Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285), страница 36
Текст из файла (страница 36)
= 0 и, следовательно, скоса потока не происходит. Координата центра давления оперения, как и нормальная сила, изменяется под влиянием вихрей крыла. При этом с достаточным приближением можно считать, что точка приложения нормальной силы, обусловленной вихрями крыла, совпадает с центром давления оперения для комбинации «корпус — оперение (крыло)», т. е, (хл)аовгв1 = (хк) кр1тр ВЛИЯНИЕ УГЛА АТАКИ И СКАЧКОВ УПЛОТНЕНИЯ НА ЭФФЕКТИВНОСТЬ ОПЕРЕНИЯ Увеличение угла атани может привести к снижению неблагоприятного воздействия интерференции. Это объясняется тем, что вихрь продолжает двигаться по направлению потока, а оперение с ростом е опускается вниз, что приводит к Увеличению кооРдинат ге, Ув и, как следствие, к Уменьшению 1!вв1.
Если бы положение вихря по отношенйю к оперению не изменялось, то неблагоприятное влияние интерференции носило бы линейный характер, так как интенсивность вихря пропорциональна углу атаки. В реальном случае с возрастанием Углов атаки моментная характеристика оперения оказывается нелинейной и статическая устойчивость при этом может увеличиться. При небольших углах атаки неблагоприятное влияние интерференции на устойчивость можно уменьшить, используя тзк называемое иетанделиое опере""е, расположенное выше крыла (рис. !2.б.!О). В этом случае характеристи. "" оперения улучшаются благодаря тому, что вихри, сбегающие скрыла, прой- Глава двенадцатая 198 5 5 »5 »5 м,ггпу Рис.
126.!О Влияние горизонтального оперения на моментные характеристики комбинации екорпус— крыло — оперение»: à — бев интерференции; 5 — с учетом интерберенцни для обычного оперения; 5 — с учетом интерференции нетэндемного крестообреэнаго оперения; 4 — крыло; 6 — вихрь; 6— гориэонгельное оперение; 7 — вертинельнае оперение Рмс.
12.6.11 Интерференция оперения н крыла при возникновении скачков уплотнения! ! — крыло; 5 — веер рэсшнрения! 5 — хвостовая скачок уплотнения; 4 — коэффициент эффективности Ч = О; 5 — реелыыя криоп вея; 6 — коэффициент эффективности Ч„п =! ВЛИЯНИЕ ТОРМОЖЕНИЯ ПОТОКА Эффективность оперения зависит от торможения потока, обусловленного воздействием не только головной части, но также и крыльев, расположенных перед оперением. При этом степень торможения можно охарактеризовать коэффициентом дз = д/д„, являющимся функцией числа М,о, относительных разме. дут на значительном удалении снизу от оперения.
Однако по мере увеличения углов атаки его верхние консоли оказываются все ближе к вихрям и неблагоприятное влияние интерференции усиливается. После того как при дальнейшем увеличении угла атаки оперение пройдет через вихри и удалится от них, неблагоприятное влияние снижается. При больших сверхзвуковых скоростях также имеется дополнительный интерференционный эффект, вызванный взаимодействием с возникающими скачками уплотнения (рис. 12.6.11).
Как видно из рисунка, при векотором угле атаки а! горизонтальное оперение расположено в зоне между хвостовым скачком и веером расширения. Вследствие этого такое оперение для потока, прошедшего через веер расширения, оказывается под нулевым углом атаки и не создает нормальной силы. Практически эффективность оперения близка к нулю (т)опии О). При большем угле атаки (аз ) а,) угол скачка возрастает и плоскость скачка может оказаться впереди оперения. Так как линия тока за скачком почти совпадает с направлением набегающего потока, то оперение в значительной мере восстанавливает свою эффективность. Некоторое снижение нормальной силы обусловлено уменьшением числа М и скоростного напора за скачком. Кривая б, показывающая характер изменения момента оперения вследствие влияния скачка уплотнения, а так»ке расширения потока, изображена нв рис.
12.6.1!. Она проходит между ливиями, соответствующими, с одной стороны, полной потере эффективности (т! „= О), с другой — его полному восстановлению (т)оп = 1). 199 Аэродинамическая интерференция а,а а,а Рнс. 122Е12 ГРафИКИ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕ- ат ния коэффициента й' в уравнении (12.6. 67) з о а и ров головной части, отношения площадей оперения и крыльев (5оп = 5«п(5«р), а также относительного расстояния между ними (х„=- хц!(ь«д )ц»1.
Для летательного аппарата с конической головной частью (см. 1131) а й +5оп й = — «й т 1 1+ 5оп (12.6.62) где йт — коэффициент торможения для крыла, определяемый по (12.4.44); й'— параметр, зависящий от числа М«, и расстояния между крылом и оперением (его можно найти из экспериментального графика, изображенного на рис. 12.6.12).
Для летательного аппарата с оперением, расположенным за крылом (так называемая нормальная схема), обычно 5оп/5«р (с 1; следовательно, можно принять йзяа йтй'. При переднем расположении оперения (схема <утка») величина 5оп!5пр )) 1, поэтому коэффициент торможения перед крылом, расположенным в хвостовой части, йзяэ йт. Соответствующее число Маха, по которому определяется коэффициент нормальной силы хвостового оперения, М,=М„)/й« (!2.6.63) АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Результаты расчета интерференции крыла и оперения можно применить для нахождения аэродинамических характеристик комбинаций «корпус — оперение» или «корпус — крыло — оперение».
При этом для крылатого летательного аппарата, оснащенного оперением, следует учесть его интерференцию с крылом. Рассмотрим комбинацию с одинаковой ориентировкой консолей ~рыла и оперения (схема «++», рис. 12.6.13). По аналогии с (12.4.47) коэффициент нормальной силы комбинации су = ~'/(4,.5хр) = аут+ ся«р(К<»+ Кт)к»йти+ + с",,п(К + К,),п [1 — (г(з/г(г»)оп) й»хЯо /5«». (12.6.64) В соответствии с этим значением са найдем зависимость для коэф. 2ОО Глава двенадцатая Рнс, 12.6.13 Общий вид летательного аппарата, выполненного по схеме «++» Гнт = Гите [Кт.кр [(Сд)от (кР) (ЬО)ко+ Хкр! + + Кк [(с,)„„1,> (Ь,)к, + х„р) ! с„",ц,а/ег— [Кт.оп [(Сд)ат (оп) (Ьо)оп + Хоп ! + Коп [(Сд)» оп (т1 Х (Ьо)оп+ хо,1! суоп[1 — (г/а/с(п)оп!/«»галоп/Якв (126 65) В этих зависимостях коэффициенты интерференции с индексами «кр» и «оп» находим из табл.
12.2.1 соответственно для значений г„р/(з )„и г /(я )оп При помощи этой же таблицы определяем зна- чейиЯ ~сд)„= (хд)я/(Ьо)нр [напРимеР, (сд)«т1кр> = (хд) т(к»1/(Ьо)нр! Все геометрические параметры в (12.6.65) являются безразмерными и отнесены к длине летательного аппарата хн[т. е. хкр — х„р/х„; (Ьо)„р — (Ь,)„р/х„р и т. д.!. Дифференцируя по гь = а,соър [см. (12.6.64) и (12.6.65)), можно определить производные от коэффициентов нормальной силы и момента тангажа с„" и лг,'. По этим значениям находим производные по углу скольжения от коэффициентов поперечной силы и момента рыскания: 3 я 3 % с= — с лг= — и, е н[ н т (12.6.66) (12.6.67) а также коэффициент центра давления комбинации: (сд).
= (сд)р = — лг,"/ с„* . Все аэродинамические коэффициенты для изолированных элементов комбинации (корпуса, крыла, оперения) в приведенных соотношениях определяют по линеаризованной теории обтекания с учетом влияния сжимаемости. фициента момента тангажа, вычисленного относительно носка кор- пуса'. 201 д»рединамичесная интерФеренция Коэффициенты интерференции для крыла К,, „р, К„р и оперения К,,„, К„находят, кроме того, в зависимости от сужения консолей, толщины вытеснения пограничного слоя, а также длины хвостового участка корпуса за крылом и оперением.
МОМЕНТ КРЕНА ОПЕРЕНИЯ, РАСПОЛОЖЕННОГО ЗА КРЫЛОМ Изменение такого момента происходит под влиянием вихрей, сбегающих с крыльев летательного аппарата, движущегося под углами атаки и скольжения. У комбинации с плоскими крыльями возникает пара вихревых жгутов, образующих с вертикальной и горизонтальной плоскостями симметрии углы, близкие соответственно к значениям б и а. У крестообразных крыльев таких вихрей четыре. Обычно знак этого момента для плоского оперения противоположен знаку его собственного момента.
Имея в виду это и то,что размеры оперения невелики по сравнению с крыльями и поэтому малы по величине создаваемые им моменты крена, обычно при расчете его суммарного значения для летательного аппарата дополнительную интерференционнуюсоставляющуюмомента крена не учитывают. В случае крестообразной комбинации крыльев и оперения интерференционные моменты крена от вертикальных и горизонтальных консолей, как правило, обратны по знаку и близки по величине. Таким образом, практически суммарный момент крена комбинации можно принимать также равным нулю, как и для летательного аппарата вида «корпус — крестообразное оперение», у которого вихри перед оперением генерируются корпусом, что обусловлено возникновением у него относительно'небольшой нормальной силы.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
