Файл: Микеладзе, В. Г. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и крылатых ракет.pdf

ИСО, но соответствуют углу, взятому с обратным знаком. Угол тангажа # (в обозначении СССР) меняет символ на 0, а угол крена — символ у на символ Ф. Из той же таблицы видно, что в скоростной системе координат скоростной угол рыскания, име­ ющий (в обозначении СССР) символ г|цл или фс согласно реко­ мендации ИСО, меняет знак и обозначается через %а\ скорост­ ной угол наклона траектории 0 (в обозначении СССР) обозна­ чается по ИСО через уа, а скоростной угол крена yv , ус (СССР) получает в рекомендации ИСО символ ра.

Угол атаки а и угол скольжения р имеют одни и те же обоз­ начения как в рекомендации ИСО, так и в ГОСТ 1075—41.

3.100. Углы отклонения управляющих поверхностей летательного аппарата

3.102. Угол отклонения целиком поворотного стабилизатора

фст

Угол между бортовой хордой крыла и бортовой хордой ста­ билизатора в сечениях, параллельных плоскости симметрии ле­ тательного аппарата (рис. 3.102). За положительный угол от­ клонения стабилизатора фст принимается угол, при котором зад­ няя кромка стабилизатора отклоняется вниз.

78

3.104. Эффективный угол отклонения поворотного дифференциального стабилизатора

Для некоторых типов летательных аппаратов в качестве до­ полнительного или основного органа поперечного управления ис­ пользуется дифференциальный стабилизатор. При отклонении

Линия a'6'Hab

Рис. 3.102. Угол отклонения целиком поворотного стабилизатора (рст:

1—бортовая хорда стабилизатора; 2—бортовая хорда крыла

консолей стабилизатора в одну сторону на равные углы стаби­ лизатор выполняет функции органа продольного управления, а при отклонении в противоположные стороны от балансировоч­ ного положения — органа поперечного управления.

3.106. Эффективный угол отклонения стабилизатора как органа продольного управления

При отклонении левой и правой консолей поворотного диф­ ференциального стабилизатора эффективный угол отклонения стабилизатора как органа продольного управления будет

сРст = ' у ( С?ст.пр + С?1

где фст.пр — угол отклонения правой консоли; фст.лев — угол отклонения левой консоли.

3.108. Эффективный угол отклонения стабилизатора как органа поперечного управления

Этот угол

®ст i g (®ст.пр 'Рст.лев)-

3.110. Угол отклонения целиком поворотного киля фк

Углом ф1; называют угол между бортовой хордой отклонен­ ного киля и плоскостью симметрии самолета. За положительный угол фк принимается угол отклонения киля, при котором, задняя

79

кромка киля отклоняется вправо, если смотреть сзади на хвосто­ вую часть фюзеляжа (рис. 3.110).

3.112. Углы отклонения рулей, предкрылков, элеронов, закрылков

Углы отклонения управляющих поверхностей, за исключени­ ем стабилизаторов и киля, отсчитываются в плоскости, перпен­ дикулярной оси вращения этих поверхностей от неотклоненных их положений. Ниже даны примеры определения углов б.

3.114. Угол отклонения элерона бэ

Углом бэ называется угол между хордой отклоненного элеро­ на и его хордой в неотклоненном положении (рис. 3.114).

Угол бэ показан в сечении крыла, перпендикулярном оси вра­ щения элерона.

3.116. Угол отклонения предкрылка бпр

Углом бщ, называется угол между хордой отклоненного пред­ крылка и хордой крыла (рис. 3.116).

Угол бпр показан в сечении крыла, перпендикулярном оси вращения предкрылка.

3.118. Угол отклонения руля высоты бв

Углом отклонения руля высоты (по перпендикуляру к оси вращения руля) (рис. 3.118) называется угол между хордой от клоненного руля и его хордой в неотклоненном положении.

80

Рис. 3.116. Угол отклонения предкрылка 6„р.'

/ —предкрылок; 2—полукрыло

Рис. 3.120.1. Угол отклонения однощелевого закрылка 63

Рис. 3.120.2. Угол отклонения двухщелевого закрылка 63:'

1 и 2—звенья закрылка

Рис. 3.120.3. Угол отклонения трехщелевого закрылка 63:

1, 2 п 3—звенья закрылка

3.120. Углы отклонения закрылков 63

Углом отклонения закрылка называется угол между хордой основного рабочего звена -закрылка и хордой крыла. Примеры определения углов-63 показаны на рис. 3.120.1, 3.120.2 и 3.120.3. Углы отклонения 63 на рис. 3.120.2 и 3.120.3 соответствуют тем случаям, когда основными рабочими звеньями являются соответ­ ственно звено 2 в двухщелевом закрылке и звено 3 в трехщеле­ вом.

3.122. Угол отклонения руля направления 6И

Углом 6И называется угол между хордой отклоненного руля и его хордой в неотклоненном положении в плоскости, перпен­ дикулярной оси вращения (рис. 3.122).

На рис. 3.122 показано сечение киля и руля направления по перпендикуляру к оси вращения руля. Вращение задней кромки руля вправо образует положительный угол 6м, отсчитываемый от хорды киля.

82

3.124. Угол отклонения триммера бТр

Угол бтр определяется как угол между хордой отклоненного триммера и его хордой в неотклоненном положении (в плоско­ сти, перпендикулярной оси вращения триммера). На рис. 3.124

дан пример определения бтр.

*

3. 130. Угол скоса потока е

Углом скоса е называется угол между вектором скорости У,» невозмущенного потока (в бесконечности) и вектором скорости, измененным влиянием вихрей, сбегающих с концов несущей по­ верхности (крыла) конечного размаха, либо за счет других фак­ торов.

3-. 135. Угол сноса самолета ег

При движении воздуха со скоростью Wr в горизонтальной

плоскости вектор скорости У3 самолета относительно Земли, при­ нимаемой за неподвижную, будет составлять с вектором воздуш­

ной скорости V самолета некоторый угол ег, называемый углом сноса самолета (рир. 3.135).

При полете в указанных условиях самолет обтекается пото­

ком воздуха со скоростью V независимо от того, движется эта среда или находится в покое, а поэтому на самолет будут дей­ ствовать такие же силы, как и в случае полета в неподвижном воздухе. Угол ег не входит в уравнения, определяющие аэроди­ намические характеристики самолета.

Угол сноса ег не следует смешивать с углом скольжения (3, который представляет угол между вектором воздушной скорости

V и плоскостью симметрии самолета. При наличии угла (3 поток оказывает влияние на аэродинамические характеристики само­ лета, которые являются также функциями угла |3, в то время как угол сноса ег вовсе не влияет на эти характеристики.

3.140. Угол между векторами V3 и У в вертикальной плоскости ев

При движении воздуха в вертикальной плоскости со скоро­ стью W B (под некоторым углом к горизонту), т. е. при наличии

восходящих или нисходящих потоков, вектор скорости У3 само­ лета относительно Земли будет составлять некоторый угол ег с

вектором воздушной скорости V (рис. 3.140.1 и 3.140.2). Видно, -что при различных W, но, например, при равных ев самолет мо-

Рис. 3.135. Угол сноса самолета ег (в горизонтальной плоскости)

>4

7777777777777777777777777777777777к .7 7777777777777777777777777777777777,к

Рис. 3.140.1.

V

7777777777777777777777777777777777.

Рис. 3.140.2.

84

Раздел 4

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ

4.000. РЕЗУЛЬТИРУЮЩАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СИЛА И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ МОМЕНТ

4.005. Результирующая аэродинамическая сила R (R )

При движении летательного аппарата в газовой среде на все его элементы, обтекаемые газом, действуют аэродинамические силы, которые могут быть сведены к одной так называемой ре-

зультирующей (полной, суммарной аэродинамической силе R ( R ) , приложенной в некоторой точке, называемой центром давления.

В системе ИСО эта сила обозначается через R A { R A).

4.010. Результирующий аэродинамический момент М

Результирующая аэродинамическая сила, действующая на - летательный аппарат, создает относительно центра масс лета­ тельного аппарата момент М, называемый результирующим аэродинамическим моментом. В системе ИСО этот момент не имеет обозначений.

4.015. Проекции силы R (R ) и момента М на оси координат

В расчетах по аэродинамике и динамике полетов принято пользоваться проекциями этих сил и моментов на оси коорди­ нат одной из следующих систем:

1)полусвязанной (3.003);

2)связанной (3.002);

3)скоростной (-3.004) ;

4)земной (3.001)..

4.020. Проекции результирующей аэродинамической силы

R (R ) в полусвязанной системе координат (3.003)

Этими проекциями являются:

X — лобовое' сопротивление, положительное вдоль отрица­ тельной оси Ох\

86