Момент рыскания ЛА (1246131), страница 2

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 2)

Таким образом mxупр = mxупр(,э) = mxэ()э. Положительнымуглом отклонения элеронов принимается положительное отклонение правого элерона, поэтомуmxэ <0.Составляющие момента крена, возникающие при 0. У бесконечногопрямоугольного плоского изолированного крыла при ненулевом угле скольжения подъемнаясила измениться, но измениться вдоль крыла одинаково - момент крена не возникнет. Уреального крыла - может возникнуть.

Причины этого следующие.1. Концевой эффект (из-за конечного удлинения ). Из-за различного угла концовкрыльев по отношению к потоку (дать схему) при >0 на правом конце подъемная сила будетизменяться меньше, чем на левом (набегающий поток на правом конце будет препятствоватьсамоиндукции). Возникнет отрицательный момент крена. Так как самоиндукция зависит отразницы давлений, а эта разница - от угла атаки (точнее - подъемной силы, зависящей в своюочередь от угла атаки), то этот момент для крыла заданного удлинения будет зависеть как от ,так и от .

Поэтому mxконц = mxконц(,), причем обычно mxконц(,) = mxконц(), а при малыхуглах атаки mxконц(,) = mxконц, где mxконц = 2mxконц/. Отметим, что mxконц/0, аmxконц/0.Обратить внимание, что для закритических углов атаки производная по углу атакименяет знак, так как меняется знак производной подъемной силы от угла атаки. Это относится ико всем остальным причинам возникновения момента, где происходит изменение подъемнойсилы из-за изменения угла атаки.

Поэтому далее об этом не будет говориться, но будетподразумеваться, как само собой разумеющееся.Для того, чтобы устранить концевой эффект, концы крыльев делают закругленными.2. Момент крена стреловидного крыла (0). Из-за различного эффективного удлинения,т.е. удлинения в направлении, перпендикулярном потоку (дать схему), при >0 на правом(длинном) конце уменьшение подъемной силы из-за самоиндукции будет меньше, чем налевом, т.е. возникнет отрицательный момент по крену. Как и в предыдущем случае mx =mx(,), причем обычно mx(,) = mx(), а при малых углах атаки mx(,) = mx, гдеmx = 2mx/.

Отметим, что mx/0 для дозвуковых профилей на дозвуковыхскоростях, а для сверхзвуковых профилей и при М>1 может стать положительным из-за техэффектов, которые рассматривались для стреловидных крыльев со сверхзвуковыми профилямии из-за скачков уплотнений (дать схему, когда одно крыло полностью “в тени”).3. Момент крена крыла с поперечной V-образностью (V 0). При 0 появляетсяпоперечная составляющая скорости Vsin. При V0 эта составляющая (даже при нулевом углеатаки) создает дополнительные углы атаки (дать схему) sin = VsinsinV/V = sinsinV,причем при положительной V-образности, т.е.

при V>0 этот угол положительный для правогокрыла и отрицательный для левого. Из-за этого на каждом крыле возникает “подъемная” сила4разных знаков и отрицательный момент крена mx() = mx, причем при положительной Vобразности mx<0.4. Момент из-за интерференции корпуса и крыла. Фюзеляж, как правило, близок к телувращения относительно продольной оси, поэтому практически не создает момент крена. Но приненулевом угле скольжения, когда от фюзеляжа возникает боковая сила, существует разницадавлений по разные стороны фюзеляжа (дать схему). При >0 с правой стороны p>0, с левой p<0.

Если крыло над фюзеляжем, то дополнительное давление увеличит подъемную силуправого крыла и уменьшит – для левого. Т.е. – возникнет отрицательный момент крена. Есликрыло под фюзеляжем, то дополнительное давление уменьшит подъемную силу правого крылаи увеличит – для левого. Т.е. – возникнет положительный момент крена. Таким образом,mxинт() = mxинт, причем mxинт<0 для высокоплана и mxинт>0 – для низкоплана.5.

Момент крена оперения. Если оперение симметричное, то создаваемые им моментыаналогичны моментам от крыльев, но из-за малости площадей их можно не учитывать.Несимметричное вертикальное оперение может создавать заметный момент крена, так как приненулевом скольжении создает боковую силу с одной стороны от продольной оси (дать схему ссилой и плечом). Таким образом, mxВО() = mxВО, причем mxВО<0 при верхнем(надфюзеляжном) расположении киля и mxВО>0 – при нижнем.Аналогичным образом возникает момент крена от руля направления, при отклонениикоторого изменяется боковая сила оперения. Поэтому mx(н) = mxнн, причем mxн <0 приверхнем (надфюзеляжном) расположении руля и mxн >0 – при нижнем.6.

Момент крена из-за скоса потока . Несимметричность хвостового оперения можетбыть не только из-за его конструкции, но из-за скоса потока, создаваемого передним оперением(интерференции переднего и заднего оперения). При ненулевом скольжении сходящие спередних поверхностей вихри разворачиваются по потоку, создавая несимметричное обтеканиезадних поверхностей. Из-за этого даже на симметричных поверхностях возникают разные силы,а, следовательно – и момент крена. Так как интенсивность вихрей, создающих скос потока открыла, зависит от угла атаки, а их отклонение от плоскости симметрии – от угла скольжения, тоmx(,) = mx.

Для нормальной схемы ЛА, когда эти поверхности малы, этим моментомможно пренебречь. В схеме “утка”, когда сзади расположены несущие поверхности (большойплощади), а скос потока создается рулями и корпусом, момент может проявляться достаточнозаметно. Скос потока здесь зависит от , в (создающих вихри) и , т.е. mx (,,в).Заметим, что из-за скоса потока и скольжения симметрия обтекания нарушается и длявертикального оперения.

Если оно несимметричное, то изменения момента крена из-за этого незаметно по сравнению с моментом крена, создаваемым оперением из-за его собственнойнесимметричности. А симметричное ВО бывает практически лишь при крестообразномрасположении несущих поверхностей. Но если есть вертикальное крыло, то на вертикальномоперении оно будет создавать тот же эффект, что и горизонтальное крыло на ГО, т.е. возникнетмомент крена из-за скоса потока mx(,) или mx(,,н), в котором углы атаки и скольженияпоменяются ролями, а в схеме «утка» роль руля высоты в будет играть руль направления н.Так как изменение боковой силы от угла скольжения и руля направления имеетпротивоположный знак по отношению к изменению подъемной силы от угла атаки и руляC zaCyaCya C zaвысоты (для осесимметричных ЛА,), то моменты крена от ВО н ви ГО будут направлены в противоположные стороны.

В частности, для осесимметричных ЛА в5балансировочных режимах они теоретически должны полностью скомпенсировать друг друга(легко показать).Итак, в общем случае m x  m x (  , )  m x (  , )  m x (,  )  m x   m x (для нормальной схемы) илиВ   m  H m x  m x (  , ,  в ,  н )  m x (  , ,  в )  m x (,  ,  н )  m xвxн(для «утки»), причем производные коэффициента момента в слагаемых имеютпротивоположные знаки.Отклонение элеронов также создает скос потока, однако, для нормальной самолетнойсхемы при малой площади хвостового оперения его можно не учитывать.

Но для самолетнойсхемы “утка”, когда этот скос действует на расположенные сзади несущие поверхности, этотмомент может оказаться существенным, а с учетом того, что скос потока от элеронов вызываетмомент противоположного знака по отношению к управляющему, эффективность элероноврезко снижается. Поэтому при плоском расположении крыла “утку” если и используют, то непо отношению к элеронам - их размещают все равно на крыле («утка» - по отношению к рулямвысоты и переднему расположению оперения («дестабилизатора») по отношению к крылу).Итак, статические составляющие момента крена можно записать в виде mxстат =mxстат(,,э,н,в) = mxконц(,) + mx(,) + mx() + mxинт() + mxВО() + mxскос(,,в) + mx(н)+ mxупр(,э), причем зависимость от в – для схемы “утка”.

При малых углах атаки (малостьуглов скольжения подразумевается) mxстат = mx + mxинт + mxВО + mxконц + mx +mxскос + mxнн + mxээ = (mx0 + mx ) + mxнн + mxээ = mx() + mxнн + mxээ . Длясхемы “утка” вместо mx() в этом выражении mx(,в).Постоянная составляющая mx0 может появиться лишь из-за конструктивной илитехнологической асимметрии.При больших углах атаки и наличии скольжения значительный момент крена можетвозникнуть из-за асимметрии, возникающей при отрыве потока с цилиндрической частикорпуса (дать схему в двух проекциях).

Экспериментально установлено, что этот моментпропорционален (2 - 2), т.е. им можно пренебречь при <20, а затем он резко растет.Для осесимметричных крестокрылых ЛА (“Х” или “+” образных) большинство изуказанных составляющих момента крена проявляются в гораздо меньшей степени и их можноне учитывать. Причина этому – противоположность моментов, создаваемыхвзаимоперпендикулярными парами крыльев, что, в свою очередь, следует из рассмотренноговыше равенства Cz/ = -Cy/ .

Характеристики

Список файлов лекций