Книга: Аэродинамический расчёт маневренного ЛА. Бураго

Файлы скачаны со студенческого портала для студенты "Baumanki.net"

Файлы представлены исключительно для ознакомления

Не забывайте, что Вы можете зарабатывать, выкладывая свои файлы на сайт

Оценивайте свой ВУЗ в различных голосованиях, в том числе в досье на преподавателей!

Распознанный текст из изображения:

':;" ":-''-4жВ',!$~~ !фф::: (ффр:- "ф-" ~3);: Й'.: ~ф~ф~Йфть "6363фРФЙ ЙОР%Д«~® Расчета,„

-'ФЙММэйй: аэ'ф~ркфй6' ~3Л43 ЙОдсчйтмвйетсй коека«чиент ~. „ ф,~фйЦ$ЙфйЭФ $ФЖЮ Щт«ЦКЙ М, — Ц .'«~~и~ ЗатеМ ПРИ ~«~« ~М„ет~д, Йщ1фф~щй6ЙТ ибд(щйщвВетая по следухйФ~ Формуле: 'ф" М.,~ ЯРХ е«., 44М4~У« '+ М "«~~'~ ~ку

«' .16)

Х ЙДВ ~"~~ Й«~~УФ,ю у;щ~-:: ~~; ж О,25 буй М'„"~~~цри

«)„5 При а~~~~«щ~и ~~

И.*ццщтио, ЧТО Щц~ бевотрыВЯОМ Обтекании примерно Ю4 нормаль ~цф' ОЙдц крыла в д~ ввуковом потоке создается за счет разрежения Й® во вер,~ией поверхности При сверхзвуковых скоростях доля верх

Обусловленной безотрывным обтеканием, то Й93фф1щйеиты $ =, Й ~ = у

дй О .5 - ц 5 в ~2.16) приближенно учитыва|ст ОФФЩ3Щ~СВЩЯ ДОЛЮ ЙЙЖЯЕЙ ПОВВРЖЯОСТИ* Нормэльязя сила, О услов бусловлейнзи безотрывным обтеканием и опре

ческой хорды (САХ) обозначается ТОРОЙ От ЙЙЩ~ла средней аеРОДИНЙМичесКОй ХОРДЫ СА~ о означается ~г '~,Я От геометрических параметров крыла

ков на рис. 2.14 — 2.17. Й щщелру представлены в виде графиков на рис. дюцщй ИХ Й расстоинйе между передними очками осевой хорды и ~Ау ~ф.ред~~~дтсй по формулам ф~Я

А~й х~у ~4'яд ГРм Ф Я ~

с и молинейными кромками Вя. ':Йридьей прОстой фОрмы в плане с ря ,ф -«' ~~ — ' ~, ~с'- — — ~у ~',.' ~а.~~~

~ Р+е '~- 'ю 7 ф+ ~2 Л у А ф

азмах суже ни 6 и угол ЗДВФВ 5 ~ ~ ~ СООтветственно площадь, р Ф«~Р Ф

ыла " Х вЂ” местная хорда ФтрбдОВи~ймжФЙ пе дВдйВЙ кромки Яры ла ~ ~~«» ~ ~ р

ОЙ хо Ды до передней точки Й ~4ъжй66 ФЙ пВредйВЙ точки ОсевОЙ р

4ВМТФФЙ УЩИПЫ ~

1'ис,

Рис, ~.1~ ~ЙС- 4.17

" р ~'ной силы. Определяемый р,

формулы ~~ 16), пр 1«

ой ~~чк~ ~«~ рассчитывается и соответствий с ОбщВмй прЙЭЙамФ

нахождения центров плоских фигур.

КОлк крыло имеет сложяуй форму с Изломом передйВЙ Й Мщу

КРОМОК, ТО ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЕГО азрОДЙЯЙМЙЧ6СЙЙЙ ЗафййИФфйбТЙй

следует воспользоваться работой ~3~.

Еоэ 6нт ИО мэльяой силы пе 6 ЙЙх Й66 . Й 6

с неотклоненными 0 гаямщ Й6 ЙЙ йдФКВЙВЙВФФЯ~ -'«ю~::мэ,":,м~'

Распознанный текст из изображения:

,9иам Ва теда Вриииемия в ореднем полокении межфщааамачеакай Ватерференция, привсдяшея 4ЙФ айдм ВФВООЛФЙ крыла и корпуса Известно, ФВВВК Фад афаФеаив поле скоростей в любом сече4мзй 63йюФФяВИ, Оказмиаатоя таким же» как при Фии олмцкать В плоскости уотановки крыльев

~2.19) лчщжВОжтадьиой Осью Юд'и плоок00тью крыла; т

ФЙ Оои 0ВММетрии вдоль размаха крыла„

й ~~ ~$~ ХИ аиадует, что скорость потока в какдом сече- ВМ аувФВцап .0КОрооти набегающего потока на нор

У щйеи~ й~~+ — р/ даа ЗтО привОдит такие к увели

Ф~~

Впщж В щйщом оечаВВЙ крыла» ~азине раосмот-

Ф

ффм~фф 'Г~~уу,~ ЛФ 44.< Сфь ф.. (,2»Ю)

ФМФМВ06 формулы (2.16) учитывает влияние арпа потока

фжаай поиерхаоетью крыла при больших углах атаки и ркд друфакторпи. Силу, определяемую зтим слагаемым для крыла, кототааоалено иа теле вращения, мокно рассматривать как силу ивления крыла при его обтекании поперечным потоком со средей скоростью У~ ~см. ~2.20)) и записать в виде

Ю 4» у~к~дЦ Ф~~ ~ ~ 1 /

Я.23) Ооычно в формулы ~2.22) и ~2.23) вводят еще козффицаент М'

РФ ~рис. 2.18), учитывадций уменьшение влияния интерференпии ка несущие свойства консолей крыльев и корпуса, которое наблщкаетоа При сверхзвуковых скоростях. угол ф у несущих консолей в схиме "плюс" равен нулю, в схеме "икс" равен'~5~. Соответственно значения кооанусов в формулах ~2.21) и ~2.23) в зтих схемах будут раиными с учетом отмеченных особенностей запишем выракения дла козффипаеатов нормальной силы. для схемы "плюс"

С „~з)= ж, «'С~~~,юкп, а( ГОЗа~с~'л.'„~А ~~ 1 А'~т а~у, ~

ДЛЯ СХЕМЫ "ИК0"

~~~лйд~~™ю4 ~ м из~т'~с ~'~~~~ + «й~~ьу ~+- Фа~'й а~ ~3 26)

Распознанный текст из изображения:

° 2

аиедует, что при больших углах

самолетной оХЕмЕ Или схеме "Плшс"

Особенности когда отношение — — ~

ф

вихрей от тела вращения на несутьФ~ учитывает уменьшенае несущих

"ика" из-за затенения их корпурхней конаола; Я '- часть площади

аи в аэродинамической тени. Приииаи часть консоли крыла имеет про-

МВЖВ

вбзиккакцей на корпусе тела вра~фиищ '9 схеме плюс

Рта~4»» АЗ а~у ~ «2.28)

;-,'-,'..::;:;!.':;=::;- ", ~:::~~~Мий. щмйа~ииий: 3 щеми

; -:ф$3$~ф~фщццщ

::::'--::.,':-::-;-::':::.". ' "., "'";:„-'::,;:;:;;;:;,:.ааЮФ-: ~фВМ

~~ = О~ С. 43~ ~ — ~д ОГ ~я ~ ° «2 ®~) можно использсват| при числах»»т « ~ прк ме, ап И>~

Ри, только в случае относительной „О рмлом 7 ~ ю,,lм~-7

«2.32) звуковых скоростях и

~в=~

хил «2.33» для расчета нагрузки, индуцируемой крйлом на корпусе. используе ся приближенная схема распространения возмущений «см- рис- 2.2~~ ° Корпус принимается плоским и устано~ленным под нулевым углом атаки. Считается, что нагрузка равномерно распределена на заштрихованной площади корпуса, которая ограничена линиями возмущения, ВЫХОДЯЩНМИ ИЗ КОНЦОВ бортозыХ ХОРД КОНООЛЕй, И ДОННЫМ срЕЗОм. С учетом принятых допущений суммарная сила Хк~„,~пропорциональна заштрихованной части площади корпуоа за крикам 5" ко всей заштрихованной площади 5~ мекку ликияма возмущении.

4

ДФ Коэффициент Ф~ = — ~ подставляется в Формулы «2. Ж а «2 З~~

3 в виде множителя. Точка прилоиения силы 1 находится в центре

ФАИКА)

~и':7 плошади 5у. Если ~д~у= или Р~ ( ~, то 3 =3,~

Коз ' циенты но мальной силы пе них нес паве осте с отклоненными ляма, Передние несущие поверхности могут бить цельнопогоротнымн органами управления или иметь органы упршиеиии г виде отклоняемых частей — рулей. Отклонение рулей аа угон 4~ изменяет нормальную силу несущей поверхности. Оти~лиинае этой Оаии к нОрмнльной силе, вызванной изменением угла устанОиий иасящеЙ,ЙФ верхности ~й относательно корпуса кра азмеиениа углов ~» а ф иа один градус, называется относательной эффективностью оргаип»и уйравления:

Распознанный текст из изображения:

файф ИМН$Ф ~ 3.5'~

(Д.~„;)

~~6 фЕВ--- ~ого слоя плоской пластйц'

.. '. У4": .--.-:,'.:::.-:.-:::-.:: тйнм до точки перехода ~э~~щ~, уЩ4~ФФ~~~~~ ~' .:, Оя через критическое

-: ',.И~О;ти, ОНРеДелиется для .-: ф-,:-~ф~ф~~::.-~~М~И:— Я,* Ф

РВСЧете сопротивл~ и ЙЙ ТРЕНИЯ ЕО НС Олей крмль ИЕОбходимо для ЙВС'теиЙОГО числа ~~" Й заланнцх значе НЙЙ ЧЙСЛВ ~ и ВМСОТц. ГОРКОЙ Б8РОХОВВТОСТЙ ФФ Ю

и гРафмкУ ~ Рис. 3 ~) опреде лй'ь Я~ . Еслл сезразме,-

Й ИОЕ Расстоянее,Л~, пплучеи иое при расчете окаметсЯ щ Й Й,у бОЛЬБ8 "„ВССТОЯНЙЯ ЛО МВКСЙ ае -.'Я~ ~ мальной толдинм и":обили д

* ТО ОЯО ПРЙНЙМВ8ТСЯ "'ВВНМм

РИС. З.Х

иа Говерхиостй могут бмть ЙсточЯЙ ацЙЙ Пото"В В -"Йде Стмковочнмх авов обмййкй, рийои Зе;

давним расстоянию до зТЙХ ЙсТОЧНИКОЙ. ЫЭВ8СТНО

"' * " О ПОЛ ВЛЙЯИЙЙМ ЙЙЗКОСТЙ ПрОЙСХсдит ВМтесненйе ЛИНЯЙ ТОКВ От Поверхиести остеиае~ц,~Х ТЕЛ

" -случае турбулентного пограничного слоя йрйбла- ЗИТ8ЛЬИО ОП' 8деЛЯЕТСЯ ПО фсриуЛЕ

Ж Д' Ф=ю~~~ —,~~,- ~ ~- ~~ м~ + О и~И„'-О,ООО6 м ' ), ало)

отсчйтмваемое от его цередне® точ-

~~ т кй' ~~,х= ~ местное число Рейиольдса. Под Влиянием зтогО т6лО как бм утиБцается, ОООб6нно в ФИОей жиОН ТОИОЙ части. Йоперечнме размерй донного среза тей уиейичйз93ФОИ на Я8 ~ ~~зменеийе ':Ф~А4Н теле. вмзмвает Йзмеи6ий6 картиик дэзйеййй в кормовой части Й иа донном срезе. н результате этого нойийнаъж дополнктельиое сОпрОтивл6ийе дажл6кйя ЙОТОРО6 и 6$мме О Нийбй тренияХу;Осоставляют прорильиое сопротиииеййе тейХ~в Дин 3ЙФффи~ цйентов Зтих сил мойио„сл8дОйатедьно, записать еоотнсм66нйа .С~р=С +Л Е"

(~ 3 ф П

Дли расчета ио6$фициеита дополнитейьногО нроф$цсьнохФ:НФЩю-' тиийения крнла мокно ИОПОльзяиать емпиричеФфй фЕмф3ф

д С =Я ~ Р~~ ~::.::::::1з'~Ю1

м м«м; ф Ф' лиф, Р . ОТНООйтейьйня толфййа имтеснеиия~ Р =- у".- (~~~ ифийюй ИЩЩФ ЩЦВЦДНЙ)" Ру - Кофф~йЦИейт, ДОННОГО фЦФ6$ф ~$4Щв:3~4Д:.а

а '.'-

Распознанный текст из изображения:

СОВ а

и. Критическое число .каха ко;

'~ЮЛИХ Зиачений Р~~р крыла и опсрен,,~~

Й носоиИ частеи. ()Олноное сопро

ле ат

таки реализуется на его нос~

ческан часть корпуса не создает

щ( рен

нультируюцвя сила дыления

и набегаюиего потока. Однако за

нци она мокет влиять на иолно,.ое

НЦИИ О

Оннх чабтаи ~озникает за счет поги

чав уплотнения, Ба затупленных носе

У(ИЕО7$ЕННО

тю нно инИе: чем на заостренных

6 'Оиахоц,ит

П Однт ЙИ 36. ТОГО, что кблизи

н2дйВ7. более ийтейеюзние скачки

$$$Ф6$" Озцв

больийй наклон и оси снммет-

ЯФ .ОЙ ЙВ ЗОЛНОЗОГО ООЙРОтниле пип.

ДЛЯ ЯРибллхатотс Ос

Реле ле Язл

кОММЙиелтаз золло ((

ОГО СОЯ-,О

тязлеяия зе„СТ,

Яых к затун

ЛЕйяНх яооозык

следует

Ю

П ОЛЬЗОЗЩ „Ся ф(з

Р с ~~6 ч 1О Яо $Ф

"* ° ЛИОЗО6

протилление корм фз

ОП

Ределлетси без уч

ОИЫх

фи

Яил ЯОСОЛцк Л ця

етз злкн-

фЮ

клркческкх

частей со грз '.~ кзм Рис. З,11 ~ЯИ

т

' аким образом

фВ

. ко- ф$

ЦИЕНТ ЗОЛЯОЗО('О СО т,

Сост,отлл ЛЕ ЯИЯ

ОП(ЕДЕЛНЕТСЯ ПО ~Ю

Рмуле

((

,л.Х.р м (

,у,к-

13.Вд

ое44ициент про„о

Рис. 3.6 Если кояяческяя или Оиизальяяя носок

ОийнальЯВЯ Яосоии часть имеет неболь(зое тизл ения такой носовой Ра кли плОского то и чести будет

Рю „то иоэффЩ3~6йт сопро ~С „) ~('~( ~ат.к 'Схн~кон ~~ ~ ) + ((. кон .Ж ч,( Кт ~

И.'й) К~'и~ ат. ~ат. ежа ~м(Ф~ ~и~~ ~ ° ° ~(фа4

у~' ~1+~~' „) К . и.21) ~десь Р' - относительный

ьны ~ ралиус з месте СОП 6 Той част

ЬНЫ, СОПРИжеиИЯ ИСХОДИОй ИОСО- ти тела зращеняя с затуплением Р

ХЯ кем) ний исходннх носовых . ' С

Оиых частей без затуплениа' С по граФикУ (см. Рис. ~.1О) длн

енто по сасми ей силн с позе ла ~3.1) зключает ж себн ф(Ри од асми

ж се коэффициентм подсасми и задней несущих С

позерхностей С и С и Одсасциеэзще И

С, . Согласно Я иоэфФВциаит

е( силн любой несущей позе ПО ФОРМУЛЕ

ерхности С~- подсчитьпизатсн

Распознанный текст из изображения:

.МЖ

В~о. З4З

Рис. 3.14

исит от фор~д~цн нт реаииаации " д с НЛЯ КРЫЛЬЕИ

сел РФ (рис

ког а С ) О 3 козффици .6-';:66тРР9~,:."~®Р~РЦ~мн . кроМкамй, а тащке д

4 Рй"ЧЕТ КОЗФЙЙ$ЯНТА МОЬБНТА ТАНГАЫА

А6УМ6Вийибсйай коэ$фнциент момента мангажа АА равен суммме , .-'"::-Ж--;,:::,::;::."::МФ 3~ ~~хвФ д' ~игмр .у * ' аза изолирожанного корпуса;

нт $ФМФята тангажа у-""" -.;

68' л'у козффищ~юнт момента тангака . ~$3~;ФФм 4,'ФВ666тВльнО $9и тра м

ца зацнацжаетон так:

~~!~" Ж--'МФф64663 точки Корпус у

.т, я

М

У"У7

Л ' ~М» ~ ~,~'~~ ~д») — = — — .~ » " »' ~~~ж ~а~)

"4~»'Ф» .м ~ Л ".Ж

~,у 'я1~~я)) =~» = /~ ~4.4)

Л'»7

~4Л)

Форму Лак КОЭи~и Пиентц нсрмал$.,нцк си н ~ ~~фР~~сЬ ЛЕ" СТИ~цИК На ПЕ..Е .у~А~И»»у у~~ ~4»)~

ными Органами ', у'и поиерлиости с неотилонеи'-»»Ормулам ~ Й у» )

Расстояние От начала» а ~

ПОТЕНЦИалЬЯОГ

'" ДО ТОЧКИ ПРИЛО»КЕщщ

И ИНОГО КОМПОНЕНТН НО,Л~.~ИНОЙ СИ

на корпусе с не

силы консолей, распоиоиьиимх

НЕОТКЛСНЕННММИ,УЛЯМИ ИЛИ бЕЗ

не Иными руля ми

* ли э рулеи и такие с Откр

— л

принимается тнким ке , как у иэолироьаниого к~~- жХдк, )=Дд, . Оно -Ред етсЯ гр Ф р ' 2 Х4 - а Х7.

Затем определяется Расстояние

по формуле

Ояние дО этой тОчки От начала коордииат

-д',Я

~~ ®) мк~

(4.6)

де ~:~к~ - расстояние

КОНсолей.

передней точки щу

н

координата д

передник консолей

йф»Я) коордицата

ИНДУЦИРоианпой к л „„'

О РпУсе Нри доаиуКО~

Т С расстоннием до

рд консолей ко»п,еи

Распознанный текст из изображения:

4 7)'.и (4 6) справедли-

П4Щ1ЩЮ$МЙ КОИСОЛММИ

орйуса. Однако в схеме

оиеиа короткая кормовая

. ю этом случае точка ндуииуованной крылом, совпакцик корпуса между лиОлнже К МЫЛУ»

ткой цилиндрической корме

.ЗЗ):

«.„„'С„«ьк Я~ кк ~~Ъ

ться для цилиндрической Нии воэмуценияд'Ю иВД' плоскость симметрии. мотреннмх, координакоордкнат до центра эа- ЕДЕЛаХ ДЛИНЫ КоРМОВОй

666уЩДХ ПОЗЕРХНОСтей и которнж коз44ициенты

Щил

уилщвения и Геометричесфме НВВЯейиями 66«дних крыльКЫЛеййе МеотЩЕФ угла ата-

6В. П(ЮОКЭ К ~.

5 РАсчжт коэи и~цинн;~)

ЛЕМП4ЙРДД.",~~ О;;д~ ~БдА

Ик М1 ~"2 й2

пРОИЗВодиан От коэф,- рования (не зависит от

уткоткк скорость

о'к Ьк

Продольный момент демпфирова

и ~торой несу«ними поверхностями.

коэффициента зэлисывается в виде

~=г г ~ гтрк

Коэ" ент и о ольного е

малых углах атаки положительную

часть. На суживаю«нейпн кормовой

Мельная сила. Поэтому носован

66ЗЛИеяои КОРма - аитИДЕМПфнрОВа

Лфиейной теории проиэвОдиая От

6'Ж ~ А ~~т-~ам~ С 8

Д ~ У / С~и~

ента продОЛЬНого момента де

~с~и Ужи

е ~ — о Юлт безразмернея

ши

создается корпусом

Поэтому производная От этого

его момента ко

нормаль ную

части вОЭНИИНЕт

часть соэдае,

ри вРинении корпуса ~

КОЭ%Ф~циента предо

ся как

«'аммм Об«ним случаем движения дА является неустьнОВНВ во Время которого его азрсди зрсдинамнческие ха т

ИВШИЙСЯ

числом 'саха и углом атаки анже От изменения кинематич

И, НО ЗЯБИ

ических параметров ВО В ме кинематнческих параметров

Р ре ме ни . Йзма

ров, например угла атаки с ЕМОЕ ВОЗНИКНОВЕНИЕМ ВРаЛЕНИЯ С

СОП РО

ения с угловой скоростью м я управляицнми Воздействиями

~, Вызывавозмуюений, связанных в ча ми От рулей, либо зз с

счет случайных

в частности с турбулентнсст ПрОцЕСС баЛННСИрОВКИ сА ООЫЧ

стью атмосферы„

О чно носит колебательный хз 'Ксли колебания со Временем за,

характер.

енем затухают, то АА будет не тс чески, но и динамически устойчив.

только стати-

При ВреаеНИИ .А с угловой СкорОСтьв Ю ВскруГ ОСИ «, дящей через центр тяжести, Возник

И, ВОЗНИКаЕт црОДОлЬНЫй моМЕНт де ния препятствую«лий этому Врал«енню 0

ению. н является важным улучшаюцим качество переходных НЫХ ПРОЦЕССОВ:

~-тором,

г

Й $)

Распознанный текст из изображения:

!

Е«

«Р

Я-~

«»

д

ФЕ Е»

ЕЯ Е» Д

Сб

В, В,

° О, Ж Ф

О $"%

. ДД

~и «~ Ю

«» Ф

аа™

О

«» Й

Б Б

МОЯ

дЕ

Е«~ Е»

О М С-

ф Е~ М

р) =- 05

М

з

- Я

,д

с,' Ю

р, -Е «Е» «ц

(» О

Е" Р4

О

я сб "~ "««

О Е «5

«»

к

а, «Е .'-' а»

О О~

О.)

Р

О О ,Х~ О

Ю

Ь Е~

О

«8«

«Е» ««»

ж

$

м

М

«Ц

+

«С~ ~Е;~

й),

»

ю

~3 «««Е

Я Й

Е"

Ж~~ л7 Щ

«б 'О ЕЕ ф Я «~ О

Г$ . О " О

«э Е~

«» Я ~„-" ЕЕ»« ~Ъ~

Е, «~ О а О - «»

м

<«»»~ «« -«Е- М

М

«-» Й О «","-: ~4

«»» ~ Е '-' ~» «»

м =- ~» ~ «

г»

Б Е Е О -"-. О 3

Е.,

О ~ Я $

««~

Я,а с~ ( = и

сб ф Ей

Е-~ Е О

Е» ф;,«С5 Е-~

Д «», О " «» а»~

Ы

~р О ~» О ~-~

Ец Ж $ Ж ~'."

3М О О

1~

сб

«Е

Ь О

Ф4

,,Ф и

«~

О

Р

65

1й Ф ,й

,Я Р. Я

«у Щ

3~ О О 'Х

О «б

1й О Я ~-и «6

+

О„«ЕЕ "Е Х ~~ М~

Г~

б3

О

Д Мн~

!!

Ц.

Распознанный текст из изображения:

ЗмйЁп$Ф,-: Что Кормалькак -зила:.и: .ПуффОльийй .1МФМЕВФ ЗхМХКей И6~Ф~ей

йФВзфййх~~и мцццщт от угла скока потока, который:в си~~ 'чередь

Оххуадалкеток. углом атши: передней 'несущей-повеФноотк' Цри вра

.щами лА и овкзенаого с зткм изменением угла атаки происходит

зепаздывание .во времени изменения скоса потока

кФщь поххадаФТ на м6сто п6редней спустя время у'

.угол. акоса потока у у зе4ней несущей поверхности в момент ~ре"е

кк 6 опредеякетск углом .атаки п6реДНЕЙ несУще" пОВЕРхн

мент времени 3~ ~У~ ЭтО ОбстоктельствО приводи

О Т К ПОЯВЛЕНИИ ДОПОЛ-

кительного продольнох'0 демпфирующего момента

6~>я ~7~'

р о~

Р'ЮУР ~Ф~) = Р77~ 06 = 7~"ЕКР~О У

о м, ле Й.Б) или ~О ") °

В атой формуле,ж л определяется по форму

а — - с учетом формулы (~.47) как

Ь4

Раб ~ФАку К~

и~я

~ЛА пт — ~0,4...о,б) ~тк ~,

ПО статистике для дозвуковых ЛА „, -, ° -*

6. РАСЧЕТ ШАРЫРРНОГО '101ЯЛНТА РУ.~Е"

хты аэродинамических сил,

Й)арнирными моментами называются моменты

) Ли ВЫСОТЫ, ОТНОСИ-

а . вления, например рули вы

дейотвукхцие на органы управ

ных моментов зависит

. От величины шарнирных

ТВльно 'их осей вращения.

клонения рулей и, слеп ивода, скорость откл

вес и габариты силового пр

шарнирный момент

ЛА на команды управления.

е ра " коэохсициент шарнирного

ез безразмерный ко „""

рулей прныято выражать чере

~6.1)

— /Тт ~~~р '5Р,>4~Р ~

и лей; 5 и Ь,д - площадь и САХ

Х"Да - СК оростной напор около рулей; > и

нта,

'я" ь л г„

Эизоь ~.~, коэ4~

От передней кра„ки ~~ 'Ка4- осой

лещщ

цент

Величины

Ф Для пельнсиозоро „

р~~~~™в „

Учетам ВЛИ

эффипнент инте рчаренции к. ~ на ио

ур.

рать равным еди„

Ннце и"и ОаредЕЛНТЬ „

по параметр7 ~~ ~им,

'" ~арпусе ЛО .„-АХ

рулйм. ра™ех консолей

илияния

ре~~~ески Определкть

кромки несущей поие и

р -насти. Ьля его определения при дозвукових

скоростях иапсльзуът Змпирическу0 ~~в

рмулу

( о~ - Е ) + Рзт У р

йС

Я.3)

~г~ д ~~ф~ ~~ ~ ~Р .

здесь .У вЂ” площадь двух рулей; Л„- ~лощадь диух консолей„на которых расположены рули;,О - часть площади руля, располокеннак перед оаыс вращения (площадь осевой компенсации руля) ~ ~- прокз- ВОДнаЯ по угЛу атаКИ От нориальнОй силы Кансолей с раапблокенккми на них рулями; угли ~,Р,Е берутся в радианах, так как производная С~~,„определяетая по углу атаки в радианах; ф,- угол стреловидности линии середины хорд руля; Ь,~ и Ья- хорды руля и конооли, измеренные посредине руля; А„и ~ „- коэффициенты интерференции", 6 — угол скоса потока. Если рассматриваетск передняк неоущак поверхность, то 8 = Съ

При сверхз~уковых акоростях полета коэффициент шарнирного

момента также рассчитываетая по формуле ~6.3), в которой согласно линейной теории при дозвуковой передней кромке рулк производные от коэффициентов

Распознанный текст из изображения:

8 ' цри сверхзв

ук вой передней кромке р м

ЛИТЕРАТУРА

, а

У р а г о '.Г. Аэродинамические характе тельных льных аппаратов и их частей. ~6., АИ, 1979. г. ъ

* У р а г о С.Г. Выбор аэродинамической к зв ко уковых и сверхзвуковых летательных аппаратов.

3. Б У р а г о С.Г., С а д е к о в а Г.С. Р мических характеристик ЛА с применением ЭЬ~. ~й.,

4. С а д е к о в а Г.С. Расчет аэродинамиче тик ЛА .. — и!.; Изд-во ЫАИ, 1991.

О. Л е б е д е в А.А., Ч е р н о б р о в к мика полета. — М,: Машиностроение, 1978.

6. Б у р а г о С,Г. Приближенный метод расчета коэ4хрипиентз нормальной силы крыльев малого удлинения при углах атаки от 0 до 90 // Вопросы аэродинамики летательных аппаратов: Сб. науч,

о тр. / ИИ„Я., И~И„1978.

7. 0 с т о с л а в с к и й И.8. Аэродинамика самолета.- М.: Оборонгиз, 1957.

ОГ. АЬ1Е~П4Е

1. Выбор размеров частей ЛА ........................,... 6 2. Расчет коэффициента нормальной силы,й .............. 3. Расчет козррициента осевои силы ЛА .................. й 4, Расчет козурициента момента тангажа ...........„..... 40 5 . Расчет коэффициентав продольного демпфирующего момента ЛА ...........,......................................

. ° ° ....... ° .* ° ....... 43 б. Расчет шарнирного момента рулеи ...................., '

. ° ° ° ° ° ° ° ° . ° . ° ° ... 46

..... ° .. ° . ° . ° . ° .... ° . ° . ° .. ° .... 46

Литература .............................................