
задней (л:Тз) эксплуатационными центровками. |
|
|
|
Как видно из рис. 5.14, с увеличением числа |
от |
МК р до |
|
Мзв.п запас центровки |
увеличивается в несколько раз. Соответст |
||
венно увеличивается и |
наклон моментной диаграммы |
тг(су). |
171
При выводе |
формулы (5.11) не был учтен момент |
тангенциаль |
|||||
ной силы М г Т = |
— Q i ^ T |
(см. рис. 5.12). У некоторых самолетов вер |
|||||
тикальная координата |
центра |
тяжести ут достаточно велика, так |
|||||
что, |
несмотря |
на |
небольшую |
величину самой |
тангенциальной |
||
силы, |
ее момент |
оказывает |
заметное влияние |
на |
зависимость |
тг(су). |
|
|
момента тангенциальной |
силы |
|
|
|
||||
Коэффициент |
|
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
|
= |
|
|
|
|
|
( 5 Л 4 ) |
Относительную |
координату |
центра |
тяжести |
у Т = ~ |
называют |
||||||
в е р т и к а л ь н о й ц е н т р о в к о й с а м о л е т а . |
|
|
|
||||||||
Как следует из формулы (5.7), коэффициент |
тангенциальной |
||||||||||
силы |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Cja^~s=cxcoso.-cysin* |
|
|
|
|
|
(5.15) |
||
нелинейно зависит-от су. Поэтому и |
общая |
зависимость |
mz(cy) |
||||||||
при наличии члена ш г т |
теряет |
линейность |
(рис. 5.15). Так как на |
||||||||
малых углах атаки сила Q\ направлена назад, а на |
больших — |
||||||||||
вперед, то при верхнем расположении |
центра тяжести |
относитель |
|||||||||
но САХ крыла |
(г/т >0) |
диаграмма mz(cv) |
отклоняется |
книзу в об |
|||||||
ласть |
малых и кверху в область больших значений |
су. |
|
|
|||||||
В |
выражении |
(5.11) |
также |
неучтен |
момент |
силовой установки |
|||||
МгР. |
Он может |
быть обусловлен тремя непосредственными |
причи |
||||||||
нами. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Во-первых, сама сила тяги Р может иметь некоторое плечо hP |
|||||||||||
относительно центра тяжести самолета |
(рис. 5.16). В этом |
случае |
|||||||||
возникает продольный |
кабрирующий |
момент |
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
MzPi |
=PhP, |
|
|
|
|
|
если линия действия силы тяги проходит ниже центра тяжести. Во-вторых, воздушная струя, поступающая в двигатель, во входном устройстве отклоняется от исходного направления на угол, примерно равный углу атаки. При этом на обечайку возду хозаборника действует сила NP нормальной реакции воздушной массы, которая при больших расходах воздуха через двигатель и больших углах атаки может оказаться также достаточно большой. Если к тому же воздухозаборник расположен на значительном уда
лении 1Р от центра тяжести самолета, то момент реакции
|
MzP=Nlp |
|
будет играть существенную роль в общем балансе |
продольных |
|
статических |
моментов самолета. |
|
В-третьих, газовая струя, выходящая из реактивного сопла |
||
двигателя, |
увлекая окружающие воздушные массы, |
создает во |
круг себя поле значительных дополнительных скоростей. Если в
172
зону влияния реактивной струи попадают какие-либо части само лета, то за счет увеличения скорости и изменения направления по тока на них возникают дополнительные аэродинамические силы. Так, в случае, показанном на рис. 5.16, в результате влияния реактивной струи на горизон тальном оперении появляется приращение подъемной силы
''AYr.o. Соответствующий этой силе дополнительный момент
можно рассматривать как мо мент силовой установки.
Ъ<0
Рис. 5.15. Влияние |
вертикальной цен |
Рис. 5.16. |
Продольные |
моменты силовой |
|||
тровки |
на моментную |
диаграмму |
|
установки |
|||
|
самолета |
|
|
|
|
|
|
Суммарный |
коэффициент |
продольного |
статического момента |
||||
силовой установки определяется в виде |
|
|
|||||
|
|
|
MzPi |
+ ли |
|
(5.16) |
|
|
|
|
тгР = |
|
г Р * |
|
|
§ 5.6. Боковая сила и статический путевой момент5 самолета |
|||||||
При |
скольжении, |
а также |
при отклонениях руля |
направления |
и элеронов обтекание самолета становится несимметричным. В та ких случаях полная аэродинамическая сила отклоняется от пло
скости симметрии самолета и, следовательно, |
проектируется |
не |
|||||||
только на оси Ох и Оу, но и на ось Oz. Составляющую Z |
полной |
||||||||
аэродинамической силы |
по направлению |
оси Oz называют |
б о к о |
||||||
в о й |
с и л о й самолета. |
В соответствии |
с теорией |
подобия |
|
||||
|
|
|
Z = ctSq„. |
|
|
|
(5.17) |
||
При практически |
возможных |
углах |
скольжения |
р |
боковая |
||||
сила |
мало отличается от так называемой |
п о п е р е ч н о й с и- |
|||||||
л ы ^ ! , |
являющейся проекцией полной аэродинамической силы |
на |
|||||||
поперечную ось Ozx |
связанной |
системы |
координат. |
Поэтому |
в |
173
дальнейшем будем считать эти силы тождественными. Такое упро щение вполне допустимо, если учесть, что при скольжении взаимное влияние частей самолета сильно усложняется и не поддается точ ному аналитическому учету.
Упрощенные выражения различных параметров, полученные в этом и следующем параграфах, предназначены не для расчета, а для выявления и анализа основных закономерностей.
Как и подъемная сила Y, боковая сила создается за счет от клонения воздушного потока от исходного направления в плоско сти xOz в результате взаимодействия с частями самолета. Ее об разование сопровождается затратами энергии на отбрасывание воздуха вдоль оси Oz, что проявляется в виде дополнительного ин дуктивного сопротивления. Как указывалось применительно к вер тикальному оперению, роль угла атаки при образовании боковой силы играет угол скольжения р. В основном боковая сила соз
дается |
фюзеляжем и |
вертикальным |
оперением. |
|
|
|
||||||||||
Боковая сила |
|
фюзеляжа |
записывается |
в виде |
|
|
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
^ Ф |
= |
с , Ф 5 м < 7 „ , |
|
|
|
(5.18-1) |
||||
где коэффициент |
боковой силы |
фюзеляжа |
|
|
|
|
||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
* , Ф |
= с|ф Р |
|
|
|
|
|
(5Л8-2) |
||
пропорционален |
углу |
скольжения. |
Если |
фюзеляж — тело |
враще |
|||||||||||
ния, то производная ^ ф Ж - ^ . |
Знак |
минус |
обусловлен |
тем, что |
||||||||||||
при 8>0 |
(правое |
|
скольжение) |
|
боковая |
сила Z§ отрицательна (на |
||||||||||
правлена |
влево). |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
Напомним, что фюзеляж с точки зрения его несущих |
|
свойств |
||||||||||||||
можно рассматривать как крыло очень |
малого |
удлинения, |
в связи |
|||||||||||||
с чем изменения |
производных |
с* ф |
и с ? ф |
с увеличением числа |
||||||||||||
практически не |
существенны. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
Выражение коэффициента боковой силы вертикального опере |
||||||||||||||||
ния было получено в предыдущей главе |
(формула |
4.30). |
|
|
||||||||||||
Точки |
приложения |
боковых |
сил фюзеляжа |
(Fzli)) |
и вертикаль |
|||||||||||
ного оперения |
(Fz |
в . 0 ) |
будем |
называть б о к о в ы м и |
ф о к у с а м и |
|||||||||||
соответственно |
ф ю з е л я ж а |
|
и о п е р е н и я , |
а точку (Fz), |
в ко |
|||||||||||
торой приложена |
суммарная |
боковая |
сила,— б о к о в ы м |
|
ф о к у |
|||||||||||
с о м с а м о л е т а . |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
Боковую силу |
|
всего самолета приближенно можно определить |
||||||||||||||
в виде Z~Zlil-\-Zs,0. |
|
Ее |
коэффициент |
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
|
|
С |
г |
— ~$q~^ = |
С |
г |
ф |
+ Cz в. о ~ ^ 2 " ^в. о> |
|
|
(5.19) |
||||
где A:B i 0 |
ж - ^ - ^ — коэффициент |
заторможенности потока |
в районе |
вертикального оперения, учитывающий также скос потока в пло
скости xOz за |
фюзеляжем. |
|
В отличие от продольного момента Мг, действующего |
в плоско |
|
сти симметрии |
самолета, моменты относительно осей Оу{ |
и О*; на- |
174
зывают боковыми моментами. Как и боковая сила Z, они возни кают при несимметричном обтекании самолета.
Изолированное скольжение — это движение самолета вдоль оси Oz. Естественно, что в таком движении, в частности, при об разовании боковых моментов важно распределение нагрузок по
размаху, а не по хорде |
крыла. |
|
|
|
|
||||||||||
Поэтому |
при определении |
коэффи |
|
|
|
|
|||||||||
циентов боковых моментов й от |
|
|
|
|
|||||||||||
носительных |
координат, |
|
входящих |
|
|
|
|
||||||||
в их |
выражения, |
характерной |
ли |
|
|
|
|
||||||||
нейной |
|
базой |
считается |
|
размах |
|
|
|
|
||||||
крыла |
/. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Момент Му— mySqJ |
|
самолета |
|
|
|
|
|||||||||
относительно вертикальной оси |
Оу\ |
|
|
|
|
||||||||||
называют |
п у т е в ы м |
м о м е н т о м |
|
|
|
|
|||||||||
или |
м о м е н т о м р ы с к а н и я . |
В |
|
|
|
|
|||||||||
общем |
случае |
его |
коэффициент |
|
|
|
|
||||||||
пропорционален |
углам |
(3, |
5Н, |
8Э |
и |
|
|
|
|
||||||
записывается в виде |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
т. ,= |
т$ |
+ т1»Ья + т1*Ъ„ |
(5.20) |
|
|
|
|
||||||||
Частные |
производные |
|
т? |
т« |
и |
|
|
|
|
||||||
" У |
|
показывают, |
какие |
прира |
Рис. |
5.17. |
Образование |
статиче |
|||||||
щения |
коэффициента |
ти |
возникают |
|
ского |
путевого момента |
|||||||||
при |
изменении |
соответствующего |
|
|
|
|
|||||||||
угла |
на Г. |
|
т"» и |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
Производные |
|
|
|
называют |
к о э ф ф и ц и е н т а м и |
||||||||||
э ф ф е к т и в н о с т и |
соответственно |
р у л я н а п р а в л е н и я и |
|||||||||||||
э л е р о н о в |
относительно |
вертикальной |
оси |
Оу\. |
|
||||||||||
Путевой момент в основном создается боковыми силами вер |
|||||||||||||||
тикального |
оперения |
и |
фюзеляжа |
|
(рис. |
5.17). Разность |
танген |
циальных сил полукрыльев обычно невелика, и ее следует учиты
вать лишь в некоторых частных случаях, |
о которых будет |
сказано |
|||||
в следующем |
параграфе. Это же относится и к путевому |
моменту |
|||||
элеронов'. Тогда |
можно |
записать |
|
|
|
||
|
|
My |
= = |
" ^ ф ^ ф "Г" ^в. о ^ в . о' |
|
||
где £ф и L E . 0 |
— плечи боковых сил фюзеляжа и вертикального опе |
||||||
рения относительно оси Оу\, показанные на рис. 5.17. |
|
||||||
Подставляя |
сюда выражения |
боковых сил (5.18-1), |
(4.30) |
||||
их коэффициентов (5.18-2), |
(4.30), |
получаем |
|
||||
М У |
= |
с1 Ф ^ М ^ Ф + |
с\в 0 (р + лА) 5„.0дв. QLS. 0 . |
|
|||
Для перехода к безразмерному коэффициенту момента это вы |
|||||||
ражение делим на Sq^l: |
|
|
|
|
|
||
да- |
|
Cl фА> Ф Р + С1 в. А |
в. ок: о (Р + л А ) , (5.21) |
175,