Подъемная аэродинамическая сила (1246132), страница 2

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

Текст из файла (страница 2)

– время переходныхпроцессов соизмеримо со временем изменения параметров движения – равновесие неуспевает установиться – процесс нельзя считать адиабатическим), приводящее кизменениям в свойствах газа в возмущенном слое – химическим (диссоциации,рекомбинации), электрохимическим (ионизация).Очевидно, что действие этих факторов на движение ЛА определяетсяпараметрами этого движения относительно воздушной среды. Следует заметить, чтосреди рассматриваемых факторов есть не только такие, которые оказываютнепосредственное «механическое» воздействие на ЛА (т.е.

- действительно являютсясилами, пусть и распределёнными), но и такие, действие которых проявляется в потеряхэнергии движения. Действие последних принято также описывать в виде сил, работакоторых соответствует потерянной энергии. По характеру своего действия эти силыявляются силами сопротивления движению.Как и любую систему сил, систему распределенных аэродинамическихвоздействий на ЛА можно привести к главному вектору и к главному моменту системы,называемым, соответственно, результирующей аэродинамической силой R A ирезультирующимаэродинамическиммоментомM . В результирующейаэродинамической силе выделяют составляющую Xa , направленную противоположноскорости V характерной точки ЛА относительно невозмущенного потока, которуюназывают силой аэродинамического (лобового) сопротивления.

Следует заметить, что вотдельных случаях силы давления могут создавать так называемую «подсасывающуюсилу», т.е. - действующую не навстречу, а в направлении движения. Эту составляющую3также включают в силу сопротивления, но с противоположным знаком, считая, что онапросто уменьшает это сопротивление. Оставшийся вектор R A  Xa , расположенный,очевидно, в плоскости, перпендикулярной скорости, раскладывают на две составляющие.Одну из них, лежащую в плоскости симметрии ЛА, называют аэродинамическойподъёмной силой Ya , другую, перпендикулярную как Xa , так и Ya - аэродинамическойбоковой силой Za .Очевидно, что рассматриваемые силы зависят от формы ЛА, параметров егодвижения относительно воздушной среды, характеристик самой среды.

Эти зависимостипринято записывать в видеR A  qScR A ( ,  ,  ,  ,..., M , Re,...) ,X a  qSc xa ( ,  ,  ,  ,..., M , Re,...) ,Ya  qSc ya ( ,  ,  ,  ,..., M , Re,...) ,Z a  qSc za ( ,  ,  ,  ,..., M , Re,...) ,где q V 2- скоростной напор;2   (H ) - плотность воздуха, зависящая от высоты полёта H ;S - характерная площадь ЛА (для крылатых ЛА – это площадь крыла, длябескрылых – площадь миделева сечения корпуса);cR A , c xa , c ya , c za - аэродинамические коэффициенты соответствующих сил (или просто- коэффициенты сил, если из контекста понятно о каких силах идет речь), зависящие какот формы ЛА, включая углы отклонения управляющих элементов, набор которыхобозначен множеством  , так и от углового положения ЛА относительно потока,определяемого углами атаки  и скольжения  , от угловой скорости ЛА  , а также – отVVlтак называемых чисел подобия – числа Маха M  , числа Рейнольдса Re иaдругих.

Введение чисел подобия, в которых сопоставлены характеристики воздушнойсреды, такие как a – скорость звука,  – кинематический коэффициент вязкости, своздушной скоростью V и характерным линейным размером ЛА l (для крылатых ЛА –это размах крыла или средняя аэродинамическая хорда, для бескрылых – длина корпуса)даёт возможность использования одних и тех же аэродинамических коэффициентов дляразных по размерам, но геометрически подобных ЛА.Результирующий аэродинамический момент при составлении уравнений движения ЛАцелесообразно определять относительно центра масс (ЦМ) аппарата.

Однако, учитываявозможность смещения положения ЦМ, а также рассматриваемые ниже особенностирасчета аэродинамических сил и моментов, необходимо уметь находить этот моментотносительно произвольной точки. Как правило, интерес представляют проекциирезультирующего аэродинамического момента M на оси связанной системы координат(СК), а не скоростной, как это принято для проекций результирующей аэродинамическойсилы. Обозначаются эти проекции M x , M y , M z и называются моментами крена,рыскания и тангажа соответственно. Внимание: несмотря на названия, оси моментовM y и M z не совпадают с осями поворотов на одноименные им углы рыскания и тангажасоответственно.При работе с аэродинамическими моментами также удобно пользоватьсяаэродинамическими коэффициентами моментов mx , m y , m z , т.е.

– пользоватьсявыражениями, аналогичными приведенным выше для аэродинамических силM x  qSlm x ( ,  ,  ,  ,..., M , Re,...) ,4M y  qSlm y ( ,  ,  ,  ,..., M , Re,...) ,M z  qSba m z ( ,  ,  ,  ,..., M , Re,...) .Заметим, что в качестве характерного размера в выражениях для моментов кренаи рыскания обычно берут размах крыла l , а для момента тангажа – среднююаэродинамическую хорду ba . Для бескрылых ЛА для всех моментов характерной длинойобычно является длина корпуса.Аэродинамические коэффициенты сил и моментов определяют экспериментальнолибо расчетом.

Для экспериментального определения коэффициентов, как правило,проводят «продувки» ЛА или их элементов в аэродинамических трубах – устройствах,создающих воздушный поток с заданными характеристиками. Аппарат или его модельзакрепляют на так называемых «аэродинамических весах», позволяющих измерятьнеобходимые составляющие аэродинамических сил и моментов. Использование подобияпозволяет существенно уменьшить необходимый объём экспериментов, так какпоявляется возможность исследовать формы ЛА и их элементов, уделяя гораздо меньшеевнимание размерам и скоростям полёта (в разумных диапазонах изменения).

Достаточнымусловием для переноса результатов экспериментов на подобные объекты других размеровявляется соответствие чисел подобия (которые по этой причине называют такжекритериями подобия). Более того, результаты экспериментов можно обобщать ииспользовать впоследствии в аналогичных ситуациях, что и сделано в современнойаэродинамике для множества типовых форм элементов и типовых компоновок ЛА в видемногочисленных таблиц, графиков, номограмм и аппроксимирующих формул.Расчёт аэродинамических коэффициентов сил и моментов проводится на основе учётафакторов, действующих в конкретных условиях. При этом используются каканалитические, так и экспериментально полученные обобщённые и типизированныерезультаты.Подъёмная аэродинамическая силаТрадиционно у аэродинамических ЛА существует элемент, называемый крылом,который разрабатывается специально для того, чтобы создавать аэродинамическуюподъёмную силу, достаточную для преодоления силы тяжести.

Поэтому расчёт подъёмнойсилы ЛА обычно начинается с расчёта подъёмной силы создаваемого крыла, а затем учитывается влияние на подъёмную силу остальных элементов ЛА с учётом ихвозможного взаимного влияния друг на друга (интерференции).Теория расчёта подъёмной силы прямого (цилиндрического) крыла бесконечногоудлинения (т.е. - без учёта эффектов, возникающих на концах крыла) при установившемсябезотрывном обтекании дозвуковым потоком создана Н.Е.Жуковским. РезультатыН.Е.Жуковского в их современной трактовке выглядят следующим образом.Коэффициент подъёмной силы, создаваемой таким крылом c ya (ввидунезависимости этого коэффициента от размаха крыла его часто называюткоэффициентом подъемной силы профиля), с приемлемой точностью можно рассчитатьпо формуле c ya  c ya (   0 ) , или c ya   c ya    c ya 0 т.е.

- считать, чтоэтот коэффициент линейно зависит от угла атаки. Коэффициент c ya , называемыйкоэффициентом производной подъёмной силы по углу атаки, и угол атаки нулевойподъёмной силы  0 считаются основными аэродинамическими характеристикамипрофиля. Коэффициент c ya 0  c ya  0 является коэффициентом подъёмной силы принулевом угле атаки.Согласно теории Жуковского (которую называют также теорией присоединённоговихря, или вихревой теорией) эти величины можно оценить по формулам (угол атаки - врадианах)5c ya  k c 2 ,  0   k  2f ,где f - относительная вогнутость (кривизна) профиля, а k c и k  - эмпирическиепоправочные коэффициенты, зависящие от вязкости, толщины и особенностей формыпрофиля.Теория Жуковского разработана для идеальных потоков, т.е.

– имеющих нулевуювязкость. Для реальных (неидеальных) потоков приведенная линейная зависимостьприменима лишь тогда, когда пограничный слой (так называется та частьвозмущенного потока, в которой из-за большого градиента скорости в поперечномнаправлении нельзя пренебречь вязкостью) достаточно тонкий, т.е. – когда приобтекании нет отрывов потока.По этой теории точная формула c ya  2 sin(  2f ) существует для профиля вформе «дужки», т.е.

Характеристики

Список файлов лекций