Аэродинамические моменты при отклонении рулевых поверхностей

Лекция 20

Тема 7. Аэродинамические моменты летательного аппарата

7.4. Аэродинамические моменты при отклонении рулевых поверхностей

         При рассмотрении темы 3  были рассмотрено разделение   рулевых поверхностей  на три основных типа:

- несущая поверхность - руль на этой схеме работает при создании управляющих сил и моментов элероны, элевоны, флапероны, рули направления и высоты;

- цельноповоротная несущая поверхность, которая создает управляющие силы и моменты за счет изменения угла между хордой поверхности и соответствующей характерной осью самолета (цельноповоротный стабилизатор, киль и крыло);

- управляющее воздействие достигается изменением структуры потока ( интерцепторы, спойлеры, тормозные щитки, гасители подъемной силы и др.).

Принципы их работы рулевых поверхностей были подробно изложены и зучены    в теме 3.

         Рассмотрим на примере  отклонения горизонтального оперения, как создается им управляющая  сила.

Рекомендуемые материалы

         Для управления самолетом в продольном канале используется руль высоты или полностью отклоняемый стабилизатор.

         Коэффициент подъемной силы горизонтального оперения с учетом отклонения руля высоты            равен

,                             (7.11)

         где _го - фактический угол атаки оперения  ,

.

         Для горизонтального оперения, набранного из симметричных профилей, при       =0   и          =0

                                                       (7.12)

В силу этого зависимости с_уаго= f (,) и      для всего самолета с учетом отклонения руля высоты имеет вид, представленный на рисунках.

 

      Рис.7.13                                                                     Рис.7.14

         Аналогичный вид имеет данная зависимость и с учетом отклонения всего стабилизатора

Рис.7.15

         Таким образом, коэффициент подъемной силы горизонтального оперения с учетом отклонения руля высоты и угла установки стабилизатора определяется выражением

где              - коэффициент эффективности руля высоты,

                                                      - коэффициент эффективности цельноповоротного стабилизатора.

         В прикидочных расчетах можно принимать

.         (7.13)

         Приращение подъемной силы, возникающее на горизонтальном оперении при отклонении руля высоты или цельноповоротного стабилизатора         = вызывает дополнительный момент относительно центра масс

                                        (7.14)     где 

Рис.7.16

         Здесь       С_уаго представляет собой сумму второго и третьего слагаемых в формуле.

         В общем случае для самолета

                              (7.15)

         Тогда зависимость m_z=f () при отклонении руля высоты (стабилизатора) смещается вверх или вниз

Рис.7.17

 Шарнирные моменты рулевых поверхностей были подробно рассмотрены  в теме 3.

7.5. Аэродинамические характеристики летательного аппарата с учетом балансировки в горизонтальном полете

         В установившемся полете самолет должен быть сбалансирован. Под балансировкой понимается уравновешивание сил и моментов, действующих на самолет в полете. Сбалансированный  ЛА совершает прямолинейный  установившийся  полет.  Наиболее важной является балансировка  ЛА в продольном движении. В этом случае необходимо обеспечит  выполнение равенств:

                                                                       (7.16)

Продольная балансировка, т.е. обеспечение условия m_z=0, осуществляется отклонением руля высоты (стабилизатора)

Рис.7.18

         Каждому значению угла атаки  и коэффициенту подъемной силы С_уа соответствует свой угол поворота стабилизатора (руля высоты) при котором m_z=0. Эти значения  и с_уа называют балансировочными.

         Зависимость углов отклонения стабилизатора от с_{уа бал} называется балансировочной диаграммой

        

Рис.7.19

         На ЛА   фокус располагается   позади центра масс и для того , чтобы  сбалансировать  ЛА нормальной схемы по моменту тангажа, необходимо на горизонтальном оперении создать  дополнительную силу DY_го, направленную  вниз  с тем,  чтобы момент этой силы M _{z р}  уравновесил момент тангажа M _z ЛА. Если фокус  ЛА без горизонтального оперения располагается впереди центра масс, то для  балансировки по моменту тангажа  подъемная сила на  оперении направлена вверх; при балансировке  она только уменьшается на величину DY_го.

7.6.Потери подъемной силы и аэродинамического качества на балансировку и их зависимость от взаимного положения центра масс и аэродинамического фокуса

Для сбалансированного  самолета при  (m_z=0) получаем

                      (7.17)

         Тогда Y_{а бал}=Y_а - D Y_а     или

                                                      (7.18)

         В приближенных расчетах обычно полагают, что фокус и центр давления расположены близко друг от друга и тогда в данных формулах x_ц.д. заменяют на x_F.

         Вывод: степень влияния балансировки на величину подъемной силы самолета зависит от расположения горизонтального оперения и запаса продольной статической устойчивости    .

Из (7.18) следует, что величина коэффициента подъемной силы при балансировке зависит от разности   и от расстояния между центром масс самолета и фокусом по отклонению руля, отклоненного для балансировки. На летательном аппарате  нормальной схемы и схемы «бесхвостка»  и для  них  .  Причем для схемы «бесхвостка» расcтояние от фокуса по отклонению руля (элевона) существенно меньше, чем для нормальной схемы, и поэтому для схемы «бесхвостка»  потери подъемной силы на балансировку больше. Для схемы «утка»   и поэтому для нее при при при балансировке коэффициент подъемной силы увеличивается. На рис. 7.20 показана зависимость величины отношения   от разности для указанных  трех схем самолетов.

Рис.7.20

При балансировке летательного аппарата изменяется и величина  лобового сопротивления, обусловленного подъемной силой. Дело в том, что при балансировке  изменяется величина  подъемной силы и для сохранения первого равенства из (7.16)  необходимо изменять угол атаки: на летательных аппаратах нормальной схемы и схемы «бесхвостка» увеличивать; схемы «утка»' — уменьшать (при   ). При направления изменения угла атаки будут обратные. Принято обозначать

.                                            (7.19)

Установлено, что для летательных аппаратов с  для схем нормальная и «бесхвостка» k_бал> 1 из-за необходимости увеличивать угол атаки. Для схемы «утка» при малых значениях   величина k_бал  может быть меньше 1,0; при больших значениях . Это связано с тем, что уменьшение сопротивления из-за уменьшения угла атаки () не компенсируется его увеличением () за счет отклонения на большой угол стабилизатора или руля высоты (рис. 7.21). На летательных аппаратах с  k_бал может быть меньше единицы и для схем «нормальная» и «бесхвостка». Качественно зависимости k_бал  от величины для самолетов трех схем могут быть представлены графиком на рис. 7.22.

При балансировке изменяется в том числе и максимальное аэродинамическое качество. Если пренебречь несимметрией самолета по подъемной силе, то есть положить  a_бал  =0, то можно записать

.                      (7.20)

         В соответствии  с (7.19) и рис.7.22  зависимости  К_{мах бал}/К_мах =f() представлены  на рис.7.23.

Лекция 5 - лекция, которая пользуется популярностью у тех, кто читал эту лекцию.

Рис.7.21

         Вывод: из рис.7.23 следует, что практически для всех схем, за исключением  небольшой области для схемы «утка», уменьшение   уменьшает  потери   аэродинамического качества на балансировку.

Рис.7.22

Рис.7.23