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

где

Ауф—

S

l

и Л у в - 0

=

^B '5/B ; °—соответственно коэффициен­

ты

мощности

фюзеляжа

и

вертикального оперения

относительно

оси

Оуи

аналогичные по смыслу

коэффициенту

Лг .0

(5.9).

впе­

Заметим, что если боковой фокус

фюзеляжа расположен

реди центра тяжести самолета, то плечо Ьф и коэффициент Ауф

от­

рицательны.

Сокращенно выражение (5.21) записывается в виде

ту=*т$

+ т1«Ьн,

(5.22)

где, как видно из формулы

(5.21):

*5 =» « р у Ф +

в. о = С\ ФАУ Ф + С\ в. < Л в. о^в. о!

(5-23)

ОТ/

=

^в.оЛ >'в.о^в.о"н.

(5-24)

Производные

и

0

всегда

отрицательны: при положи­

тельном скольжении (на правое полукрыло)

возникает

отрица­

тельная

(направленная

влево)

боковая

сила.

Следовательно,

от­

рицательны

и

производные

т? и гп»:

положительным

углам

скольжения

(на

правое

полукрыло)

и отклонениям

руля

направ­

Рис. 5.18. К объяснению снижения эффектив­

ности

вертикального

оперения

на

больших

углах

атаки

Если

боковой фокус фюзеляжа

расположен

впереди

центра

тяжести

( Л У ф < 0 ) ,

модуль производной

т?

уменьшается,

однако

знак ее в реальных

условиях остается неизменным.

При увеличении

угла атаки абсолютные значения производных

nfi и гп»

уменьшаются главным образом за счет ухудшений ус­

ловий обтекания вертикального

оперения

(рис. 5.18),

которое вхо­

дит в спутную струю крыла и фюзеляжа. При

этом

уменьшается

коэффициент

заторможенности

потока кв,0.

Указанное

явление

особенно

ощутимо

при сверхзвуковом

и околозвуковом обтекании,

когда около

крыла

и фюзеляжа

формируются

системы

скачков

уплотнения,

вызывающие интенсивное торможение воздуха.

вызывает

увеличение угла эффективной

(относительно набегаю­

щего

потока) стреловидности оперения

(см.

угол

Хво + а на

рис.

5.18).

С

увеличением числа

М.„ производная

с £ в - 0

изменяется прин­

ципиально

так же, как

и производная су

крыла. До

некоторого

чины

т\у в. о

и практически постоянной

положительной

величины

У Ф

быстро

убывает.

направления

tn«

убывает

Коэффициент эффективности руля

с увеличением числа Мое за счет уменьшения с?в 0

и, кроме того,

примерно

вдвое в связи

с уменьшением коэффициента пи

относи­

тельной эффективности руля.

§ 5.7. Статический поперечный момент самолета

Момент

Мх

относительно

продольной оси 0%\ называют

п о п е ­

р е ч н ы м

м о м е н т о м

или

м о м е н т о м

к р е н а самолета.

Как и путевой

момент

Му,

он

возникает

при несимметричном

При нейтральном положении рулевых поверхностей момент

Мх

создается в основном крылом.

Для упрощения

выражений

здесь

и в дальнейшем полукрыло,

на которое самолет

скользит,

будем

называть

с к о л ь з я щ и м ,

а

противоположное — о т с т а в ш и м . Скольжение

на правое

полу­

крыло будем называть просто

п р а в ы м с к о л ь ж е н и е м ,

а

на

Рис.

5.20.

При

скольжении

Рис. 5.21.

Поперечный

момент,

обусловленный

условия обтекания

полукрыль-

углом поперечного

V крыла

ев неодинаковы

левое

полукрыло — л е в ы м

с к о л ь ж е н и е м .

На

всех

рисунках

проекции

самолета и его частей на

плоскость y\Ozx

будут

изобра­

жаться при виде сзади так, чтобы

правое полукрыло

находилось

щпх

па величину коэффициента тх,

является

угол ф попереч­

ного V крыла

(рис. 5.21).

Разложив скорость

VK

невозмущенного

потока на

составляю­

щие

14= У„ cos 3 ж Vх

и Vг = V„sin 3

Vx

3, а последнюю в свою

очередь на составляющие Vzcosty~Vz,

параллельные

плоскостям

хорд

каждого

полукрыла,

и

Vz sin ф « УооРф,

перпендикулярные

этим плоскостям, видим, что при ф>0 на скользящем

полукрыле

скорость

V2 siп ф направлена

вверх

и,

следовательно,

вызывает

увеличение угла атаки на величину -Ц

:фЗ

и подъем­

.ной

силы

на

величину

AYCK-

к е ;

г1?-

На

отставшем полу-

При

положительном

угле ф

Рис. 5.22. Изменение эффективной стре­

поперечный

момент

стремится

ловидности

полукрыльев

при сколь­

накренить самолет

на

отстав­

жении

шее, а

при

ф< 0 — на

сколь­

зящее

полукрыло.

Безразмерный

коэффициент

этого

момента

тх^

=

~ г л с ^ ,

(5.26)

где 2 Д = - ^

относительная

поперечная

координата

центра

дав­

ления

полукрыла.

Коэффициент т х ^ не

зависит от

угла

атаки,

зависит

от

чис­

ла М<х> через

производную

с*,

пропорционален углу ф поперечного

V крыла и углу |3 скольжения.

правления

вектора скорости, меняется

(рис. 5.22). На

скользящем

полукрыле

она

уменьшается, а

на

отставшем — увеличивается

на угол скольжения j3. При дозвуковом обтекании

увеличение

стреловидности

сопровождается

ухудшением несущих свойств

крыла.