Тангажный аэродинамический момент (1246133), страница 3

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

Текст из файла (страница 3)

Величина этого смещения зависит не только отудлинения  (чем меньше удлинение, тем сильнее смещение), но и от формы крыла в плане.Относительная величина фокуса при этом x F =(0,2  0,07).Но для крыльев с большой стреловидностью и сильным сужением (близких ктреугольным), у которых самоиндукция может возникать по передней кромке и создаватьдополнительное увеличение скорости обтекания верхней поверхности крыла, фокус можетсмещаться не вперед, а назад.Продольный момент фюзеляжа. Этот момент возникает по тем же причинам, что ипродольный момент от крыла, поэтому для коэффициента продольного момента фюзеляжаиспользуетсявыражение,аналогичноеприменяемомудлямоментаоткрылаm zф  C mф  x Tф C YaфS 'ф l ф Sba C m 0ф  ( x Tф  x Fф )C YaфS 'ф l ф Sb,гдеCmф-моментaизолированного фюзеляжа относительно его передней точки («носа») C mф  C m 0ф  x Fф C Yaф ;СYaф - подъемная сила фюзеляжа; Cm0ф - момент фюзеляжа при нулевой подъемной силепоследнего, l ф - длина фюзеляжа, S 'ф - площадь прямоугольника, описанного около проекциифюзеляжа на плоскость Oxz; x Tф и x Fф - расстояния от носка фюзеляжа до ЦМ ЛА и фокусафюзеляжа, отнесенные к длине фюзеляжа.

В параметрах фюзеляжа учитываются влияниянадстроек и выступающих частей корпуса ЛА.Практически использовать это выражение далеко не всегда удобно - надо знать фокусфюзеляжа и Cm0ф. Удобно для осесимметричных фюзеляжей, у которых при нулевой подъемнойсиле момент равен нулю, а для оценки фокуса в типовых случаях существуют расчетныесоотношения.Но и в этом случае для получения коэффициента тангажного момента крыла и фюзеляжанельзя просто сложить их коэффициенты - приходится учитывать подъемную силуинтерференции и возникающее из-за нее возможное смещение фокуса крыла. Поэтому чаще длякомбинации «крыло+фюзеляж» при малых углах атаки используют выражениеm z к ф   m z 0к ф   ( x T  ( x F  x F )C Ya к ф  , где C Ya к  ф  и m z 0к  ф  - коэффициентыподъемной силы и тангажного момента при нулевой подъемной силе комбинации7«крыло+фюзеляж», x T и x F - расстояние от носка крыла до ЦМ ЛА и фокуса крыла, x F смещение фокуса комбинации относительно фокуса крыла.Продольный момент горизонтального оперения.

В формировании продольного моментаЛА горизонтальное оперение (ГО) имеет особую роль, так как именно оперение предназначенодля уравновешивания продольного момента всего ЛА в установившихся режимах полета.Отсюда другое название оперения - стабилизатор. Другими словами, если для остальныхэлементов ЛА момент тангажа возникает как следствие конструктивных особенностей этихэлементов, то для ГО, наоборот, конструктивные особенности (и расположение) определяютсянеобходимостью создания этим оперением нужного момента.Поэтому сначала из условия (уравнения) продольной балансировки MRz=0, или MzГО = MRzБГО определяется «потребный» момент ГО MzГО, а затем по этому моменту - параметрыоперения - профиль, хорду, размах, угол установки ГО и место расположения.

Здесь MRz результирующий тангажный момент ЛА (т.е. включающий не только аэродинамические, но идругие моменты, действующие на ЛА, в частности - соответствующую проекцию момента тягиMPz), MRzБГО - такой же момент для ЛА без ГО, т.е., момент создаваемый всей совокупностьюэлементов ЛА, за исключением ГО. В качестве аэродинамической составляющей этого моментаобычно принимают момент комбинации «крыло+фюзеляж» M z к  ф  .Момент, создаваемый ГО, и аэродинамический коэффициент этого момента m z можнорассчитатьтакже,какимоменткрыла,т.е.поформулеS  b am z  Cm 0  ( x T  x F )C Ya , где все параметры с индексом ГО имеютSb aтот же смысл, как в аналогичной формуле для крыла, но - применительно к ГО.

Если оперениеимеет относительно малые размеры S   S , b a  b a , а нужная величина моментадостигается размещением оперения на достаточном расстоянии от ЦМ ЛА, то составляющаямоментапринулевойсилеГОпренебрежимомала.ПоэтомуS bSm z  ( x T  x F )C Ya  a  L  C Ya  , где L   ( x T  x F  )b aSb aSb a- плечо горизонтального оперения, т.е.

расстояние от ЦМ ЛА до фокуса ГО, причем L принято считать положительным, если оперение расположено позади ЦМ, т.е. - для хвостовогооперения.Если оперение находится в возмущенном потоке, что характерно как раз для хвостовогооперения, то это искажение потока необходимо учесть при определении момента.

Вместоскорости невозмущенного потока V надо брать скорость потока у оперения VГО из соотношенияVГО 2 = Kт V2, а вместо угла атаки  при вычислении подъемной силы - угол ГО =   ГО.Здесь KT - коэффициент торможения потока, а ГО - угол скоса потока у оперения. Поэтому2V.M z  L  Ya  L  C Ya S 2ТаккаквстандартнойV 2M z Sb a m z ,токоэффициентпродольногомомента2S LS  L m z  C Ya   K T   C Ya0  C YaKT  (      )Sb aSb a  C Ya0  C Ya (        )формеотГОS SbL  K T  m z0  m z   m z (    ).aЕслипрофильГОсимметричный,тоm z  m z (        ) ,гдеS  L m z  C KT .YaSb a8Так как практически все составляющие продольного момента зависят от угла атаки, то ГОобеспечивает условие балансировки MRz=0 лишь для определенного значения угла атаки. Какправило, это угол, при котором совершается основной режим полета данного ЛА, такназываемый крейсерский режим полета.Для того чтобы сбалансированный полет мог происходить и на других углах атаки,оперение делают отклоняющимся, т.е.

- с возможностью изменения   , либо устанавливаютотдельные аэродинамические рули. Для продольного канала - это рули высоты. Так какэффективной работу руля можно считать тогда, когда достаточное изменение моментаобеспечивается при незначительном изменении подъемной силы, то рули делают малойплощади, но устанавливают на значительном расстоянии от ЦМ ЛА. Обычно - на задней кромкеоперения или крыла, если оперение отсутствует, а задняя кромка крыла смещена к хвосту ЛА.Кстати, именно по взаимному расположению несущих поверхностей (крыла) и поверхностей,обеспечивающихуправляемоеизменениемомента,различаюттакназываемыеаэродинамические схемы ЛА: нормальная схема, схема «утка», «бесхвостка» и поворотноекрыло.При размещении руля на задней кромке оперения и руля достигается более высокая егоэффективность, по сравнению с отклоняющимся стабилизатором той же площади.

Этообъясняется тем, что при отклонении руля изменяется кривизна всего профиля того элемента,задней частью которого является руль, т.е. изменение момента обеспечивается не сколько самимрулем, сколько всем крылом или оперением в той части его размаха, которая занята рулем.Правда такой эффект существует только для дозвуковых скоростей. Для сверхзвуковыхскоростей, из-за того, что возмущения распространяются лишь внутри конуса Маха, т.е. немогут распространяться вперед, отклонение руля никак не влияет на происходящее впереди попотоку.

Поэтому на сверхзвуковых скоростях эффективность рулей на задних кромках резкопадает, что заставляет либо увеличивать их площадь, либо переходить к поворотнымстабилизаторам, поворотным крыльям или концевым рулям.Если руль расположен на оперении, то коэффициент момента от оперения в том диапазонеуглов, где сохраняется линейная зависимость подъемной силы от угла атаки, можно записать вS  L m z   C Ya0   C KT Ya (         K   в )Sb aвидеВ m z 0  m z (        )  m z  в ,S L где m z Â  C K T . Производную момента тангажа по углу отклонения руляYa K Sb aназывают коэффициентом эффективности руля. Входящий в эти выражения коэффициентSпропорциональности K  в первом приближении оценивают величиной K  , где S  S площадь руля.Для того же диапазона углов атаки скос потока примерно пропорционален подъемной силекрыла и его обычно представляют в виде    DC Ya , где D - коэффициентпропорциональности, зависящий от формы крыла, прежде всего - от удлинения (чем меньшеудлинение, тем больше скос потока).

Здесь считается, что крыло создает основную частьподъемной силы ЛА, поэтому принимают    DC Ya  DC Ya  . С учетом этогоВВ~~m z  m z 0  m z    m z (1  DC Ya )  m z  в  m z 0   m z   m z  в .Если стабилизатор поворотный и нет руля высоты, то~m z  m z 0  m z (1  DC Ya )  m z    m z 0  m z   m z   , где m z  m z .В любом случае, складывая момент от оперения с моментом ЛА без оперения, получается,что при малых углах атаки коэффициент тангажного момента можно представить в виде9линейнойзависимостиотуглаатакииуглаотклоненияуправляющегоэлементаВm z  m z0  m z   m z  в , или m z  m z 0  m z   m z  .Следует обратить внимание, что при получении этих выражений предполагалсяустановившийся характер обтекания ЛА и его элементов, т.е.

постоянство всех углов. ПоэтомуВназываются статическими коэффициентами моментакоэффициенты m z 0 , m z и mzтангажа.ВИз рассмотренного ясно, что эти коэффициенты m z 0 , m z и m z зависят не только отсамого ЛА, но и от параметров среды, прежде всего - от вязкости и скорости звука, точнее - отчисел Рейнольдса Re и Маха М.В общем случае выражение тангажного момента и его коэффициента не обязательноявляется линейным, т.е. m z  m z ( ,  в , Re, M ) . Иногда и тут прибегают к линейномуm zm zВприближениюиз-зачегоm z  m z0  в  ...

 m z 0  m z   m z  в  ... , вВкоэффициенты m z и m z называют также производными коэффициента тангажного моментапо углу атаки и углу отклонения руля высоты.Моменты тангажа, вызываемые вращением ЛА. Все рассмотренные зависимостимомента от параметров движения и характеристик ЛА (угла атаки, угла отклонения руля,скорости, высоты и т.д.) получены в предположении неизменности этих параметров. Поэтомуэти производные аэродинамического коэффициента момента называют статическими. Но, еслимомент не равен нулю, то угловая скорость окажется ненулевой, поэтому часть этихпараметров, например, угол атаки будет изменяться. Учесть эффект от этих изменений в явномвиде достаточно сложно. Поэтому для аэродинамических летательных аппаратов обычноприменяется гипотеза стационарности, т.е.

для каждого момента времени значения параметровпринимаются постоянными, пусть даже они разные для соседних моментов времени. Дляпринципиально новых объектов эту гипотезу надо проверять. Хорошо известны классыобъектов, для которых эта гипотеза неприменима, например, в рамках этой гипотезы нельзяописать полет жесткокрылых насекомых и движение рыб - относительно быстрое поперечноедвижение «несущих поверхностей» дает эффект тяги, а не лобового сопротивления.Если угловая скорость тангажа не равна нулю, то скорость элемента ЛА, находящегося нарасстоянии х от ЦМ, складывается из скорости V самого ЛА и скорости  z x вращения этогоэлемента вокруг ЦМ. Сложение этих скоростей приводит к изменению местного угла атаки на xугол  , причем из-за малости этого угла    z .VЕсли в рассматриваемом месте расположен элемент, длина которого вдоль продольной осигораздо меньше расстояния х, например, - стабилизатор, подъемная сила которогопропорциональна углу атаки, то изменение на  вызовет на этом стабилизаторе изменениеz xподъемнойсилыCY,приводящеекпоявлениюмомента   C YVz x 2,которыйс достаточной точностью можно считатьVпропорциональным угловой скорости и имеющим с ней противоположные знаки.

Характеристики

Список файлов лекций