Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285), страница 32
Текст из файла (страница 32)
При наличии прямолинейной боковой кромки возникает дополнительный момент крена, что способствует повышению поперечной статической устойчивости. Это обусловлено тем, что такая кромка при скольжении летательного аппарата является как бы участком передней кромки. Экспериментально установлено, что с известным приближением коэффициент дополнительного момента (12.5.4) (ткр + 1) акр Глава двенадцатая 176 Рис. 12.5.3 Схема интерфе- 8 ут Мана Ренпии междУ кРылом и опе- к "Р рением Эта формула применима при дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях. Суммарный коэффициент момента крена тк = ткх+ тк яи а соответствующая смешанная производная по а(1 (12.5.5) т," = (т, + т„,„)/(а13) .
Консоли со скругленными боковыми кромками не создают допол- нительного момента крена при скольжении, т. е. суммарная производная т"Р = тм. к кх' В случае плюсобразной комбинации вертикальные консоли создают поперечные силы с,„= — с„„, момент которых равен по величине, но противоположен по знаку моменту горизонтальных консолей. Поэтому суммарный момент крена такой комбинации равен нулю. ИН1ЕРФЕРЕНЦИЯ МЕЖДУ КРЫЛОМ И КОРПУСОМ Такая интерференция может вызвать при определенных условиях дополнительный момент крена несущей поверхности.
Это происходит, например, при верхнем или нижнем расположении крыла или оперения (рис. 12.5.3). В первом случае момент обусловлен дополнительным подпором воздуха на нижней стороне правой консоли (Ьр = = р — р ) О) и понижением давления в зоне сопряжения корпуса с левой консолью (Лр(0).
Этот момент накреняет летательный аппарат влево. Во втором случае направление момента изменяется на обратное, так как повышенное давление возникает над правой консолью, а пониженное — над левой. Очевидно, при среднем расположении несущей поверхности (унр — О) дополнительный момент кре- на не возникает. 177 А»родииемичесная интерференция рис. 12.5Л Влияние на момент крена поперечной Н-об. разности Исследования показывают, что возникающий момент крена, обусловленный нецентральным расположением крыла (оперения), можно вычислить по следующей приближенной зависимости: т„н = — 0,227 ~~с„" „р (1 ейп (ну„р/2), (12.5лб) где у„р —— у„р/г.
Из (12.5.6) следует, что при верхнем расположении консолей (у„р) ) О) возникает стабилизирующий, а при нижнем (у„р( О) — дестабилизирующий моменты крена. ВЛИЯНИЕ У-ОБРАЗНОСТИ При установке несущей з/-образной поверхности под некоторым углом ф (угол между плоскостью консоли н осью Ог) в случае движения со скольжением ((1 + О, а = О) правая консоль находится под местным углом атаки Ь а„= бф, а левая — под таким же по величине углом, но имеющим обратный знак, т. е. /ха = — бф (рис. 12.5.4). Дополнительная нормальная сила, обусловленная этим углом атаки, Ур = с„яр1"фКР (Зяр 1я1/2) Ц з а соответствующий коэффициент силы с„,=у»/(д Яяр1,1/2)=- +с„"„йфК»/т,, (12.57) где знак «+» относится к правой, а « — » — к левой консоли; Кр— коэффициент интерференции, характеризующий взаимное влияние консолей.
Значения коэффициента К. в функции относительного радиуса г = г/э,„ и параметра ).„р)ГМ» — 1 (или Х„р~ Мз й, — 1) для прямоугольной и треугольной консолей («1„р — 1 и оо) приведены на рис. 12.5.5. ттв Глава двенадцатая Рис. 12.5.5 Графики для определения коэффициеита а,с —:ме г Коэффициент момента крена, отнесенный к размаху крыла (оперения) 1„р — — 25, находим из выражения ке «Ф~ т тая яр (к) ир) = — 11,5с„", ]]трК й, [г +(1 — г )(г„)гарн]]. (12.5.8) В соответствии с этой формулой Ч-образная несущая поверхность с положительным углом ф всегда обладает поперечной статической устойчивостью (знак момента отрицательный). Уменьшение этого угла снижает устойчивость, а отрицательная У-образность может привести и к статической неустойчивости.
Восстановление устойчивости достигается применением несущих поверхностей с достаточно большой стреловидностью. НЕСИММЕТРИЧНОЕ ВЕРТИКАЛЬНОЕ КРЫЛО ]ОпеРение] Отдельные виды летательных аппаратов могут иметь вертикальное крыло (оперение) несимметричной формы (рис. 12.5.6). В этом случае оно создает дополнительный момент крена так, что в отличие от симметричной плюсобразной комбинации его суммарная величина не равна нулю. Дополнительный момент крена, обратный по знаку моменту от горизонтального крыла (оперения), М., „= ЛМ„в+ ЛМ.„= г,ри,, + 2„рлаи где поперечные силы, рассчитанные по соответствующей площади верхней и нижней консолей с учетом подфюзеляжной части [З„р1,,1, З,р1„лп), находятся из соотношений 2,= Лс,„~...К„~Н,ЕЗ „,, 2„= ис „,, К,, е]З Здесь коэффициенты поперечных сил принимаем такими же, как д»родииамическая интерференция Рис.
(2.5.6 Схема возникновения момента крена при несимметричном вертикальном крыле (оперении) ИХ В И = МХ В И!( ()сяОХК) = [(хо» Кр (»)ЦКРОКр(К»1 УК а + ВЛИЯНИЕ ВИХРЕЙ НД КОРПУСЕ Отрыв пограничного слоя, возникающий на верхней (подветренной) стороне корпуса, принадлежащего крестообразной конфигурации летательного аппарата, движущегося под малыми углами атаки и скольжения, оказывается незначительным, поэтому он практически не влияет на момент крена, величина которого может быть принята равной нулю.
Такое же пренебрежимо малое влияние оказывает отрыв на момент крена плоской комбинации «корпус — крыло (оперение)». Однако при сильном отклонении аппарата отрыв слоя становится существенным фактором, определяющим силовое воздействие со стороны обтекающего потока. Оторвавшийся пограничный слой создаст в зоне крыла (оперения) неравномерный скос потока. В результате изменяется несущая способность консолей крыла (оперения). У плоской комбинации это приводит к изменению момента крена по сРавнению с тем, который имелся бы при отсутствии отрыва, а у крестообразной вызывает дополнительный момент, отличный от нуля.
Коэффициент этого момента можно представить в виде аппроксимиРующей зависимости и„,„= А(йв — а') аМ(, (12.б. 10) коэффициенты Лс„„р, вычисляемые по (12.5.2) в соответствии со значениями площадей верхней и нижней консолей (о„р — Якр(,ь Я„р(„>); координаты центров давления ул, и у„к определяем так же, как расстояния (г ), „р(,> до центра давления горизонтального опе- РениЯ; коэффиЦиенты интеРфеРенЦии Ккр(»1 и Ккр(кз нахоДим по значениям г/я „г/я „аналогично случаю горизонтального оперения. Коэффициент дополнительного момента крена, рассчитанный по некоторой характерной площади о и длине х„, 1во Глава дванадцатая где А — некоторая функция геометрических параметров оперения и числа М, = М 1' дт.
Функцию А можно определить экспериментально для плоской или крестообразной комбинации при некоторых фиксированных значениях а и й и изменении геометрических параметров и числа М,. При этом углы атаки и скольжения должны быть достаточно большими (а, 5 ) 15'), так как при малых их значениях исчезает эффект влияния вихрей на корпусе. схмммнын момант кэянд В соответствии с полученными зависимостями для составляющих момента крена его суммарное значение для плоской комбинации летательного аппарата можно представить в виде и, = и„„+ и,а+ и„,,„+ и„„+ и ц+ и„,„.
(12.5.11) Вычисляя производные по й от соответствующих коэффициентов момента и учитывая значение и~ а = ит, определяющее степень статической поперечной устойчивости (см. э" 1А), получаем Ит = (тяв+ Ияэ-1 Итв „)а+ (И,'„+ Иляц)а -1-А(3~3 — аа)йтця. (12.5.12) При анализе поперечной устойчивости по этой формуле необходимо учитывать, что все частные производные в ней, а также величина Ая, являются функциями геометрических параметров крыльев (оперения) и числа М . Степень этой устойчивости неодинакова при различных углах атаки: при малых значениях углов она невелика, а при больших становится весьма значительной.
Это особенно заметно у несущих поверхностей с большой стреловидностью. Для снижения чрезмерной поперечной устойчивости таким поверхностям придается нулевая нлн даже отрицательная Ч-образность. В случае нестреловидных крыльев (оперения) наблюдается, наоборот, уменьшение устойчивости. Для ее повышения применяют несущие Ч-образные поверхности с положительным углом ф наклона консолей. Влияние отрыва пограничного слоя на поперечную устойчивость может быть различным.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
