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

триваёмого стреловидного крыла, прочими геометрическими пара­

Поперечный момент этой пары сил

Мх г = —ъЧ„Ч 7. $Cy2z, = - 5 ? „ г д tg У$су

при Cj/>0 (на положительных углах атаки) направлен в сторону отставшего полукрыла. Его коэффициент

ки. Усиление реакции стреловидного крыла по крену на скольже­ ние с увеличением угла атаки хорошо объясняется на основании графика су(а) (рис. 5.23): чем больше угол атаки, тем больше разность Асу коэффициентов подъемной силы полукрыльев. Заме­

кают интенсивнее, чем у отставшего полукрыла, имеющего эф­ фективную стреловидность Хот = х + 3- За счет этого разность коэф­ фициентов подъемных сил полукрыльев сначала заметно воз­ растает, затем по мере развития сверхзвуковых зон на скользя­ щем полукрыле интенсивно уменьшается. При некотором числе Mi, которое зависит от углов а и £}, разность коэффициентов су ме­ няет знак, далее увеличивается по модулю, затем интенсивно со­ кращается за счет развития сверхзвуковых зон на отставшем по­ лукрыле и, наконец, плавно уменьшается с дальнейшим увеличе­ нием числа Мое. Также принципиально изменяется и момент МжЪ обусловленный непосредственно различием эффективной стрело­ видности полукрыльев.

Необходимо также учитывать, что изменение стреловидности сопровождается изменением удлинения полукрыльев. У скользя-

180

щего полукрыла эффективное (в поточной системе координат) удлинение увеличивается, а у отставшего уменьшается. Поскольку увеличение удлинения на всех режимах обтекания сопровождает­ ся улучшением несущих свойств крыла, то на дозвуковых скоро­ стях момент MxV направленный в сторону отставшего полукрыла, дополнительно увеличивается, а на сверхзвуковых скоростях, там, где он направлен в сторону • скользящего полукрыла, несколько уменьшается.

волнового кризиса полукрыльев при скольжении приводит к обра­ зованию дополнительного путевого момента. При развитии кри­ зиса на скользящем полукрыле его лобовое сопротивление интен­ сивно возрастает. Так как при этом угол атаки не меняется, а коэффициент С у С К либо остается примерно постоянным, либо даже уменьшается, то, как видно из формулы (5.7), тангенциальная сила этого полукрыла получает направленное назад приращение AQi ск- Относительно вертикальной оси эта сила создает дополнительный путевой момент в сторону скользящего полукрыла, что равно­ сильно увеличению отрицательного значения коэффициента т? .

Собственный поперечный момент фюзеляжа обычно пренебре­ жимо мал, так как его ось симметрии практически совпадает с продольной осью самолета Охи проведенной через центр тяжести. Однако фюзеляж оказывает существенное влияние на поперечный момент крыла. При среднепланной схеме это влияние обусловлено «затенением» части отставшего полукрыла (рис. 5.24), которая

181

при скольжении попадает в аэродинамический след фюзеляжа, об­ текается заторможенным, завихренным потоком и, естественно, создает несколько меньшую подъемную силу. В реаультате воз­ никает дополнительный поперечный момент, направленный в сто­ рону отставшего полукрыла, что в среднем для прямого крыла эквивалентно увеличению угла ф на 1—2°. С увеличением стрело­ видности эффект, обусловленный «затенением» отставшего полу­

фюзеляжа на верхней поверхности скользящего полукрыла. Здесь образуется зона повышенного давления и отрицательный прирост подъемной силы (см. рис. 5.24). На верхней поверхности отстав­ шего полукрыла из-за срыва потока с фюзеляжа в боковом обте­ кании образуется зона дополнительных разрежений, которой со­ ответствует положительный прирост подъемной силы. Эти прира­ щения подъемных сил создают поперечный момент, направленный в сторону скользящего полукрыла, что (с учетом «затенения») ко­ личественно эквивалентно уменьшению углаф на 2—4° и называется н и з к о п л а н н ы м э ф ф е к т о м .

При высокопланной схеме те же явления происходят на ниж­ ней поверхности полукрыльев. Поэтому дополнительный попереч­ ный момент направлен против скольжения. Этот высокопланный эффект в среднем эквивалентен увеличению поперечного V крыла на 3—5°. Высокопланный эффект наблюдается также при наличии

Откуда коэффициент статического поперечного момента верти­ кального оперения

182

угла атаки и числа М«>.

фициента подъемной силы участка крыла согласно формуле (4.31) и переходя к безразмерному коэффициенту поперечного момента элеронов, получаем

Ща^-Щ^-фА. (5.31-1)

Введем коэффициент мощности участков крыла, занятых эле-

В пределах бессрывного обтекания эффективность элеронов не

свыше аТ р быстро падает. Это и понятно. На полукрыле, где эле­ рон опущен, сильнее развивается срыв потока и рост подъемной

Снижение эффективности элеронов также происходит на боль­ ших приборных скоростях полета. Здесь оно связано с упругой

в ряде случаев полностью определяет поведение самолета и дей­ ствия летчика, в связи с чем обойти его в динамике полета нельзя. Снижение эффективности элеронов при больших скоростных на­ порах особенно характерно для стреловидных крыльев.

184