2.Силы и моменты, действующие на ЛА в полете. Наименования и обозначения, природа и принципы расчета (1256291), страница 2

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

Текст из файла (страница 2)

- считать, чтоэтот коэффициент линейно зависит от нормальной силы или от угла атаки.Относительные координаты фокусов профиля от его передней точки x F и x Fa икоэффициент  0 , являющийся коэффициентом рассматриваемого момента при нулевом углеатаки (также, как и угол атаки нулевой подъёмной силы  0 ) считаются основными4аэродинамическими характеристиками профиля и являются справочными данными для типовыхпрофилей, а C m 0  2 0   0 (называют коэффициентом момента при нулевой подъёмной2силе).По теории Жуковского достаточно точно входящие в рассматриваемые формулыпараметры могут быть оценены для профилей в форме пластины и «дужки» при обтекании ихидеальной несжимаемой воздушной средой.

Эти идеализированные профили имеют фокусы,расположенные на расстоянии четверти хорды от носка профиля, т.е. x F  x Fa  0,25 ,причем плоская пластина имеет постоянный и совпадающий с фокусами, центр давления. Дляэтих профилей 2 0    0  2f , а C m 0  2 0  0  f .2Эти формулы как оценочные можно использовать и для реальных профилей крыла, т.е.применять «скелетный подход», причём, если относительная толщина и вогнутость профилейне превышает 15%, то погрешность такого приближения не будет превышать 5%.Естественно, при этом предполагается, что углы атаки являются достаточно малыми, т.е.такими, при которых для реальной среды не возникает отрыв потока и можно применятьмодель безотрывного обтекания.Отрыв потока, происходящий с ростом угла атаки, приводит к существенному искажениюлинейной зависимости, так как уменьшает коэффициент подъёмной силы профиля и приводит ксмещению фокуса.

Так как для гладких профилей отрыв развивается на задней части крыла, тофокус обычно смещается вперед. Угол, при котором коэффициент тангажного моментадостигает экстремума, находиться вблизи критического угла атаки  êð , но не обязательносовпадает с ним.При известном Сm для расчета момента профиля относительно ЦМ ЛА достаточно знатькоординаты передней кромки и пересчитать момент по общей формулеm z  C m  x T C Y , если хорда совпадает с продольной осью, илиm z  C m  x T C Y  y T C X , если этого совпадения нет.Здесь x T , y T - относительные расстояния до ЦМ от передней точки крыла, C Y и C X коэффициенты нормальной и продольной аэродинамической силы.

Так как при малых углахатаки X  Xa - Ya ; Y  Ya - Xa , тоm z  C m 0  ( x T  x F )C Ya ,или в общем случаеm z  C m0  ( x T  x F )C Ya  y T C Xa  C Ya   .Так как Cm0 определяется профилем, т.е. - не зависит от параметров полета, то приизменении параметров полета достаточно знать, как при этом меняются аэродинамическиекоэффициенты сил и фокус профиля.Зависимость фокуса профиля от сжимаемости воздушной среды (числа Маха М), заметнопроявляется лишь при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета ЛА. Трансзвуковымипринято называть скорости полета, меньшие скорости звука, при которых, однако, начинаютвозникать локальные скачки уплотнений в тех местах, где местные скорости превысилискорость звука.На сверхзвуковых скоростях для тонких плоских профилей с заостренной переднейкромкой (сверхзвуковых профилей) фокус смещается назад до значений x F =(0,4  0,5), так какпри положительном угле атаки нарастание скорости на верхней части профиля (т.е.

там, гдесверхзвуковой поток расширяется) и торможение скорости на нижней части профиля (т.е. там,где сверхзвуковой поток сужается) происходит практически равномерно. На трансзвуковыхскоростях локальные скачки уплотнений препятствуют уменьшению давления, а так как онивозникают на верхней части профиля ближе к его носку, то фокус смещается назад.5Для участка рассматриваемого крыла длиной l (т.е.

- прямоугольного крыла размахом lбез учета эффектов, происходящих на его концах), момент относительно ЦМ будетопределяться формулой M z  qSbm z  qlb 2 m z . Если бесконечное крыло не цилиндрическое(т.е. участок крыла не прямоугольный), то, предположив, что обтекание каждого профиля крылаявляется плоским, можно определить момент как сумму моментов, создаваемых каждымпрофилемM z  q  b 2 ( z )m z ( z )dz  q  b 2 ( z )(C m 0 ( z )  ( x T ( z )  x F ( z ))C Ya ( z ))dz .llЕсли профили по всей длине крыла подобны, тоM z  q  b 2 ( z)(C m 0  ( x T ( z)  x F )C Ya )dz l q(C m 0  x FC Ya )  b 2 ( z)dz  qC Ya  b( z) x T ( z)dz ll q(C m 0  x FC Ya )Sba  qC YaSx Ta  qSb a C m 0  qSb a x FCYa  qC YaSx Ta  qSba C m 0  qSb a ( x Ta  x F )C Ya  M z 0  M Cz Ya C Ya ,1где S   b( z)dz - площадь крыла, ba   b 2 ( z)dz - средняя аэродинамическая хорда (САХ),Sll1b( z) x T ( z )dz .

Из формулы для момента видно, что момент рассматриваемогоS l«непрямоугольного крыла» совпадает с моментом «прямоугольного крыла» такой же площадиS, с хордой, равной ba, передняя кромка которого находится от ЦМ ЛА на расстоянии xTa. Такоепрямоугольное крыло называется эквивалентным (по моменту). Если продольная ось ЛА нележит в плоскости хорд рассматриваемого крыла, то для определения эквивалентного1прямоугольного крыла надо кроме ba и хTa найти также y Ta   b( z) y T ( z )dz , а если продольнаяSlось не параллельна хордам, то вместо самих хорд b(z) надо брать их проекции b’(z) на базовуюплоскость крыла.x Ta l 22Так как крылья обычно симметричные и в плоскости симметрии z=0, то b a   b 2 ( z )dz ,S 0а вместо x Ta и y Ta удобнее использовать x a  x T ( 0 )  x Ta и y a  y T (0)  y Ta , выражения дляl2l222которых имеют вид x a   b( z) x ( z)dz , y a   b( z ) y( z )dz , где x( z) и y( z ) отсчитываются отS0S0xaxTaxT(0)x(z)xT(z)baпередней центральной точки крыла.

Удобство в том, что x a и y a являются характеристикамисамого крыла, показывающими смещение передней кромки эквивалентного прямоугольногокрыла по отношению к передней точки реального крыла, в то время, как x Ta и y Ta зависят и отрасположениякрыла.xПоложительные значения x a и y aсоответствуют смещению назад ивверх.Средняяаэродинамическаяхорда крыла принимается в качествехарактерного линейного размера ЛАво всех расчетах, связанных с0 (ЦМ)z тангажным моментом, в том числе в определении аэродинамического6момента крыла и ЛА в целом M z  qSb a m z , а также - при определении относительныхxxвеличин, например x T  T , x F  F , и т.д.babaСледует помнить, что расчет момента по эквивалентному прямоугольному крылу основанна предположении о плоском обтекании, которое требует отдельной проверки.Реальное крыло конечной длины (размаха) l отличается от участка бесконечного крылатой же длины тем, что на концах крыла возникают вихри самоиндукции, которыераспространяются по части верхней поверхности крыла.

Т.е., обтекание перестает бытьплоским. Происходящие при этом изменения подъемной силы и силы сопротивленияприближенно рассчитываются на основании как теоретических, так и эмпирическихсоотношений. Поэтому можно пользоваться приведенными выше формулами для участкабесконечного крыла при расчетах момента тангажа крыла реального, если в качествекоэффициентов сил брать эти коэффициенты для реального крыла с учетом конечногоудлинения . При этом экспериментально установлено, что смещение фокуса для крылаконечного размаха заметно начинает проявляться при достаточно высоких скоростях полета,при которых набегающий поток смещает индукционные вихри ближе к задней кромке (как бы«сдувает» их).

Поэтому фокус смещается вперед, так как в задней части крыла подъемная силауменьшается сильнее, чем в передней. 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,аналогичноеприменяемому длямоментаоткрыла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.

Характеристики

Список файлов лекций