Тангажный аэродинамический момент ЛА (1254960), страница 5

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

Текст из файла (страница 5)

Кстати, именно по взаимномурасположениюнесущихповерхностей(крыла)иповерхностей,обеспечивающих управляемое изменение момента, различают так18называемые аэродинамические схемы ЛА: нормальная схема, схема «утка»,«бесхвостка» и поворотное крыло.При размещении руля на задней кромке оперения и руля достигаетсяболее высокая его эффективность, по сравнению с отклоняющимсястабилизатором той же площади. Это объясняется тем, что при отклонениируля изменяется кривизна всего профиля того элемента, задней частьюкоторого является руль, т.е.

изменение момента обеспечивается не сколькосамим рулем, сколько всем крылом или оперением в той части его размаха,которая занята рулем. Правда такой эффект существует только длядозвуковых скоростей. Для сверхзвуковых скоростей, из-за того, чтовозмущения распространяются лишь внутри конуса Маха, т.е. не могутраспространяться вперед, отклонение руля никак не влияет на происходящеевпереди по потоку. Поэтому на сверхзвуковых скоростях эффективностьрулей на задних кромках резко падает, что заставляет либо увеличивать ихплощадь, либо переходить к поворотным стабилизаторам, поворотнымкрыльям или концевым рулям.Если руль расположен на оперении, то коэффициент момента отоперения в том диапазоне углов, где сохраняется линейная зависимостьподъемнойсилыотуглаатаки,можнозаписатьввидеm z   C Ya0   C Ya (         K   в )S SbL  K T a m z 0  m z (        )  m z В  в ,S L K T .

Производную момента тангажа по углуSb aотклонения руля называют коэффициентом эффективности руля. Входящий вэти выражения коэффициент пропорциональности K  в первомгдеm z   C Ya K приближении оценивают величиной K  S, где S  - площадь руля.S Для того же диапазона углов атаки скос потока примернопропорционален подъемной силе крыла и его обычно представляют в виде   DC Ya , где D - коэффициент пропорциональности, зависящий от формыкрыла, прежде всего - от удлинения (чем меньше удлинение, тем больше скоспотока). Здесь считается, что крыло создает основную часть подъемной силыС учетом этогоЛА, поэтому принимают   DC Ya  DC Ya  .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 .Еслистабилизаторповоротныйm z  m z 0  m z (1  DC Ya )  m z  mz  m z .инетрулявысоты,~    m  , m z 0  mz zтогдеВ любом случае, складывая момент от оперения с моментом ЛА безоперения, получается, что при малых углах атаки коэффициент тангажногомомента можно представить в виде линейной зависимости от угла атаки и19угла отклонения управляющего элементаm z  m z 0  m z   m z В  в ,илиm z  m z0  m z   mz  .Следует обратить внимание, что при получении этих выраженийпредполагался установившийся характер обтекания ЛА и его элементов, т.е.постоянство всех углов.

Поэтому коэффициенты m z 0 , m z и m z В называютсястатическими коэффициентами момента тангажа.Из рассмотренного ясно, что эти коэффициенты m z 0 , m z и m z В зависятне только от самого ЛА, но и от параметров среды, прежде всего - отвязкости и скорости звука, точнее - от чисел Рейнольдса Re и Маха М.В общем случае выражение тангажного момента и его коэффициента необязательно является линейным, т.е.

m z  m z ( ,  в , Re, M ) . Иногда и тутприбегаютклинейномуприближениюm z  m z0 m zm z в  ...  m z 0  m z   m zВ  в  ... , виз-зачегокоэффициенты m z и m z В называют также производными коэффициентатангажного момента по углу атаки и углу отклонения руля высоты.Моменты тангажа, вызываемые вращением ЛА.Все рассмотренные зависимости момента от параметров движения ихарактеристик ЛА (угла атаки, угла отклонения руля, скорости, высоты ит.д.) получены в предположении неизменности этих параметров. Поэтому этипроизводные аэродинамического коэффициента момента называютстатическими.

Но, если момент не равен нулю, то угловая скорость окажетсяненулевой, поэтому часть этих параметров, например, угол атаки будетизменяться. Учесть эффект от этих изменений в явном виде достаточносложно. Поэтому для аэродинамических летательных аппаратов обычноприменяется гипотеза стационарности, т.е. для каждого момента временизначения параметров принимаются постоянными, пусть даже они разные длясоседних моментов времени.

Для принципиально новых объектов этугипотезу надо проверять. Хорошо известны классы объектов, для которыхэта гипотеза неприменима, например, в рамках этой гипотезы нельзя описатьполет жесткокрылых насекомых и движение рыб - относительно быстроепоперечное движение «несущих поверхностей» дает эффект тяги, а нелобового сопротивления.Если угловая скорость тангажа не равна нулю, то скорость элемента ЛА,находящегося на расстоянии х от ЦМ, складывается из скорости V самогоЛА и скорости z x вращения этого элемента вокруг ЦМ.

Сложение этихскоростей приводит к изменению местного угла атаки на угол  , причем изза малости этого угла   z x.VЕсли в рассматриваемом месте расположен элемент, длина котороговдоль продольной оси гораздо меньше расстояния х, например, стабилизатор, подъемная сила которого пропорциональна углу атаки, тоизменение на  вызовет на этом стабилизаторе изменение подъемной силы20CY   C Yz x,Vz xCY   x  C Yприводящеекпоявлениюмомента2V, который с достаточной точностью можно считатьпропорциональным угловой скорости и имеющим с ней противоположныезнаки.

Для стабилизатора x=LГО. Такой характер момента (всегдапропорционален угловой скорости и направлен против вращения) позволяетназвать его демпфирующим. z L в выражение тангажного момента ГОVS  L KT m z   C Ya0   C Ya (           K   в )Sb aВВzz~~~~mz 0  m z   m z  z  m z  в  m z 0  m z   m z z  m z  в ,Подставив   zгде m z C YabS  L2S  L2zK T , m zK T , а z   z a  C YaVSba VSb a2приведенная угловая скорость, которая введена лишь для того, чтобыz , так как аэродинамическиесделать безразмерным коэффициент m zкоэффициенты по определению должны быть безразмерными, аzкоэффициент m zимеет размерность с-1.z Коэффициент m zm z, называется вращательной производной zмомента тангажа, или коэффициентом демпфирующего момента.Если на расстоянии х расположена часть достаточно протяженнойаэродинамической поверхности, например, крыла, хорда которогосоизмерима, а может быть - и больше, чем х, то для оценки моментаприменяют следующий прием.

Реальное крыло заменяют на модельискривленного крыла, каждая точка средней линии которого с координатой химеет угол атаки   ( x)   z x. Разность ординат точек средней линииV«искривленного» и реального крыла y(x) можно определить, если учесть, чтоdyв любой точке кривой равна тангенсу угла наклонаdxdyкасательной к этой кривой, т.е.    z x . Интегрируя вдоль х сdxVпроизводнаяначальным условием y=0 при х=0 (в ЦМ изменение угла атаки нулевое,следовательно и отклонение у=0), получим y  z 2x . После этого по2Vобычным правилам определяется момент тангажа для искривленного крыла.Разность между моментами для искривленного и реального крыла будетоценкой момента крыла, вызванного вращением ЛА.

Этот момент такжеявляется демпфирующим.21Таким образом при ненулевой угловой скорости тангажа выражениекоэффициента момента приобретает вид m z  m z 0  m z   m zz z  m z В  в , гдеm zz равен сумме коэффициентов демпфирующих моментов элементов ЛА.Формально выражение m z  m z 0  m z   m zz z  m z В  в лишено смысла,так как в нем одновременно присутствует и угол атаки, предполагаемыйпостоянным, и угловая скорость, его меняющая. Однако гипотезастационарности позволяет с удобством использовать подобные выражения напрактике.

При этом составляющие момента, зависящие от угловой скорости,называются нестационарными.При изменении угла атаки, т.е. при &  0 возникает еще однанестационарная составляющая момента тангажа, называемая моментом отзапаздывания скоса потока у оперения от крыла. Эта составляющаявозникает из-за того, что при изменении угла атаки меняется ипропорциональный ему скос потока, но до оперения это изменение доходит сзапаздыванием на величину  x V KТ, где хГО - расстояние от точки сходавихрей с крыла до фокуса оперения. Поэтому в выражение момента от ГОнадо подставлять го, соответствующий не текущему (t), а (t - ). В первомприближении (t - ) = (t) - . С учетом того, что скос потока от крыла   DC Ya  DC Ya  , то в выражение для коэффициента момента от ГО надо&      DC &подставить DC Ya  DC Ya Ya x V KТ.

Итак, запаздывание скосапотока создает на хвостовом ГО дополнительный момент, коэффициенткоторого &m z ( & )   DC Ya  DC Ya  C Ya  DC Ya  C Yaгде &  &baVx V KТC YaS  L  x Sb a VS  L  x Sb a2S  L Sb aKT & K T &  m z&b&K T & a  m z &V-приведенная производная угла атаки. Эта составляющаямомента также имеет демпфирующий характер.Часто принимают хго = Lго, при этом коэффициент момента от скосапотока становится пропорциональным коэффициенту демпфирующегомомента.Следует обратить внимание, что при наличии управляемого переднегоГО и для схемы «утка» скос потока может возникать на крыле, а приотклонении расположенных впереди крыла отклоняемых поверхностей, т.е.22при & в  0 момент от запаздывания скоса потока может возникнуть на крыле,причем зависеть он будет от & в .Итак, в общем случае m z  m z (  ,  в ,  z , & , & в , Re, M ) , при этом частовыражение коэффициента тангажного момента может быть представлено влинейной формеm zm zm zm zm z &m z  m z0 â z & â  âz & & â& m z 0  m z   m z   â  m zz z  m z& &  m z  & â .23Балансировка, статическая устойчивость, управляемость иманевренность ЛАУстановившимся режимом полета ЛА или балансировочным режимомназывают такой полет ЛА, при котором результирующий момент равеннулю.

Характеристики

Список файлов лекций