1.Силы и моменты, действующие на ЛА в полете. Наименования и обозначения, природа и принципы расчета (1. Силы и моменты, действующие на ЛА в полете. Наименования и обозначения, природа и принципы расчета), страница 3

Ограничения – не только из-за сложности конструкции, но и из-завозможности отрыва потока.Теоретические результаты получены без учета сжимаемости воздуха. Из газовойдинамики известно, что такой подход приемлем для скоростей, далеких от скорости звука,М<0,5 (не учёт сжимаемости на таких скоростях дает погрешность менее 5%, чтосоизмеримо с общей погрешностью расчета). При больших скоростях вводят поправки насжимаемость или полностью отказываются от расчетных методов, переходя кэкспериментальным зависимостям (нелинейным).Также поступают и при сверхзвуковых скоростях, на которых принцип образованияподъёмной силы уже не соответствует теории Н.Е.Жуковского. В современнойаэродинамике существуют аналитические подходы к расчёту подъёмной силы присверхзвуковых скоростях, но точность и достоверность их не позволяет обойтись безэкспериментальных исследований практически для каждой новой разработки.Дополнительные сложности возникают на трансзвуковых скоростях, при которых накрыле образуются перемежающиеся локальные скачки уплотнений.Для сверхзвуковых скоростей – другие требования к формам профилей и крыла вплане.

Из-за особенностей образования скачков уплотнений – острые кромки, малыетолщины (в дополнение к нулевым или малым вогнутостям). Предпочтительнее тонкиепрямые профили (сверхкритические и сверхзвуковые). Форма крыла в плане во многомопределяется формой волнового фронта (скачка уплотнений). Сверхзвуковая передняя7кромка – находящаяся вне конуса Маха от ее же точек. Т.е. каждая точка работает всверхзвуковом потоке. Дозвуковая кромка – целиком находящаяся внутри конуса Маха отпередней точки.Во всех случаях подъемная сила и коэффициент подъемной силы крыла могутбыть представлены в виде зависимостей от конструктивных параметров крыла, егохарактерного размера (площади), параметров средств механизации, параметров движенияЛА и характеристик среды Ya  qSc ya ( ,  З ,  Н ,..., M , Re,...) .

При малых углах атаки можнопользоваться линеаризованными зависимостями, например с ya  c ya 0  cya  c yaз  З  c yaн  Н ,где  З и  Н – углы отклонения закрылка и носка соответственно.Для большинства ЛА фюзеляж (корпус ЛА) также создает подъемную силу, однако– существенно меньшую, чем крыло. Обычно – экспериментально определяемую. Дляфюзеляжей типовых форм результаты этих экспериментов обобщены в виде справочныхзначений коэффициентов подъемной силы. Например, фюзеляж в форме цилиндра сносовой полусферой имеет производную коэффициента подъёмной силы по углу атакиcyaф  0,035 радиан-1.

При пользовании справочными данными следует учесть, чтохарактерной площадью фюзеляжа считается площадь его миделева сечения S мф , поэтомупри определении суммарного аэродинамического коэффициента справочное значениеS мфнадо умножать на относительную площадь миделя фюзеляжа S мф .SКак правило, гораздо больший эффект вносит взаимодействие потоков от крыла ифюзеляжа. Если фюзеляж создает положительную подъемную силу, то существуетвертикальная составляющая потока вдоль боковых поверхностей фюзеляжа. Этасоставляющая проявляется в действующем у основания крыла потоке, увеличиваяместный угол атаки и, соответственно – подъёмную силу. С другой стороны, приположительной подъёмной силе крыла избыточное давление снизу крыла воздействует нафюзеляж.

Оба эти эффекта дают дополнительную подъемную силу, называемуюинтерференционной составляющей Yaèêô . Поэтому подъёмная сила комбинации«крыло + фюзеляж) Yaê ô  Yaê  Yaô  Yaèêô .Но этот эффект легко испортить «неправильным» сопряжением крыла и фюзеляжа,вследствие которого могут возникать завихрения и отрывы потока. Поэтому в местахсопряжения делают скругления, «зализы».Эффекты интерференции могут быть усилены специальными конструктивнымимерами и приданием фюзеляжу соответствующей формы. На основе этой идеиразработаны так называемые интегральные компоновки ЛА, при которых фюзеляж вовзаимодействии с крылом создает значительную часть подъёмной силы. Логическимзавершением этой концепции является компоновка «летающего крыла».В традиционных схемах ЛА подъёмная сила фюзеляжа существенно меньше, чем укрыла, поэтому при её расчётах можно использовать весьма приближённые методы –абсолютные значения погрешностей мало скажутся на общей точности расчётов.Исключение составляют бескрылые ЛА, для которых подъёмная сила фюзеляжасоставляет значительную часть подъёмной силы всего ЛА, и определять её нужно смаксимально возможной точностью.Подъемная сила оперения вычисляется аналогично крылу, так как оперение, такжекак и крыло, является «несущей поверхностью», т.е.

– элементом, подъёмная силакоторого значительно превосходит силу сопротивления. Отличия – в площади (обычно –заметно меньшей, чем у крыла) и в искажении потока у хвостового оперениярасположенными впереди его элементами. Как правило, крыло, в основном, изменяетнаправление потока (создаёт его скос), а фюзеляж - уменьшает величину скорости, еслиоперение оказывается в пограничном слое.8êðСкос потока (средний) у оперения от крыла  îï зависит от формы крыла, его углаатаки и от расположения оперения относительно крыла.

Например, для прямоугольногокрыла скос потока пропорционален углу атаки и обратно пропорционален удлинениюкрыла , так как создаётся , в основном, из-за самоиндукции. Зависимости от сужения,стреловидности и от координат оперения относительно крыла – эмпирические, какправило - нелинейные. Иногда учитывается и скос потока от фюзеляжа – такжеэкспериментально. При постоянном угле атаки ЛА местный (средний) угол атакиоперения  îï     îï .Изменение скорости потока у оперения оценивают коэффициентом торможенияпотока k îï Vîï2V2.

В первом приближении считают, что этот коэффициент тем меньше,чем больше отношение площади оперения «занятой фюзеляжем» к общей площадиоперенияSîïôSîï, но эта зависимость - нелинейная.Изменения подъемной силы от подвижных элементов ЛА, прежде всего – оторганов управления (управляющих поверхностей, рулей), сами по себе обычно невелики.Но эти изменения создают необходимые (значительные) изменения моментов и длярасчета последних необходимо определять изменения подъемной силы Yi , где i – уголотклонения соответствующей управляющей поверхности. Иногда некоторыми из Yiнельзя пренебречь и в подъемной силе, например, в случае поворотного крыла или рулейвысоты относительно большой площади.

В общем случае – это экспериментальныезависимости, причем часто c Yi  c Yi (, i ) и стараются сделать так, чтобыc Yi  cYi ()i , т.е. – чтобы обеспечивалось линейное изменение подъемной силы отуглов отклонения (в ограниченных диапазонах изменения этих углов).

Иногдакоэффициент подъёмной силы от оперения можно получить расчетным путем. Например,для прямоугольного горизонтального оперения с прямоугольными рулями высоты на немв первом приближении принимаютвcYоп ( ,  в )  cYоп(  S в S оп   в )  cYоп  cYопв .Для рулей, расположенных на задних кромках крыла или стабилизатора, следуетпомнить, что их подъёмная сила - не собственная (т.е. - не сила, создаваемая рулем какизолированной несущей поверхностью с хордой и площадью самого руля), а то изменениеподъемной силы соответствующей поверхности, которое произошло из-за изменения еёкривизны при отклонении руля. Т.е.

- гораздо большая, чем сила изолированного руля. Нона сверхзвуке этот эффект пропадает - эффект отклонения руля не распространяется навпереди расположенную поверхность - до нее не доходят не только частицы, но ивозмущения. Поэтому - резкое падение эффективности рулей на задних кромках. Насверхзвуке предпочтительнее поворотные стабилизаторы (увеличенной площади) иликонцевые рули.Обычно подъемную силу всех неподвижных элементов ЛА (при нулевом отклоненииуправляющих) объединяют в единую силу - подъёмную силу планера, а коэффициентподъёмной силы ЛА записывают в видеcY ( ,  i )  cYп ( )   cYi ( ,  i ) , или cY ( ,  B )  cYп ( )  cY B ( ,  B ) ,iгде  B - угол отклонения руля высоты или так называемый эффективный угол рулявысоты, т.е. – угол, эквивалентный отклонению  i  элементов управления, изменяющихмомент тангажа ЛА.9Для ЛА, совершающих маневры в вертикальной плоскости, нужно учитывать, чтоскос потока от крыла доходит до хвостового оперения и расположенных на немуправляющих поверхностей через некоторое время.

Если этот скос постоянный – то это неимеет значения. Но при изменении угла атаки меняется и скос. Если расстояние междуцентрами давления крыла и оперения Хоп, то время запаздывания t  Хоп/V и скос потокау оперения в момент времени t будет соответствовать не (t), а (t-t). Этот эффект носитназвание «запаздывание скоса потока». Соответственно и подъемная сила оперения ирасположенных на нем рулей должна определяться по «старому» скосу потока. Считаяскос потока, создаваемый крылом, пропорциональным углу атаки крыла, а подъемнуюсилу оперения – пропорциональной скосу потока у оперения, получаем, что в подъемнуюсилу оперения надо вносить поправку, соответствующую изменению угла атаки за времязапаздывания, т.е. – производной от угла атаки.