3.Силы и моменты, действующие на ЛА в полете. Наименования и обозначения, природа и принципы расчета (1256292), страница 3

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

Текст из файла (страница 3)

Но для самолетнойсхемы “утка”, когда этот скос действует на расположенные сзади несущие поверхности, этотмомент может оказаться существенным, а с учетом того, что скос потока от элеронов вызываетмомент противоположного знака по отношению к управляющему, эффективность элероноврезко снижается. Поэтому при плоском расположении крыла “утку” если и используют, то непо отношению к элеронам - их размещают все равно на крыле («утка» - по отношению к рулямвысоты и переднему расположению оперения («дестабилизатора») по отношению к крылу).Итак, статические составляющие момента крена можно записать в виде mxстат =mxстат(,,э,н,в) = mxконц(,) + mx(,) + mx() + mxинт() + mxВО() + mxскос(,,в) + mx(н)+ mxупр(,э), причем зависимость от в – для схемы “утка”.

При малых углах атаки (малостьуглов скольжения подразумевается) mxстат = mx + mxинт + mxВО + mxконц + mx +mxскос + mxнн + mxээ = (mx0 + mx ) + mxнн + mxээ = mx() + mxнн + mxээ . Длясхемы “утка” вместо mx() в этом выражении mx(,в).Постоянная составляющая mx0 может появиться лишь из-за конструктивной илитехнологической асимметрии.При больших углах атаки и наличии скольжения значительный момент крена можетвозникнуть из-за асимметрии, возникающей при отрыве потока с цилиндрической частикорпуса (дать схему в двух проекциях). Экспериментально установлено, что этот моментпропорционален (2 - 2), т.е.

им можно пренебречь при <20, а затем он резко растет.Для осесимметричных крестокрылых ЛА (“Х” или “+” образных) большинство изуказанных составляющих момента крена проявляются в гораздо меньшей степени и их можноне учитывать. Причина этому –противоположность моментов, создаваемыхвзаимоперпендикулярными парами крыльев, что, в свою очередь, следует из рассмотренноговыше равенства Cz/ = -Cy/ .

По этой же причине для таких ЛА эффективность элероновв схеме “утка” не снижается.Поперечная балансировка и статическая устойчивость. Для движения по крену такжеиспользуются понятия балансировочного режима, характеризуемого балансировочными угламикрена и отклонения элеронов при которых m x  m x (  бал ,  Эбал )  0 , и статическойустойчивости по отношению к действующим возмущениям и создающим отклонения по углукрена, которая называется поперечной статической устойчивостью. По аналогии легкоm xустановить условие статической устойчивости m x  0 и назвать коэффициент mх коэффициентом поперечной статической устойчивости.Но момент крена и коэффициент mx зависят не от угла крена, а от углов атаки искольжения. Несложно убедиться, что вращение по крену меняет эти углы, так как векторскорости остается прежним, а плоскость симметрии ЛА поворачивается.

Например, если ЛА6совершает полет без скольжения с углом 0, и повернулся по крену на угол , то  и  можнонайти из соотношений sin = sin0 sin, tg = tg0 cos, или для малых 0   0 sin,   0 cos.Поэтому mx можно выразить через угол крена, записав mx = mx = mx0sin ипродифференцировав по : mx = mx0cos = mx. Итак, условие поперечной статическойустойчивости mx < 0, а при положительных углах атаки mx < 0. Поэтому коэффициентомпоперечной статической устойчивости называется коэффициент mx.

Следует обратитьвнимание на сильную (“двойную”) зависимость поперечной устойчивости от угла атаки, так какусловие устойчивости mx < 0, а mx = mx(). Для схемы “утка” - mx зависит не только отугла атаки, но еще и от руля высоты.Изменение степени поперечной статической устойчивости осуществляется выборомсоответствующих значений конструктивных параметров, от которых зависит mx – удлинения,сужения, стреловидности, V-образности, расположения крыльев и оперения по отношению кпродольной оси. Например, для поперечной устойчивости прямые длинные крылья делают Vобразными. Так как большинство производных момента крена отрицательны, то иногдаприходится принимать меры по снижению статической устойчивости.

Например, короткиестреловидные крылья делают с обратной V-образностью.Поперечная устойчивость может меняться в зависимости от угла атаки, так как от негозависит производная mx = mx(), а для схемы “утка” - еще и от отклонения руля высоты.Вращательные моменты крена. При вращении по крену каждое сечение крылаприобретает дополнительную вертикальную скорость Vy = -xz, из-за чего возникаетдополнительный угол атаки (на правом крыле - увеличивается, на левом - уменьшается), аследовательно - дополнительная подъемная сила (на правом крыле - вверх, на левом - вниз), ,пропорциональная x. Такую картину рассматривали при рассмотрении спирального моментарыскания.

В результате возникает момент Мх, который при линейной зависимости подъемнойсилы от угла атаки пропорционален -x, т.е. имеющий демпфирующий характер. Итак, mx(x) =mxx x, где mxx называется вращательной производной коэффициента момента крена поугловой скорости крена (в первом приближении рассчитывается интегрированием по z приизвестной Су() и очевидным образом определяемой ), а x = l/(2V) x - приведеннаяугловая скорость крена.Отметим, что для докритических углов атаки эта вращательная производнаяотрицательная, т.е. момент демпфирующий, а для закритических - наоборот, т.е.дестабилизирующий (“авторотация”).

И действительно, при закритических углах атакипроисходит “сваливание” ЛА по крену (точнее - “на крыло”, так как разворот создает условиедля соскальзывания вдоль плоскости несущей поверхности, развернутой боком). Из-за ростаугловой скорости крена возникает спиральный момент рыскания, приводящий к сложномупространственному вращению “штопор”.Аналогичным образом возникает вращательный момент крена от вертикальногооперения (ВО), но там вращение по крену создает дополнительный угол скольжения идополнительную боковую силу. Так как больших углов скольжения не бывает, то момент от ВОвсегда демпфирующий.Перекрестные вращательные моменты крена.

Так называются моменты крена,возникающие из-за вращения по рысканию или тангажу.При ненулевой у>0 для точек крыла появляется дополнительная скорость Vх = zy,положительная на правом крыле и отрицательная - на левом. Из-за этого (т.е. - измененияскорости набегающего на профили потока) подъемная сила (именно сила из-за множителя7V 2 2 , а не ее коэффициент) правого крыла становится больше, чем левого, т.е. возникаетотрицательный момент крена, коэффициент которого в первом приближении пропорционаленугловой скорости рыскания, но имеет противоположный знак (направление), т.е. m x y  y , гдеm x y <0.Но одновременно для точек крыла возникает изменение местных углов атаки искольжения (показать составляющие скоростей Vх и Vz для точки с координатами х и z), т.к.Vх не совпадает по направлению со скоростью, а Vz=x y не перпендикулярна ей.

Из-за Vхпри положительном  и у>0 на правом крыле местные углы атаки меньше , на левом больше,т.е. подъемная сила правого крыла уменьшается, левого - увеличивается (дополнительныймомент положительный). Т.е. появляется еще одна составляющая момента, зависящая от у и от  угла атаки, в первом приближении равная m x y  y , где m x y >0.Но это еще не все возможное влияние у на момент крена.

Если точки крыларасположены вдоль продольной оси по разные стороны от ЦМ ЛА, возникающие местные углыскольжения из-за Vz=xy будут иметь для таких точек разные знаки. Поэтому для крыла,точки которого равномерно расположены относительно ЦМ вдоль оси х, в целом уголскольжения заметно не измениться. Но, если крыло смещено вдоль продольной оси вперед илиназад относительно ЦМ (точнее - это следует говорить об эквивалентном крыле), то местныеуглы скольжения будут одного знака, т.е. для крыла в целом появится ненулевой уголскольжения. Другими словами, вращение ЛА вокруг нормальной оси приводит для такогокрыла к несимметричному боковому обтеканию, т.е.

- к появлению угла скольжения . Совсеми вытекающими последствиями. Т.е., возможно появление момента крена из-за концевогоэффекта, стреловидности, V-образности. Так как момент крена из-за этих эффектов зависит и от и от угла атаки, а причиной ненулевого  является ненулевая у, появляющуюся дополнительную составляющую момента включают в m x y , т.е.

в первом приближении   считают все зависимости линейными и m x y =( m x y )1+( m x y )2, где первое слагаемое - из-заVх, а второе - из-за Vz. Знак второго слагаемого зависит от геометрии ЛА.Итак, при ненулевой скорости рыскания возникает момент крена mх(y), причем знак ивеличина этого момента зависят от угла атаки и от сочетания различных факторов, т.е. mх(y)= m x (  y ) + m x (  ,  y ) = = m x y y + m x y  y .Вертикально расположенные поверхности аналогичным образом создают момент кренапривращениивокругпоперечнойоси,т.е.mх(z)==  m x (  z ) +  m x ( ,  z ) == m xz z + m xz   z .Эти составляющие момента также называют спиральными.Таким образом, общее выражение для момента крена имеет видmx = mx(,,э,н,в,x,y,z) = mxстат(,,э,н,в) + mх(x) + mх(y) mх(z).Обратить внимание, что большинство производных зависят от угла атаки (черезизменение подъемной силы) и при закритических углах меняют знак.Сложный характер зависимости момента крена объясняет такие явления, как «штопор»,т.е.

спиральное пикирование ЛА с вращением.8Итак, для аэродинамических сил и моментов зависимости от параметров движения иуправления (и производные аэродинамических коэффициентов) можно подразделить:- на статические и вращательные (нестационарные);- на управляющие и все остальные;- на «собственные» по рассматриваемому каналу и перекрестные.Сложный характер этих зависимостей может привести к самым разнообразнымдвижениям, иногда «нештатным».«Подхват» - потеря устойчивости определенного вида движения, например,самопроизвольное нарастание угла атаки, авторотация по крену.«Сваливание» - появление движения другого вида, как правило, в результате подхвата,например, сваливание на крыло при больших углах атаки.«Штопор» - развитие указанного выше сложного пространственного движения. Иногдаразличают «штопор» и «аэроинерционное самовращение» - первое - из-за сваливания призакритических углах атаки, второе - из-за превышения угловой скорости крена даже при малыхуглах атаки (спиральный момент, нарастание угла скольжения).Моделирование общего движения, в том числе – и нештатных ситуаций возможно лишькак имитационное, при наличии соответствующих математических моделей.9.

Характеристики

Список файлов лекций