Подъемная аэродинамическая сила (1246132), страница 4

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

Текст из файла (страница 4)

Например, для прямоугольногокрыла скос потока пропорционален углу атаки и обратно пропорционален удлинениюкрыла , так как создаётся , в основном, из-за самоиндукции. Зависимости от сужения,стреловидности и от координат оперения относительно крыла – эмпирические, какправило - нелинейные. Иногда учитывается и скос потока от фюзеляжа – такжеэкспериментально. При постоянном угле атаки ЛА местный (средний) угол атакиоперения  îï     îï .Изменение скорости потока у оперения оценивают коэффициентом торможенияпотока k îï Vîï2V2.

В первом приближении считают, что этот коэффициент тем меньше,чем больше отношение площади оперения «занятой фюзеляжем» к общей площадиоперенияSîïôSîï, но эта зависимость - нелинейная.Изменения подъемной силы от подвижных элементов ЛА, прежде всего – оторганов управления (управляющих поверхностей, рулей), сами по себе обычно невелики.Но эти изменения создают необходимые (значительные) изменения моментов и длярасчета последних необходимо определять изменения подъемной силы Yi , где i – уголотклонения соответствующей управляющей поверхности.

Иногда некоторыми из Yiнельзя пренебречь и в подъемной силе, например, в случае поворотного крыла или рулейвысоты относительно большой площади. В общем случае – это экспериментальныезависимости, причем часто c Yi  c Yi (, i ) и стараются сделать так, чтобыc Yi  cYi ()i , т.е. – чтобы обеспечивалось линейное изменение подъемной силы отуглов отклонения (в ограниченных диапазонах изменения этих углов). Иногдакоэффициент подъёмной силы от оперения можно получить расчетным путем.

Например,для прямоугольного горизонтального оперения с прямоугольными рулями высоты на немв первом приближении принимаютвcYоп ( ,  в )  cYоп(  S в S оп   в )  cYоп  cYопв .Для рулей, расположенных на задних кромках крыла или стабилизатора, следуетпомнить, что их подъёмная сила - не собственная (т.е. - не сила, создаваемая рулем какизолированной несущей поверхностью с хордой и площадью самого руля), а то изменениеподъемной силы соответствующей поверхности, которое произошло из-за изменения еёкривизны при отклонении руля.

Т.е. - гораздо большая, чем сила изолированного руля. Нона сверхзвуке этот эффект пропадает - эффект отклонения руля не распространяется навпереди расположенную поверхность - до нее не доходят не только частицы, но ивозмущения. Поэтому - резкое падение эффективности рулей на задних кромках. Насверхзвуке предпочтительнее поворотные стабилизаторы (увеличенной площади) иликонцевые рули.Обычно подъемную силу всех неподвижных элементов ЛА (при нулевом отклоненииуправляющих) объединяют в единую силу - подъёмную силу планера, а коэффициентподъёмной силы ЛА записывают в видеcY ( ,  i )  cYп ( )   cYi ( ,  i ) , или cY ( ,  B )  cYп ( )  cY B ( ,  B ) ,iгде  B - угол отклонения руля высоты или так называемый эффективный угол рулявысоты, т.е.

– угол, эквивалентный отклонению  i  элементов управления, изменяющихмомент тангажа ЛА.9Для ЛА, совершающих маневры в вертикальной плоскости, нужно учитывать, чтоскос потока от крыла доходит до хвостового оперения и расположенных на немуправляющих поверхностей через некоторое время. Если этот скос постоянный – то это неимеет значения. Но при изменении угла атаки меняется и скос. Если расстояние междуцентрами давления крыла и оперения Хоп, то время запаздывания t  Хоп/V и скос потокау оперения в момент времени t будет соответствовать не (t), а (t-t).

Этот эффект носитназвание «запаздывание скоса потока». Соответственно и подъемная сила оперения ирасположенных на нем рулей должна определяться по «старому» скосу потока. Считаяскос потока, создаваемый крылом, пропорциональным углу атаки крыла, а подъемнуюсилу оперения – пропорциональной скосу потока у оперения, получаем, что в подъемнуюсилу оперения надо вносить поправку, соответствующую изменению угла атаки за времязапаздывания, т.е. – производной от угла атаки.

Поэтому cYоп  cYоп ( , & ,  в ) . Эта поправкаобычно оказывается малой по сравнению с подъемной силой оперения, но может вноситьзаметный вклад в подъемную силу расположенного на нем руля. Естественно, чтоучитывать это надо, когда учитывается сама подъемная сила руля, а также, когда по нейрассчитывается момент от руля.Отметим, что если достаточной площади руль расположен перед крылом, тозапаздывание скоса потока может возникнуть на крыле, т.е. в подъемной силе крылапоявляется зависимость от производной отклонения передней управляющей поверхностиcYa  cYa ( ,..., &в ,...) .Итак, в общем случае выражения для аэродинамического коэффициента и самойподъемной силы ЛА имеют вид зависимостиYa  qSc ya  ,  З ,  Н ,  B ,  z , & или &B ,..., M , Re,...

,где в квадратных скобках указаны параметры, оказывающие, как правило, существенноменьшее влияние.Во многих случаях, в частности, при малых углах атаки, можно пользоватьсялинеаризованными зависимостями, например с ya  c ya 0  cya  c yaз  З  c yaн  Н  cyaB  B  ...

.Сила лобового аэродинамического сопротивленияВ силу лобового аэродинамического сопротивления включаются проекции нанаправление воздушной скорости главного вектора аэродинамических сил давления и сил,возникающих из-за вязкого трения, а также - силы, работой которых можно заменитьпотери (диссипацию) механической энергии при движении ЛА.Проекцию главного вектора сил давления на направление потока называется силойсопротивления давления Хд, а сил трения – силой сопротивления трения ХF. Суммаэтих сил при некотором номинальном положении тела относительно невозмущенногопотока (например - при нулевом угле атаки) называется профильным сопротивлениемХр = Хд + ХF .Сопротивление, возникающее из-за отрыва потока, называют «вихревымсопротивлением», иногда «донным», так как отрыв возникает чаще всего на задней частитела. Если оно вызвано формой тела, т.е.

- отрыв потока существует при номинальномположении, то это сопротивление так же включается в профильное.Влияние каждой из составляющих может проявляться по разному. Например, вобщем случае трение в турбулентном пограничном слое больше, чем в ламинарном.Однако, турбулентность затягивает срыв потока, а это может оказаться болеесущественным, чем разница между ламинарным и турбулентным трением, в результатечего общее сопротивление может уменьшиться.

По разному проявляется и действие силдавления. При безотрывном обтекании сила сопротивления давления, обычно, гораздоменьше силы сопротивления трения. Для идеальной жидкости сопротивление давлениявообще равно нулю - этот теоретически доказанный эффект называется парадоксом10Д’Аламбера. Причём вязкое трение может приводить к такому перераспределению силдавления, что при ламинарном безотрывном обтекании соответствующая проекция ихглавного вектора будет направлена по вектору скорости, а не навстречу ему - возникаеттак называемая «подсасывающая сила». Правда - слишком малая, и для её реализациинужны специальные меры.

Достаточно часто силой сопротивления давления прибезотрывном обтекании вообще пренебрегают и профильное сопротивление оцениваютформулой для силы сопротивления тренияКак правило, расчетная формула имеет вид Сха = 2Cf (Re)сSотн или Сха = 2Cf(Re)MSотн, где 2Cf (Re) – коэффициент трения (единицы длины) бесконечной плоскойпластины (пренебрежимо малой толщины) шириной, равной характерной длине элементаb, Re – число Рейнольдса, вычисленное по этой длине (Re = bV/ ), M - коэффициент,учитывающий сжимаемость воздуха (зависимость трения от числа Маха),  (или с) –коэффициент, учитывающий форму (в частности – толщину, удлинение) элемента, т.е. –отличие его от пластины, Sотн – относительная площадь элемента.Все составляющие этой формулы – эмпирические, различные для различныхэлементов, и не просто коэффициенты (постоянные) - а функциональные зависимости.Для элементов типовых видов и форм существуют справочные данные.«Коэффициент» Cf является достаточно сложной зависимостью от Re, особенно еслиучесть, что трение зависит от характера пограничного слоя, а точка перехода отламинарного обтекания к турбулентному может оказаться на поверхностирассматриваемого элемента.

Поэтому пользуются для различных случаев разнымимоделями для расчета Cf (соответственно – могут получать разные значения этогокоэффициента).Коэффициент M для плоской пластины при М<1 принимают за единицу (точнее,единица – при ламинарном обтекании, при турбулентном – опускается от 1 до 0,9 приросте М от 0 до 1), с ростом М этот коэффициент уменьшается (если теплообмен сосредой отсутствует).Под относительной площадью элемента Sотн понимается отношение его характернойплощади к характерной площади ЛА S.Профильное сопротивление можно трактовать как сопротивление при нулевойподъемной силе или нулевом угле атаки.

Поворот практически любого реальногоэлемента по отношению к невозмущенному потоку сопровождается дополнительнымивозмущениями этого потока, а это может приводить к дополнительному сопротивлениюдаже при безотрывном обтекании. Так как это сопротивление возникает из-за наведенных(индуцированных) потоков, то и называется оно индуктивным. Как правило,индуктивное сопротивление по своей природе – тоже, в основном - сопротивлениедавления. Силы вязкого трения при этом меняются незначительно.Основной причиной индуктивного сопротивления крыла являются индуцированныевихри у его концов.

Для бесконечного крыла обтекаемого профиля сопротивление вязкоготрения и сопротивление давления (само по себе малое в продольном направлении)практически не меняется при наклоне (пока не возникает отрыв потока). Т.е. считаютиндуктивное сопротивление бесконечного крыла нулевым. Вихри самоиндукции создаютвертикальную составляющую скорость, из-за чего местный угол атаки у концов крыластановится меньше.

Из-за этого подъемная сила у концов крыла не только уменьшается повеличине (что было рассмотрено раньше), но и поворачивается на угол скоса I(индуктивный угол скоса). Другими словами, часть силы, которая по своей природе –подъемная, приобретает составляющую в направлении, противоположном скорости –становится силой лобового сопротивления. Индуктивный скос (средний) можно считатьпропорциональным углу атаки, или подъемной силе, которая, в свою очередьпропорциональна углу атаки. Поэтому аэродинамический коэффициент этой«индуктивной» силы сопротивления Cxai можно считать пропорциональным квадратуугла атаки (или квадрату подъёмной силы).

Характеристики

Список файлов лекций