Лекция №2.1. Нормальная аэродинамическая система (Лекции по дисциплине "Динамическое проектирование систем стабилизации летательных аппаратов")

Нормальная аэродинамическая схемаМиг-29МиГ-23«Бесхвостка»«Мираж-2000»Схема «утка»JAS-39 «Грипен».1.44Различные варианты механизации переднейкромки крылаNose flap –носовой щиток, Krueger flap – щиток Крюгера,Fixed slot – щелевой предкрылок, Slat – отклоняемый носоккрылаМеханизм увеличения коэффициента подъемной силы накрыле на больших углах атаки при отклонении щелевогопредкрылкаУравнения моментов для изолированногодвижения маневренного самолета:- канал управления по тангажу:_ _ z_ _  _ z  M Z   M Z  z  M Z  ст  М Z   M Z0- канал управления по крену:_ x_ Э x  M x  x  M x  э- канал управления по курсу (рысканию):_  рн y  y  M y  y  М у  рн  M у Эффективность органов управления M z  m z qSba ; M xээ m x qSl ; M yн m y н qSlСхема образования аэродинамического момента от горизонтальногооперения и газодинамического момента от отклонения сопла в продольномканалегде:mz , mx , my- безразмерные коэффициентыэффективности органов управления;аэродинамическойS – площадь крыла;l – размах крыла;ba- длина средней аэродинамической хорды;qV 2- скоростной напор;  - плотность; Vвоздушная скорость;2- истиннаяC yГО- коэффициент подъемной силы горизонтального оперения;S ГО- площадь горизонтального оперения;qГО- скоростной напор потока воздуха, набегающего нагоризонтальное оперение;__LГО  X F ГО  X Т- плечо горизонтального оперения;M z  mz qSba  C y ГО S ГО q ГО LГОmz  C y ГОАГО S ГО LГО q ГО С y ГО AГО к ГОSbaqS ГО LГОSba- безразмерныймомента горизонтального оперения;к ГОкоэффициентстатическогоq ГО V 2 ГО 2qV - коэффициент торможения потока воздуха вобласти горизонтального оперения.нm y  С y ВОS ВО LВО C z н ВО q ВО C y ВО AВО nн к ВОSl C z ВО q С y ВО  C z ВО - коэффициент аэродинамической боковой силывертикального оперения;S ВО - площадь вертикального оперения;__- плечо вертикального оперения;L ВО  XF ВО XТбезразмерный коэффициент статического момента горизонтальногооперения;АВО S ВО LВО - безразмерный коэффициент статического моментаSlвертикального оперения;C z н ВО - коэффициент относительной эффективности руляnн  C z ВО направления;S рнНа дозвуковых скоростях полета nн на сверхзвуковыхS ВОqк ВО  ВО - коэффициент торможения потока воздуха в областиq вертикального оперения.nн Схема образования аэродинамических моментов от вертикального оперенияи отклонения элеронов и газодинамических моментов от диференциальногоотклонения сопла и отклонения сопла в поперечном каналеS рнS ВОM xэ  2Yэ z эYэ  CyS1Sq   K э C y nэ 1 q cos  э22К Э - коэффициент, учитывающий изменение С по размахуукрыла;C z эnэ  Cу- коэффициент относительной эффективности элерона;На дозвуковых скоростях полета nэ SэS1nэ на сверхзвуковыхZ э - плечо действия подъемной силы от элерона; э - угол стреловидности элерона;S э - площадь элерона;S1 - площадь части крыла, на которой расположен элерон.mx э qSl  2 z э K эC y nэ S1q cos  эmx э   K э C y nэS1 2 z эcos  эS lГазодинамическая эффективность cMz к Д Rc L ГДIz_ c, Mx Rc z ГДIx c, My к Д Rc L ГДIyк Д - количество двигателей;RC- тяга сопла двигателя;- плечи действия газодинамических сил по осям тангажа,LГД , Z ГД крена и рыскания.SэS1Уравнения моментов и законов управлениядля маневренного самолета:- продольный канал управления:_ _ z_ _  _  M Z   M Z   M Z   М Z   M Z0zст zТ  к Х  к   i n     хрn yz zбал ст- боковой канал управления:_ x_ y_ Э_  рн_  x  M x  x  M x  y  M x  э  М х  рн  M x  э  к х Х рк   х х_ x_  рн y э  y  M y   M y   M y   М у   M у xyэрн  к Х  к ( )     к ( ) Х к  к   i nхпху урn z12 рн- уравнения связи продольной и боковой перегрузокс углами атаки и скольжения:_C y V 2 SY Yn y   G mg2mg_ _  рнnz  (Z   Z рн )Vgподставив выражения законов управления в уравнения моментов,получим:_   _ __ z_  _  _ Y _Т z  M z   к  mg in  M z    M z   z M z  z  M z    M z0  бал   к х M z X р  δс т М z δс_  рн _ x_ э_ у_  рн_ Э_  х  M x   к  i Z V  M x     M x   M x    М х   М х   к М х Х К xухр  n х  уg _  рн  δс   рн V рн   М х Δδс М х  к х Х п  in Zg__  рн _ х_ э_  рн_ у_  рн_ у  М у   к  i Z V  M y     М у   М у  к ( ) М у    М у   М у  1ху  n х  уg _ э_  рн _  hy  δс нVКК рн   М у δс к х М у Х р  М у  к2 ( ) Х р  к х Х п  in ZgСравнение размерных коэффициентов эффективностиаэродинамического и газодинамического управления впродольном каналеMz_fi2520Mz15105000,10,20,30,40,50,60,70,80,911,1Mаэродинамика H=0аэродинмика H=5аэродинамика H=10газодинамика Н=0газодинамика Н=5газодинамика Н=10в функции числа М6,0005,000M4,0003,0002,0001,0000,00005101520253035AlfMz_газодинамикав функции угла атакиMz_fi_st4045Функциональная схема контура управления с ОВТРстРстРдинВСПУnyqсжX TpМВСПУ - вычислительвысотно-скоростныхпараметровткРвхнЦУРвхXплевстЭГРПтUTy+стПродольныйЭГРПтzTUyzXpк левдвправдвФункционалкомпенсацииинерционныхи гироскопическихмоментов и весовойсоставляющейлевс тРПСпxБоковой каналуправленияzправтсxX pкуправлениятРПСпyканалс+СамолетnyправстX TpXTpРвхБортовой вычислительz yклевЭГРПкUKy-эсКаналUy - функционалуправленияX pкЭГРПк-U KyxXпкренаэлевнРПСнкXp-правэстсyyUНyxРПСнправнс+снКаналлевX pкxXпUНynzyЭГРПнрн+рнрысканияправЭГРПнрнnzКонструктивная схема двигателя с одноосевымотклоняемым вектором тягиКонструктивная схема двигателя с многоосевымотклоняемым вектором тягиТаблица 1.Сравнительные характеристики двигателей с многоосевым ОВТСамолетыF-15 ACTIVF-16 MATV«MCDONNELDOUGLAS»F-100-PW-229«LOCKHEEDMARTIN »F-110-GE-129Характеристики/тип двигателяТелесный угол± 20отклонения, [о]Скорость60отклонения, неменее [о/с]Максимальная29100 (13200)тяга,[фн] (кгс)Измеренная6000 (2720)тяга приотклонениивектора тяги ,[фн] (кгс)Фирма «PRATT&WHITNEY»разработчикМиГ-29М ОВТФГУП РСК «МиГ »Eurofighter EF-2000TyphoonРД-33ОВТEJ200± 20± 15± 2060306035100 (15910)18300 (8300)20000 (9000)6500 (2950)4400 (2000)«GENERALФГУП «Завод«EUROJET»ELECTRIC»им.

В.Я.Климова»(ITP+MTU).