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 4

Поэтому cYоп  cYоп ( , & ,  в ) . Эта поправкаобычно оказывается малой по сравнению с подъемной силой оперения, но может вноситьзаметный вклад в подъемную силу расположенного на нем руля. Естественно, чтоучитывать это надо, когда учитывается сама подъемная сила руля, а также, когда по нейрассчитывается момент от руля.Отметим, что если достаточной площади руль расположен перед крылом, тозапаздывание скоса потока может возникнуть на крыле, т.е. в подъемной силе крылапоявляется зависимость от производной отклонения передней управляющей поверхностиcYa  cYa ( ,..., &в ,...) .Итак, в общем случае выражения для аэродинамического коэффициента и самойподъемной силы ЛА имеют вид зависимостиYa  qSc ya  ,  З ,  Н ,  B ,  z , & или &B ,..., M , Re,...

,где в квадратных скобках указаны параметры, оказывающие, как правило, существенноменьшее влияние.Во многих случаях, в частности, при малых углах атаки, можно пользоватьсялинеаризованными зависимостями, например с ya  c ya 0  cya  c yaз  З  c yaн  Н  cyaB  B  ... .Сила лобового аэродинамического сопротивленияВ силу лобового аэродинамического сопротивления включаются проекции нанаправление воздушной скорости главного вектора аэродинамических сил давления и сил,возникающих из-за вязкого трения, а также - силы, работой которых можно заменитьпотери (диссипацию) механической энергии при движении ЛА.Проекцию главного вектора сил давления на направление потока называется силойсопротивления давления Хд, а сил трения – силой сопротивления трения ХF.

Суммаэтих сил при некотором номинальном положении тела относительно невозмущенногопотока (например - при нулевом угле атаки) называется профильным сопротивлениемХр = Хд + ХF.Сопротивление, возникающее из-за отрыва потока, называют «вихревымсопротивлением», иногда «донным», так как отрыв возникает чаще всего на задней частитела.

Если оно вызвано формой тела, т.е. - отрыв потока существует при номинальномположении, то это сопротивление так же включается в профильное.Влияние каждой из составляющих может проявляться по-разному. Например, вобщем случае трение в турбулентном пограничном слое больше, чем в ламинарном.Однако, турбулентность затягивает срыв потока, а это может оказаться болеесущественным, чем разница между ламинарным и турбулентным трением, в результатечего общее сопротивление может уменьшиться. По-разному проявляется и действие силдавления.

При безотрывном обтекании сила сопротивления давления, обычно, гораздоменьше силы сопротивления трения. Для идеальной жидкости сопротивление давлениявообще равно нулю - этот теоретически доказанный эффект называется парадоксом10Д’Аламбера. Причём вязкое трение может приводить к такому перераспределению силдавления, что при ламинарном безотрывном обтекании соответствующая проекция ихглавного вектора будет направлена по вектору скорости, а не навстречу ему - возникаеттак называемая «подсасывающая сила».

Правда - слишком малая, и для её реализациинужны специальные меры. Достаточно часто силой сопротивления давления прибезотрывном обтекании вообще пренебрегают и профильное сопротивление оцениваютформулой для силы сопротивления тренияКак правило, расчетная формула имеет вид Сха = 2Cf (Re)сSотн или Сха = 2Cf(Re)MSотн, где 2Cf (Re) – коэффициент трения (единицы длины) бесконечной плоскойпластины (пренебрежимо малой толщины) шириной, равной характерной длине элементаb, Re – число Рейнольдса, вычисленное по этой длине (Re = bV/ ), M - коэффициент,учитывающий сжимаемость воздуха (зависимость трения от числа Маха),  (или с) –коэффициент, учитывающий форму (в частности – толщину, удлинение) элемента, т.е. –отличие его от пластины, Sотн – относительная площадь элемента.Все составляющие этой формулы – эмпирические, различные для различныхэлементов, и не просто коэффициенты (постоянные) - а функциональные зависимости.Для элементов типовых видов и форм существуют справочные данные.«Коэффициент» Cf является достаточно сложной зависимостью от Re, особенно еслиучесть, что трение зависит от характера пограничного слоя, а точка перехода отламинарного обтекания к турбулентному может оказаться на поверхностирассматриваемого элемента.

Поэтому пользуются для различных случаев разнымимоделями для расчета Cf (соответственно – могут получать разные значения этогокоэффициента).Коэффициент M для плоской пластины при М<1 принимают за единицу (точнее,единица – при ламинарном обтекании, при турбулентном – опускается от 1 до 0,9 приросте М от 0 до 1), с ростом М этот коэффициент уменьшается (если теплообмен сосредой отсутствует).Под относительной площадью элемента Sотн понимается отношение его характернойплощади к характерной площади ЛА S.Профильное сопротивление можно трактовать как сопротивление при нулевойподъемной силе или нулевом угле атаки.

Поворот практически любого реальногоэлемента по отношению к невозмущенному потоку сопровождается дополнительнымивозмущениями этого потока, а это может приводить к дополнительному сопротивлениюдаже при безотрывном обтекании. Так как это сопротивление возникает из-за наведенных(индуцированных) потоков, то и называется оно индуктивным. Как правило,индуктивное сопротивление по своей природе – тоже, в основном - сопротивлениедавления.

Силы вязкого трения при этом меняются незначительно.Основной причиной индуктивного сопротивления крыла являются индуцированныевихри у его концов. Для бесконечного крыла обтекаемого профиля сопротивление вязкоготрения и сопротивление давления (само по себе малое в продольном направлении)практически не меняется при наклоне (пока не возникает отрыв потока). Т.е. считаютиндуктивное сопротивление бесконечного крыла нулевым. Вихри самоиндукции создаютвертикальную составляющую скорость, из-за чего местный угол атаки у концов крыластановится меньше. Из-за этого подъемная сила у концов крыла не только уменьшается повеличине (что было рассмотрено раньше), но и поворачивается на угол скоса I(индуктивный угол скоса).

Другими словами, часть силы, которая по своей природе –подъемная, приобретает составляющую в направлении, противоположном скорости –становится силой лобового сопротивления. Индуктивный скос (средний) можно считатьпропорциональным углу атаки, или подъемной силе, которая, в свою очередьпропорциональна углу атаки.

Поэтому аэродинамический коэффициент этой«индуктивной» силы сопротивления Cxai можно считать пропорциональным квадратуугла атаки (или квадрату подъёмной силы). Коэффициент пропорциональности, очевидно,11зависит от удлинения крыла, так как сам эффект вызван конечной длиной. Обычнопринимают Cxai = (1+)/ Cya2, где  - эмпирический поправочный коэффициент,учитывающий форму крыла. Например, для прямоугольного крыла дозвукового профиляпри   3 принимают линейную зависимость от удлинения  = -0,02+0,01.Функцию индуктивного сопротивления Cxai от Суа или  называют параболойиндуктивного сопротивления.При более тонких расчетах учитывают перераспределение давления на поверхностикрыла, приводящее к изменению подъемной силы, т.е., возникающее и у бесконечногокрыла при изменении угла атаки. Реально величина такого учета соизмерима спогрешностью расчета индуктивного сопротивления, за исключением тех случаев, когдавозникает отрыв потока.

Для крыльев с заостренной передней кромкой и большойстреловидностью самоиндукция и отрыв потока происходит и по передней кромке. Приэкспериментальном измерении сопротивления эти эффекты учитываются автоматически.Сопротивление оперения зависит от тех же факторов, что и сопротивление крыла, нопри расчете необходимо учитывать искажение потока, т.е. вводить коэффициентторможения потока и угол скоса потока.При наличии отклоняющихся элементов на оперении или крыле дополнительномогут учитывать изменение индуктивного сопротивления из-за такого отклонения. Расчетпроизводится точно так же, как для крыла или оперения, но для относительной площадирулей. При этом вместо угла атаки ЛА берут сумму местного угла атаки (с учетомвозможного скоса) и угла отклонения. Образование щели при отклонении (особенно приосевой компенсации шарнирного момента) учитывают эмпирическими поправками.При оценке сопротивление корпуса принято различать носовую, цилиндрическую икормовую части корпуса, по-разному влияющие на сопротивление.На сопротивление вязкого трения влияют все части, но рассчитывают её обычно какцилиндрическую, за исключением тех случаев, когда цилиндрической части нет вообще(конический корпус отделяемых головных частей ракет, корпуса вертолетов и томуподобное).