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 5

Используется вышеприведенная общая формула профильного сопротивлениясо следующими особенностями:- характер обтекания при расчете коэффициента сопротивления пластины обычнопринимается полностью турбулентным;- число Re подсчитывается по длине фюзеляжа;- коэффициент формы принимается единичным;- относительная площадь здесь – это отношение площади поверхности всегофюзеляжа к площади его миделева сечения (т.к. при суммировании для получения общегокоэффициента сопротивления ЛА множителем является отношение миделя к характернойплощади всего ЛА, а сила трения фюзеляжа пропорциональна всей омываемой потокомплощади).Основное влияние на сопротивление давления оказывают носовая и кормовая части.Пользуются эмпирическими данными для различных форм. Для уменьшения донногосопротивления (возникающего из-за отрыва потока) кормовую часть по возможностиделают плавно сужающейся.

Для обтекаемых носовых частей, также как и для обтекаемыхпрофилей, возможно возникновение «подсасывающей силы», т.е. составляющая давленияможет оказаться отрицательной (на дозвуковых скоростях).У фюзеляжей, обладающих подъемной силой, существует индуктивноесопротивление, пропорциональное квадрату этой подъемной силы. Но так как эта силамала, то и индуктивное сопротивление фюзеляжа мало.При движении со скоростями выше скорости звука возникает скачок уплотнений(тонкий слой, в котором происходит переход от сверхзвуковой относительной скорости кдозвуковой), движущийся вместе с телом относительно невозмущенного потока.Естественно, что этот скачок также сопровождается необратимыми потерями энергии, т.е.создает сопротивление движению.

Эта составляющая называется волновым12сопротивлением. Волновое сопротивление проявляется уже при дозвуковых скоростях,когда местные скорости в отдельных точках начинают превышать местную скоростьзвука. С ростом М «оформляется» общий скачок уплотнений, при дальнейшем росте этотскачок сужается, коэффициент сопротивления уменьшается (именно коэффициент, а несама сила, так как коэффициент умножается на квадрат скорости). При дальнейшем ростеМ скачок становиться отсоединенным, создается фиктивное обтекание, коэффициентсопротивление снижается.

Принято, что волновое сопротивление не включается впрофильное.Величина волнового сопротивления и характер его зависимости от параметровдвижения существенно зависит от формы крыла в профиле и плане. Острая передняякромка профиля создает при М>1 клинообразный скачок уплотнений. Если носовая частьпрофиля оказывается за этим клином («в тени»), то волновое сопротивление такойносовой части будет создаваться в основном одним этим скачком. Если есть поверхности,выступающие за этот клин, то они создают дополнительные скачки уплотнений сопротивление увеличивается. Поэтому лучшей формой носовой части профиля с точкизрения волнового сопротивления будет узкий клин.

К тому же для профилей соскругленной передней кромкой и имеющих заметную толщину скачки уплотненийнаступают раньше, чем относительная скорость ЛА сравняется со скоростью звука местная скорость раньше достигает этих значений. Расширение потока в задней частипрофиля крыла приводит к увеличению сверхзвуковой скорости - уменьшение давления взадней части крыла - дополнительная сила навстречу потока.

Поэтому для сверхзвуковыхЛА с точки зрения волнового сопротивления лучший профиль - клин с узким углом.Волновое сопротивление такого профиля в четыре раза меньше, чем у ромбовидного. Нона задней поверхности клиновидного профиля неизбежен отрыв потока. Обычносопротивление из-за такого отрыва называют донным сопротивлением. Приходитсяискать компромисс. В справочниках приводятся таблицы относительных волновыхсопротивлений профилей.Волновое сопротивление зависит и от формы крыла в плане. Повторяявышеприведенные рассуждения можно прийти к выводу о предпочтительности крыльевсо стреловидностью по передней кромке.Волновое сопротивление фюзеляжа на сверхзвуковых скоростях также можетоказаться существенным. Влияют на него те же факторы, что и на крыле - вид скачкауплотнений, зависящий от формы той части поверхности фюзеляжа, которая создаёт этотскачок.

Основное влияние оказывает форма носовой части. Существуют типовыеэмпирические зависимости для различных форм носовой части. В таблице приведенывыборочные значения коэффициентов сопротивления носовой части Схнос (профильногои волнового). Предполагается, что за носовой частью следует цилиндрический корпус.Удлинением носовой части здесь называется отношение длины носовой части к диаметруее основания (примыкающего к цилиндрическому фюзеляжу).ФормаУдлинениеКоническая2ПриМ=0,60,02Мах значение(1<M<2)0,28При М=20,18ПриМ=50,15Параболическая(заостренная)Эллиптическая(скругленная)Коническая200,210,20,162-0,020,240,24-500,060,050,04Параболическая(заостренная)5-0,030,040,040,0313В сопротивление корпуса включается также сопротивление выступающих элементови надстроек (шасси, подвески и тому подобное).

Учитывают эмпирическими поправками.К полученной величине добавляют сопротивление двигательной установки.Если расчеты или эксперименты по определению сопротивления проводятся дляизолированных элементов ЛА, то для ЛА в целом необходимо учитывать сопротивление,возникающее при взаимодействии потоков от этих элементов. Эту составляющуюназывают сопротивлением интерференции.

Поэтому сопротивление ЛА складывается изсопротивления его элементов с учетом интерференции. Так как обычно вычисляются илиэкспериментально определяются не сами силы, а их аэродинамические коэффициенты, тоскладывать их нужно с учетом относительных площадей. На интерференционноесопротивление влияют те же взаимодействия, что и на подъемную силу, прежде всего взаимодействия крыла и фюзеляжа.

Учитывают эмпирическими поправками. Обратитьвнимание, что некоторые эффекты взаимодействия учитываются в расчете сопротивлениясамого элемента - прежде всего это относится к хвостовому оперению, где учитываютсяскос и торможение потока. Особенно существенными могут быть эффектыинтерференции при транс- и сверхзвуковых скоростях, т.е. при определении волновогосопротивления. На «трансзвуке» сопротивление ЛА можно понизить, применив такназываемое правило площадей, согласно которому минимальное сопротивление имеетЛА, площади поперечных сечений которого изменяются вдоль продольной оси так же, каку тела вращения, обладащего минимальным сопротивлением. На «сверхзвуке» отдельныеэлементы ЛА могут оказаться внутри скачка уплотнений (полностью или частично),причем это может по-разному проявляться при различных числах М. Этим активнопользуются при компоновке ЛА, например, создавая специальные острия, образующиескачки уплотнений, «затеняющие» другие элементы ЛА.Итак, силу лобового сопротивления (соответственно – и аэродинамическиекоэффициенты этой силы) считают как сумму названных составляющих.В итоге получают выражение для аэродинамической силы сопротивления в видеX a  qSc xa , ,..., M, Re,... , причем зависимости от угла атаки обычно –нелинейные.Аэродинамическое качество и поляра крыла и ЛА.

Аэродинамическим качествомназывают отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления, или отношениеаэродинамических коэффициентов этих силKa = Ya/Xa = Cya/Cxa.Полярой называют параметрическую зависимость подъемной силы (или ееаэродинамического коэффициента) от силы лобового сопротивления (или еекоэффициента), где параметром является угол атаки. Поляра является традиционным,удобным и наглядным способом отображения результатов «продувок». Используется ипри расчетах. Прямая, проведенная из начала координат через точку поляры, очевидно,описывается уравнением Суа = КаСха. Отсюда можно найти «наивыгоднейший» уголатаки, при котором Ка - максимально.

Этот угол соответствует точке поляры, черезкоторую проходит касательная к поляре из начала координат.Боковая силаБоковая аэродинамическая сила Za – составляющая результирующейаэродинамической силы, направленная перпендикулярно скорости ЛА и подъемной силе(т.е. – по оси Za).Источники возникновения боковой силы аналогичны источникам подъемной силы,однако углом между направлением потока и создающими эту силу поверхностями ЛАявляется угол скольжения , а не угол атаки. Поэтому выражения для этой силы и ееаэродинамического коэффициента – те же, что и для подъемной силы, если в последнихзаменить угол атаки на угол скольжения, а органы управления продольного движения – на14органы управления бокового (углы отклонения управляющих поверхностей относительно«горизонтальной» плоскости ЛА на их углы отклонения относительно плоскостисимметрии).

Т.е. Czа = Czа(, M, Re) + Czа(, M, Re) Н, где Н – угол отклоненияэффективного руля направления.Аналогиями можно пользоваться и при расчетах. Например, если у ЛА одинаковыевертикальное и горизонтальное оперения (ГО и ВО), и известна подъемная сила ГОCyго(, В), то боковая сила ВО Czво(, Н) = Cyго(-, -В).Но есть и особенности.Для самолетной схемы нет специального элемента создания боковой силы, поэтомубоковая сила крыла может оказаться соизмеримой с боковой силой остальных элементов.Расчёт этой силы аналогичен расчёту подъёмной силы бескрылого ЛА. По этой жепричине более обоснованными являются линеаризованные соотношения и практически неиспользуются зависимости от производной по углу скольжения. В силу симметрииобычна нулевая постоянная составляющая коэффициента боковой силы.

Всё это упрощаетрасчёт. Зато боковая сила может заметно зависеть от угла атаки при одном и том же углескольжения, поэтому иногда Czа = Czа(, , M, Re).Для осесимметричных ЛАCz (, Н) = Cy (-, -В) = - Cy (, В), Cz = - Cy , Czн = - Сув.15.