Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285), страница 38
Текст из файла (страница 38)
При оценке управляемости наибольший практический интерес представляют те параметры, которые определяют интенсивность изменения траектории центра масс. Это связано с тем, что именно в обеспечении заданной траектории состоит основная задача управления полетом. От управляемости в значительной мере зависит маневренность— способность летательного аппарата изменять достаточно быстро параметры полета, характеризующие высоту, величину и направление скорости.
При разработке конструкций летательных аппаратов и систем управления ими следует учитывать противоречивый характер требований устойчивости движения и обеспечения управляемости. Придание устойчивости обеспечивает устранение возможных нарушений заданного режима движения, в то время как управляемость связана с обратным — возможностью изменения этого режима. Управляемость летательного аппарата теснейшим образом связана со статической устойчивостью. Аппарат, обладающий повышенной устойчивостью (большими восстанавливающими моментами), слабее управляем, чем аппарат с меньшей устойчивостью, т. е.
аппарат требует ббльших отклонений рулей для изменения режима полета. Если реакция аппарата на небольшие отклонения рулей велика, то это указывает на малую устойчивость. Такой небольшой устойчивостью обладают летательные аппараты, предназначенные для быстрых маневров. Требование большей управляемости вызывает необходимость использовать летательные аппараты, нейтральные в отношении статической устойчивости или даже в отдельных случаях статически неустойчивые. Исследование управляемости, основанное на знании аэродинамических характеристик, является основным в теории возмущенного движения летательных аппаратов. 207 дародинамическая интерференция ри 12,7.4 Схема ДлЯ Расчета аародинаьгических характеристик внешнего руля по лгетоду обратимости потока: и — прямой поток; б — обратямй поток: ! — площадь руля б; у — площадь крыла 5 р' крг а — площадь З, ааяятая корпусом под крылоы АэРОдинАмический РАсчет Рулей Определение аэродинамических характеристик органов управления представляет собой важную и трудную задачу.
Методы расчета этих характеристик в большинстве случаев основаны на экспериментальных исследованиях аэродинамических рулей летательных аппаратов различных типов. В последние годы на базе достижений математики и механики начали широко проводиться теоретические исследования аэродинамических рулей, которые привели, в частности, к появлению методов расчета тонких рулевых поверхностей, расположенных на корпусе малой толщины. Данные этой аэродинамической теории тонких тел в ряде случаев хорошо согласуются с опытом и вместе с тем позволяют понять отдельные явления, связанные с механизмом возникновения управляющих усилий.
Рассмотрим методы расчета по этой теории аэродинамических рулей, представляющих собой полностью поворотные консоли крыла или оперения. Для этого применим метод обратимости потока, позволяющий учесть влияние на возникающую нормальную (управляющую) силу крыла и корпуса. При этом будем исходить из соотношений аэродинамической теории тонкого тела, согласно которой форма рулевой поверхности в плане не влияет на величину создаваемой ею силы.
Предположим, что орган управления занимает на крыле участок вдоль задней кромки длиной а — аг (рис. 12.7.4). Нормальную силу, развиваемую рулем, вычислим при условии, что корпус и крыло Расположены в прямом потоке под нулевым углом атаки (ах =-0), а Руль отклонен на угол 6 (аг — — 6). Примем, что в обращенном потоке комбинация «корпус — крыло — руль» располагается под общим Углом атаки аг = 6. В соответствии с формулой метода сбратнмссти (8 13.8') для рассматриваемого случая а ргбпг8 = ~ ~ бгог6«(8 Г рь кр+ т1 гэр> Глава двенадцатая 200 или, сокращая на 6, Лр,(З= ~~бр,/З.
Гзр+зпр+эт~ (з ) Р Здесь левая часть определяет отыскиваемую нормальную силу комбинации «корпус — крыло — руль» от отклонения органа управления, отнесенную к скоростному напору д = р 1т'/2, т. е. Г = д ~ ') оР»Г(З. (12.7.2) (ар) Полагая, что элементарная площадь руля «(Я =«(хв/а, имеем (12.7.1) ввт хв Ур — — 29 ~ т(г ~ Лрвт/х. (12.7.3) вт хп Величина хв /врат(х = Ьс„, (12.7.4) хп т. е.
равна нагрузке в сечении крыла, определяемой при отклонении корпуса и консоли на угол 6. Эта нагрузка при обтекании обращенным потоком комбинации согласно аэродинамической теории не зависит от формы крыла в плане и определяется как нормальная сила сечения, сосредоточенная на передней кромке. Коэффициент перепада давления 2 / дтп дтв 1 'Р»=Р Р Поэтому нагрузка в сечении крыла с учетом (12.6.27) хт хв 1т,) (,дх дх/ хп хп = — (трп — ~р ) = 46~(х„+ — ) — (з + — ') ~ . (12.7.5) Внося это выражение в (12.6.39), находим пят 1'р — — 8т/ 0 ~ 1(э„+ Гв/э )' — (г + Гв/г)в)'Жг. (12.7.6) вт Выражение (12.7.6) аналогично полученному выше соотношению (12.6.41).
Производя интегрирование н относя (12.7.6) к нормальной Аэродинамическая интерференция Ур уир 45 рис. 12.7.5 Аэродинамическая эф- фектнвность органов управления: à — рули; 2 — крыло; а — корпус 45 а 54 Да ст Ги силе изолированного крыла (12.7.7) Укр — — 23кд„(з~ — а~)', образованного двумя соединенными концевыми органами управления, получаем ( 1 глт) ( зг — гак) (1 — з г) + ~'кр к(1 — а;)' ( 4 1 — 2заг+ глт (1+ ге ) аа 2ге 1 + — (1+ г ) агсз!и ' + г агсз1п 2 гм (1 г4) аа (12.7.8) — (1 — г ) — г„(1 — га)+ 2 2 Ур Укр (12.7.9) где г =г/з, э~ =з;/з . Отношение г" р/1г„р зависит только от геометРических паРаметРов на задней кромке.
Зависимость )гр/У„р от г/з при различных значениях з,/з показана на рис. 12.7.8. Нормальная сила комбинации вследствие интерференции между корпусом и крылом с отклоненным концевым рулем может значительно превышать нормальную силу уир изолированного крыла. При фиксированном значении г = г/з и увеличении отношения з/г нормальная сила комбинации за счет влияния руля возрастает. Это объясняется тем, что поле давлений, образующееся при обтекании органа управления, «захватывается» значительной площадью крыла. Формула (12.7.8) определяет управляющую силу концевого руля. В частном случае, принимая в этой формуле з т = г (з; = г), получаем зависимость для ур полностью подвижных органов управления: г(о (вава двенадцатая Выражение (12.7.9) совпадает с формулой (12.2.60), определяющей коэффициент интерференции К„р для крыла, неподвижно установленного на корпусе.
Характер изменения отношения Ур/)'„р в зависимости от величины г показан на рис. 12.7.5. Таким образом, получен интересный результат, согласно которому гффект интерференции в целом для комбинации «корпус — поворотное крыло» такой же, как и для неподвижного крыла, взаимодействуюи(его с корпусом при обтекании комбинации под некоторым углом атаки. В соответствии с этим 1 Р/! кР Ккр. (12.7.
10) Нормальную силу можно выразить через сумму: !'р = Л)'кр(т) а+ И'т(кр) т. (12.7.11) Здесь первое слагаемое — нормальная сила крыла, отклоненного на угол 6 и испытывающего влияние корпуса, а второе — нормальная сила участка корпуса, обусловленная его интерференцией с крылом: «Р(т) а ЕР кР) (12.7.12) ЛУ~ (, ) а = /«,У„ (12.7.13) где й„р и /г„по аналогии с введенными выше К„р и Кт, — коэффициенты интерференции, обусловленные отклоненйем полностью подвижных рулей на угол 6 при а = О. Согласно (12.7.11), (!2.7.14) 1 Р (~кР+ /гт)1 кР а с учетом (12.7.10) й«Р + Ят = К«Р . (12.7.!5) Для определения коэффициентов й„р и /г, необходимо иметь еще одно уравнение, которое устанавливало бы зависимость между этими коэффициентами.
Для получения такого уравнения исходим из предположения, что крыло «передает» корпусу часть своей нормальной силы независимо от того, создается ли эта сила под влиянием угла атаки а комбинации или угла установки крыла 6. Эта часть нормальной силы, обусловленная влиянием угла атаки а, определяется отношением ~И т (кр) /((! кр (т) а = Кт/Ккр (12.7. 16) а отношение т»т т (кр) (М кр (т) ) = /(т//(кР (12.7.17) определяет часть нормальной силы, передаваемую на корпус и ри угле 6.
В соответствии с принятой гипотезой обе эти части равны, следовательно, /г,//(„р — — К,/Кар . (!2.7.18) к»родинамичаская интерференция Это уравнение можно представить в виде Фт+ йкрУйкр = (Кт+ К«РУК«р (12 7 18') Используя значения (12.7.15) и (12.2.61) соответственно для А, + — - я„р и К, + К,р, получаем следующее выражение для коэффициента интерференции: икр = Ккр~(1 г гм) ° (12.7.19) В соответствии с (12.7.15) й, = к.,— й„,. (12.7.20) Эти значения коэффициентов используют при исследовании интерференции подвнжного оперения нетонких комбинаций, для которых аэродинамические характеристики изолированных консолей выбирают в соответствии с данными линеаризованной теории обтекания. Результаты исследований можно уточнить, если учесть изменение коэффициентов й„р и Й, под воздействием таких факторов, как сужение консоли, число М„, длина головной части корпуса и пограничный слой, При этом исходят из соотношений, аналогичных (12.4.29): йкр Якр)теор т та.от!»и йт = Йт)теор т та.ее~»и (12'7'21) где (й„р)т р и (й,),е,р — коэффициенты интерференции, рассчитанные по аэродинамической теории тонкого тела в соответствии с (12.7.19) и (12.7.20): (йкр)теор = (Ккр)теор(1 + гое) 1 Ютеор=(К«р)теор (йкр)теор (12 7 22) Влияние хвостового участка корпуса отражается на величине коэффициента й, (так же как и на значении К,); при этом коэффициент Й, не изменяется (так же как и К„р).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
