Моменты рыскания и крена ЛА (1256296), страница 2

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

Текст из файла (страница 2)

Для целенаправленного изменениямомента крена используют элероны, т.е. поверхности, симметричнорасположенные относительно продольной оси и отклоняемые на одинаковыеуглы в разные стороны (дать схему в двух проекциях – в плане и спереди).Изменение подъемной силы от каждого элерона будет одинаково повеличине (в первом приближении) и противоположно по направлению. Т.е.элероны, не меняя подъемную силу создают момент по крену, величинакоторого зависит от площади элеронов, их расположения относительно осиХ, угла отклонения элеронов э и, в общем случае (если Су() – нелинейный)– от угла атаки.

Таким образом mxупр = mxупр(,э) = mxэ()э.Положительным углом отклонения элеронов принимается положительноеотклонение правого элерона, поэтому mxэ <0.Составляющие момента крена, возникающие при 0. У бесконечногопрямоугольного плоского изолированного крыла при ненулевом угле4скольжения подъемная сила измениться, но измениться вдоль крылаодинаково – момент крена не возникнет. У реального крыла – можетвозникнуть.

Причины этого следующие.1. Концевой эффект (из-за конечного удлинения ). Из-за различногоугла концов крыльев по отношению к потоку (дать схему) при >0 на правомконце подъемная сила будет изменяться меньше, чем на левом (набегающийпоток на правом конце будет препятствовать самоиндукции). Возникнетотрицательный момент крена. Так как самоиндукция зависит от разницыдавлений, а эта разница – от угла атаки (точнее – подъемной силы, зависящейв свою очередь от угла атаки), то этот момент для крыла заданногоудлинения будет зависеть как от , так и от . Поэтому mxконц = mxконц(,),причем обычно mxконц(,) = mxконц(), а при малых углах атаки mxконц(,)= mxконц, где mxконц = 2mxконц/.

Отметим, что mxконц/0, аmxконц/0.Обратить внимание, что для закритических углов атаки производная поуглу атаки меняет знак, так как меняется знак производной подъемной силыот угла атаки. Это относится и ко всем остальным причинам возникновениямомента, где происходит изменение подъемной силы из-за изменения углаатаки. Поэтому далее об этом не будет говориться, но будет подразумеваться,как само собой разумеющееся.Для того, чтобы устранить концевой эффект, концы крыльев делаютзакругленными.2. Момент крена стреловидного крыла (0).

Из-за различногоэффективного удлинения, т.е. удлинения в направлении, перпендикулярномпотоку (дать схему), при >0 на правом (длинном) конце уменьшениеподъемной силы из-за самоиндукции будет меньше, чем на левом, т.е.возникнет отрицательный момент по крену. Как и в предыдущем случае mx= mx(,), причем обычно mx(,) = mx(), а при малых углах атакиmx(,) = mx, где mx = 2mx/. Отметим, что mx/0 длядозвуковых профилей на дозвуковых скоростях, а для сверхзвуковыхпрофилей и при М>1 может стать положительным из-за тех эффектов,которые рассматривались для стреловидных крыльев со сверхзвуковымипрофилями и из-за скачков уплотнений (дать схему, когда одно крылополностью “в тени”).3.

Момент крена крыла с поперечной V-образностью (V 0). При 0появляется поперечная составляющая скорости Vsin. При V0 этасоставляющая (даже при нулевом угле атаки) создает дополнительные углыатаки (дать схему) sin = VsinsinV/V = sinsinV, причем при5положительной V-образности, т.е. при V>0 этот угол положительный дляправого крыла и отрицательный для левого. Из-за этого на каждом крылевозникает “подъемная” сила разных знаков и отрицательный момент кренаmx() = mx, причем при положительной V-образности mx<0.4.

Момент из-за интерференции корпуса и крыла. Фюзеляж, какправило, близок к телу вращения относительно продольной оси, поэтомупрактически не создает момент крена. Но при ненулевом угле скольжения,когда от фюзеляжа возникает боковая сила, существует разница давлений поразные стороны фюзеляжа (дать схему). При >0 с правой стороны p>0, слевой – p<0. Если крыло над фюзеляжем, то дополнительное давлениеувеличит подъемную силу правого крыла и уменьшит – для левого.

Т.е.возникнет отрицательный момент крена. Если крыло под фюзеляжем, тодополнительное давление уменьшит подъемную силу правого крыла иувеличит – для левого. Т.е. возникнет положительный момент крена. Такимобразом, mxинт() = mxинт, причем mxинт<0 для высокоплана и mxинт>0 – длянизкоплана.5. Момент крена оперения. Если оперение симметричное, тосоздаваемые им моменты аналогичны моментам от крыльев, но из-за малостиплощадей их можно не учитывать. Несимметричное вертикальное оперениеможет создавать заметный момент крена, так как при ненулевом скольжениисоздает боковую силу с одной стороны от продольной оси (дать схему ссилой и плечом). Таким образом, mxВО() = mxВО, причем mxВО<0 приверхнем (надфюзеляжном) расположении киля и mxВО>0 – при нижнем.Аналогичным образом возникает момент крена от руля направления,при отклонении которого изменяется боковая сила оперения.

Поэтомуmx(н) = mxнн, причем mxн <0 при верхнем (надфюзеляжном) расположениируля и mxн >0 – при нижнем.6. Момент крена из-за скоса потока . Несимметричность хвостовогооперения может быть не только из-за его конструкции, но из-за скоса потока,создаваемого передним оперением (интерференции переднего и заднегооперения). При ненулевом скольжении сходящие с передних поверхностейвихри разворачиваются по потоку, создавая несимметричное обтеканиезадних поверхностей. Из-за этого даже на симметричных поверхностяхвозникают разные силы, а, следовательно – и момент крена.

Так какинтенсивность вихрей, создающих скос потока от крыла, зависит от углаатаки, а их отклонение от плоскости симметрии – от угла скольжения, тоmx(,) = mx. Для нормальной схемы ЛА, когда эти поверхности малы,этим моментом можно пренебречь. В схеме “утка”, когда сзади расположенынесущие поверхности (большой площади), а скос потока создается рулями и6корпусом, момент может проявляться достаточно заметно. Скос потока здесьзависит от , в (создающих вихри) и , т.е. mx (,,в).Заметим, что из-за скоса потока и скольжения симметрия обтеканиянарушается и для вертикального оперения.

Если оно несимметричное, тоизменения момента крена из-за этого не заметно по сравнению с моментомкрена, создаваемым оперением из-за его собственной несимметричности. Асимметричное ВО бывает практически лишь при крестообразномрасположении несущих поверхностей. Но если есть вертикальное крыло, тона вертикальном оперении оно будет создавать тот же эффект, что игоризонтальное крыло на ГО, т.е. возникнет момент крена из-за скоса потокаmx(,) или mx(,,н), в котором углы атаки и скольжения поменяютсяролями, а в схеме «утка» роль руля высоты в будет играть руль направлениян.

Так как изменение боковой силы от угла скольжения и руля направленияимеет противоположный знак по отношению к изменению подъемной силыот угла атаки и руля высоты (для осесимметричных ЛАC zaCya,C zaCya), то моменты крена от ВО и ГО будут направлены в н впротивоположные стороны. В частности, для осесимметричных ЛА вбалансировочных режимах они теоретически должны полностьюскомпенсировать друг друга (легко показать).Итак,вобщемслучаеm x  m x (  , )  m x (  , )  m x (,  )  m x   m x  (для нормальной схемы)В   m  H или m x  m x ( , ,  в ,  н )  m x (  , ,  в )  m x (, ,  н )  m xвxн(для «утки»), причем производные коэффициента момента в слагаемыхимеют противоположные знаки.Отклонение элеронов также создает скос потока, однако, длянормальной самолетной схемы при малой площади хвостового оперения егоможно не учитывать.

Но для самолетной схемы “утка”, когда этот скосдействует на расположенные сзади несущие поверхности, этот момент можетоказаться существенным, а с учетом того, что скос потока от элероноввызывает момент противоположного знака по отношению к управляющему,эффективность элеронов резко снижается. Поэтому при плоскомрасположении крыла “утку” если и используют, то не по отношению кэлеронам – их размещают все равно на крыле («утка» – по отношению крулям высоты и переднему расположению оперения («дестабилизатора») поотношению к крылу).7Итак, статические составляющие момента крена можно записать в видеmxстат = 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 (малость углов 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-законструктивной или технологической асимметрии.При больших углах атаки и наличии скольжения значительный моменткрена может возникнуть из-за асимметрии, возникающей при отрыве потокас цилиндрической части корпуса (дать схему в двух проекциях).Экспериментально установлено, что этот момент пропорционален(2 - 2), т.е. им можно пренебречь при <20, а затем он резко растет.Для осесимметричных крестокрылых ЛА (“Х” или “+” образных)большинство из указанных составляющих момента крена проявляются вгораздо меньшей степени и их можно не учитывать.

Причина этому –противоположность моментов, создаваемых взаимоперпендикулярнымипарами крыльев, что, в свою очередь, следует из рассмотренного вышеравенства Cz/ = -Cy/ . По этой же причине для таких ЛАэффективность элеронов в схеме “утка” не снижается.Поперечная статическая устойчивость. Для движения по крену,также как и для других ранее рассмотренных видов движения, используютсяпонятия балансировочного режима, характеризуемого балансировочнымиуглами крена и отклонения элеронов при Mx = 0 и статической устойчивостипо отношению к действующим возмущениям и создающим отклонения поуглу крена.

Поперечная статическая устойчивость. Условие статическойустойчивости Мх/ < 0. mх – коэффициент поперечной статическойустойчивости. Но коэффициент mx зависит не от угла крена, а от углов атакии скольжения. Но несложно убедиться, что вращение по крену меняет этиуглы, так как вектор скорости остается прежним, а плоскость симметрии ЛАповорачивается. Например, если ЛА совершает полет без скольжения с углом0, и повернулся по крену на угол , то  и  можно найти из соотношенийsin = 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и продифференцировав по : mx = mx0cos = mx.

Итак, условиепоперечной статической устойчивости mx < 0, а при положительных углах8атаки mx < 0. Поэтому mx – коэффициент поперечной статическойустойчивости.Изменение степени поперечной статической устойчивости –конструктивными параметрами, входящими в mx – удлинением, сужением,стреловидностью, V-образностью, расположением крыльев и оперения поотношению к продольной оси. Например, для поперечной устойчивостипрямые длинные крылья делают V-образными. Так как большинствопроизводных отрицательны, то иногда приходится принимать меры поснижению статической устойчивости. Например, короткие стреловидныекрылья делают с обратной V-образностью.

Характеристики

Список файлов лекций