Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Часть I (1976) (1245221), страница 9
Текст из файла (страница 9)
Поляра первого рада строится при помощи графиков функций с =ск(п) и с„=с„(п) таким образам, что значения с и с„откладываются соответственно по асям абсцисс и ординат. При этом у каждой точки кривой записывается соответству1ощий угол атаки, который является в данном случае параметром поляры. Таким путем на кривой с„=~(с,) производится разметка углов атаки. Поляра первого оода удобна в практическом применении, так как позволяет легка определить для любого угла атаки такую очень С Су Ряс. 1 3.3. Построевве повары первого рода летательного аппарата: о — графвк функцвв с, сс (а); й — графек функцвв с~-с (а1: в — поляра У первого рода важную аэродинамическую характеристику летательного аппарата, как аэродинамическое качество К = с„/с„= 1'/Х.
(1.З.1О) В случае если масштабы с„(или 1') и с (илн Х) одинаковы, та К равно тангенсу угла наклона к оси абсцисс вектора, проведенного из начала координат (полюса) в точк~ полярной диаграммы, соответствующую выбранному углу атаки. Ка поляре можно определить наивыгоднейший угол а та к и а „„, соответствующий м а кс и м аль наму к а ч ест в у К, =.1Ки„,а„, (1.3,10') если из начала координат провести касательную к поляре. К числу характерных точек поляры относится точка св „, соответствующая м а к с им а ль ной и о дъ е м н о Й с ил е, которая достигается при критическом угле атаки и . На кривой Ъ! вр -южно отметить точку, определяющую минимальный коэффициент 31 мгегегл оИ>-1алрЬ.гп — Самолет своими руками лобового сопротивления с„,п1 и соответствующие значения угла атаки и коэффициента подъемной силы.
Поляра будет симметрична относительно асн абсцисс, если летательный аппарат обладает горизонтальной симметрией. Для такога летательного аппарата значение с о соответствует нулевой подъемной силе с~=О. Наряду с полярой первого рода иногда пользуются и о л я р о й в та рого р ад а, отличающейся тем, чта она строится в связанной системе координат, по оси абсцисс которой откладываются значения коэффициента продольной силы сп, а по оси ординат — коэффициенты нормальной силы с~ (рис.
13А) Эта кривая применяется, в частности, прн прочностных расчетах летательных аппаратов. Теоретические и экспериментальные исследования показывают, что в наиболее общем случае аэродинамические коэффициенты зависят для данной формы тела и угла атаки от таких безразмерных параметров, как числа Маха М =1" 'а и число Рейнольдса Йе =-1' Ер /р . Здесь а — скорость звука в набегающем пото- ке; р и р — соответственно платность и дис„~с„1 иамический коэффициент вязкости газа; 1.— длина тела.
Поэтому для каждого данного летательного аппарата существует множества полярных кривых. Например, для апредсленного 06 числа Ке можно построить семейство таких кривых, каждая нз которых соответствует своему значению скорости М . Кривые нп рис, с„ 13.3 и 1 34 соответствуют фиксированному значению Ке и определяют зависимость для О с„н с„в случае, когда полет происходит при малых скоростях (порядка 1ОО л/сек), при коРис 1.3.4 Поляра торых аэродинамические коэффициенты не зааторого рода висят ат М . Центр давления и фокус.
Ц е н т р о и д а вл е н и я л ет а т ел ь н о г о а п и а р а т а называется некоторая тачка, через которую проходит равнодействующая аэродпиамнческих сил. Центр давления представляет собой условную точку, так как в действительности воздействие среды сводится не и сосредоточенной силе, а к силам, распределенным по поверхности движущегося тела. Обычно принимается, что для симметричных тел илп близких к ним эта условная точка расположена ня одной пз основных осей — продольной осн летательного аппарата, проходящей через центр масс, асн симметрии тела вращения илп на хорде профиля И соответствии с этим продольная сила Р расположена вдаль этой оси, а центр давления в случае движения в плоскости тангажа рассматривается как тачка приложения нормальной силы Ф Положение этого центра давления обычно определяется координатой х,д„отсчитываемой от головной передней точки контура обтекаемого тела.
Если известны момент тангажа М, относительна этой точки 38 ммчкл овЬ-1алрЬ.гп — Самолет своими руками : нормальная сила У (рис. 1.3.5, а), то координата центва давления х „= — М~/Ж. (1.3.11) 4омент М,. стремящийся уменьшить угол атаки, считается отрнца-ельным (рис. 1.3,6, а), тогда координата хц.д получается положи"ельной. Принимая во внимание, что М,=т д„3„Ь и И=с~у Б„, х„„= — т,Ь/с~, ткуда х,„,!Ь = с„,, — т,,'су. (1.3. 1 1') безразмерная величина с„д.
определяемая как отношение расстоя1ия до центра давления к характерной длине тела (в данном слу- Рис. $.3.5. К определению центра давления (и) и факуся (б) ~ае к хорде крыла Ь), называется к а э ф ф и ц и е и т о м ц е и т р а 1а ален и я. При малых углах атаки, когда кОэффициенты подь- мной и нормальной сил приблизительно равны (с„— с~), с„. = — т,!с (1.3. 12) Для симметричного профиля, у которого при а-+О одновременно „и т, принимают нулевые значения в соответствии с выражениями с =(дс„!да) а, т,=(дт,(да) а, .меющими место при малых углах атаки (здесь производные ~с,,/да и дт,/да — постоянные величины, которые могут определяться для угла атаки а=О), коэффициент с,щ будет равен нека-орому постоянному значению, не зависящему от угла атаки: с„, = — дт,1дс . (1.3.13) (1.3.
14) 39 мяча о$Ф-1алрь.гп — сжаолет своими рукииит1 По величине коэффициента сц д и безразмерной координате 1ЕНтра МаСС Хц — — Хц.~,/Ь Мажиа ОПРЕДЕЛИть КОЭффИЦИЕНт МОМЕНта -ангажа относительно этого центра: с т,=- г„(х„„— с„„). то коэффициент момента относительно этой точки ие будет зависеть от с„и при всех (малых) углах атаки оказывается величиной постоянной. Эта точка называется аэродинамическим фокусом или просто фокусом данного тела. Очевидно, фокус представляет собой точку приложения добавочной подъемной силы, вызванной углом атаки 1коэффнциент этой силы равен [дс„/ да) а= — с,',а1.
Момент тангажа относительно оси, проходящей через эту точку, не зависит от угла атаки. Такая точка называется фокусом аппарата по углу атаки Зависимость между це11тром давления и фокусом определяется соотношением т, т,о+ (дл /Деу) су ° З ) Ц.й — сц. »О ~р.» о» ср где сц.до= — гй,о/св. Для симметричной .конфигурации т,о — — О н, следовательно, центр давления совпадает с фокусом.
Однако соотношение 11.3.19) будет действительно для такой симметричной конфигурации, которая снабжена рулем высоты, отклоненным на некоторый угол бо 1',см. рис 1.2.2 и 13.5), В этом случае коэффициент момента 1'1.3.20) а коэффициент подъемной силы = с~~а ~ - с»Ь», где п~,=-дт,(да; с~=дс„~да; т,»= дт.(дЬ»,. с„»= дс„~дЬ». Если конфигурация несимметрична, то соответствующие коэффициенты будут иметь вид. ш =/и~о~ ш~а+Ри оЬ,~, 11.3.22) с„— с,д+ с~ а+ с„*'Ьз. ~ 1.3.23) м вчкл оИ>-1алрь.гп — Самолет своими рукамит1 Точка приложения составляющей нормальной силы, обусловленной углом отклонения руля и пропорциональной этому углу, называется фокусом по углу отклон ения руля.
Очевидно, момент сил относительно поперечной оси, проходящей через этот фокус, не зависит от угла бо В общем случае у несимметричной конфигурации ее центр давления не совпадает нн с одним из фокусов (по а или бо). В частном случае у симметричного аппарата при я=О центр давления совпадает с фокусом по бо Пользуясь определением фокусов по углам атаки и отклонения рулей н введя для них соответствующие координаты ~г " ~ср» 4! можно найти коэффициент момента относительно центра масс.
Этот коэффициент вычисляется па формуле 11.3.22), в которой т =с~ ~х„„— х ), ив,а=с а (х„„— х,,), 11.3.24) где х .=-х,,/Ь; х,=х~,!Ь вЂ” относительные координаты фокусов. ф 4.4. СТАТИЧЕСКОЕ РАВНОВЕСНЕ Н СТАТНЧЕСНАЯ УСТОЙЧНВОСТЬ Пеимтиа о раиноюеснн и устойчнаестн Состояни~ статического равновесия (балансировка) определяется условиямн полета и соответствующим силовым воздействием, прн которых равнодействующая всех сил и суммарный момент, приложенные к летательному аппарату, равны нулю. Такое равновесие соответствует режиму установившегося прямолинейного двн- Ф. жения аппарата, когда Я параметры этого дви- 4,м женин не зависят от времени.
8, Состояние равнове- Я сия достигается при б аф нансировочных углах атаки и скольжения (ыоал рб- т) котОрмв обеспечив а ются соответствующим поворотом рулей. Равновесие аппара- та может быть устойРис. 1.4.1. Зависииость аэродинаыичесиого момента от углов атаки летательного апларата и отклонения рулей; ч и в ы м. Устойчивое г. г. з. 4 — са пересечения ыоыеитной «раааа с раВНОвЕСиЕ прЕдетавЛИ- осью а. оарелелааааие бвлвнснровочные Углы атаия; ет собой Л вЂ” область ланейаого аэмеиеаиа ыомента тлигвжв от углов атаки н отклоиеная рулей ние аппарата, когда ма- лое его отклонение под воздействием случайного кратковременного возмущения не нарушает характера этого равновесия, которое восстанавливается после прекрашення возмущения.
При неустойчивом равновесии такие возмущения вызывают еще большие отклонения от исходного положения. Характер равновесия летателышго аппарата с закрепленными рулями определяется его с т а т.и ч е с к о й у с т о й ч и в о с т ь ю нли н е у с той ч и в остью. Для выявления сущности статической устойчивости можно рассмотреть обтекание потоком воздуха в аэродинамической трубе летательного аппарата, закрепленного в центре масс и имеющего вазможность поворачиваться около него (рис. 1.4.1).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
