Краснов Н.Ф. Аэродинамика (том 2) 1980 (947285), страница 39
Текст из файла (страница 39)
В соответствии с этим при наличии части корпуса за подвижной консолью коэффициент (12.7.23) где Р— определяется по (12.4.31). Рассмотрим расчет аэродинамических характеристик к о м б и н ац и и «к о р п у с — п о в о р о т н о е о п е р е н и е» с использованием полученных коэффициентов интерференции. В соответствии с (12.7.14) коэффициент нормальной силы, обусловленной отклонением консолей поворотного крыла, с„, = У /(д Якр) = с„"кр(й„р -(-й,)й,й,. (12.7.24) Здесь 6, — угол атаки консоли, равный углу поворота, отсчитываемому в вертикальной плоскости симметрии, проходящей через ось корпуса. Его значение такое же, как и угол поворота 6'„когда ось вращения составляет с осью корпуса прямой угол, т. е, когда угол стреловидности этой оси кр — О.
Если же кр ~ О, то угол атаки кон- 212 Гтава двенадцатая соли 6, не равен углу поворота б„измеряемому в плоскости, перпен- дикулярной оси вращения. Величина этого угла Ь соз яр (12.7.25) Добавив к выражению (12.7.25) величину коэффициента с „= = ср,, „р, определяемого по значению нормальной силы У, =- 'г', кр комбинации при а Ф О, 6, = О, получим суммарный коэффициент нормальной силы, отнесенный к площади консолей крыла: су с + с с + ((К + К р) + (/( + ь р) 6) с /( (12.7.
26) Безразмерную координату центра давления (координату фокуса по углу 6,) консолей поворотного крыла при а = 0 можно найти из выражения (сд)о кр (т> = (хд/хк)о кр (т> = хкр + (сд)о кр (т)Ьо (12 7 27) Значения (сд)о к„(,), рассчитанные по аэродинамической теории тонкого тела, практически такие же, как и величины коэффициентов (с ),к (,>, найденные для случая неподвижных консолей при а ~ О. Полученные данные свидетельствуют об относительно слабом влиянии интерференции на смещение центра давления поворотного крыла. Это дает основание считать, что с достаточным приближением центр давления такого крыла при а = О, 6, + 0 можно принимать таким, как для изолированного крыла.
Если корпус движется под углом атаки а, а крыло дополнительно отклонено на угол 6„ то относительная координата центра давления (сд)кр(,) = (хд/хк)кр(т) = хкр+ (сд)кр(т) Ьо, (12 728) где коэффициент (сд)т (кр) (хд/хк)т (кр) = хкр + (сд)т (кр) Ьо, (12.7. 30) где ( с„'), (, > —— (хд/Ьо), („„> — (К,к (сд) + й 6 (сд) (кр))/(К а+ /( 6 ) . 12.7.
31) (сд)кр ( ) (хд/Ьо) р ( ) (К ра (сд). яр ( ) + /окрйв (сд)о кр (т) ]/(Керк + йкрйв) . (12.7.29) При повороте органа управления наряду с изменением положения его центра давления вследствие интерференции с корпусом изменяется координата точки приложения дополнительной нормальной силы корпуса, обусловленной влиянием оперения. Если такой поворот сопровождается изменением угла атаки корпуса, то относительная координата центра давления г(з д»родииемииесиея интерференция При расчете положения центра давления на корпусе с учетом влияния оперения принимается, что центр давления нечувствителен к тому, развивается ли нормальная сила от угла атаки или угла поворота крыла. В соответствии с этим (х )„(„р> = (хд)»,(„р).
Коэффициент центра давления для комбинации <корпус — поворотное крыло» сд = хд!х„= — т,/с, = ((сд),с, """ + ир + ( си ) р ( ) Л с» р ( ) + ( си ) ( р ) Л си ( р ) 1 / с у (12.7.32) где ср — суммарный коэффициент нормальной силы, вычисляемый по (12.7.26), а его составляющие — из выражений Рассмотрим продольную эффективность органсв управления в виде поворотного крыла. Ее величина определяется производной т'» для симметричного отклонения горизонтальных консолей при я условии, что момент тангажа вычисляется относительно центра масс. Коэффициент этого момента т, нетрудно вычислить по известным значениям Лср„р(,> из (12.7.33) и Лср,(„р> из (12.7.34), а также по заданным относительным координатам центров давления (сд)> ир(,), (сд)ья(,р>.
Вычисляя производную от т, по б„найдем т,' = — Ь,> (Уг„р Д(с ) > „, (,> + (х„) „,] + + Ь~ Псд)»» (яр) + (хи)яр~~ с" „Ь(, (12.7.35) где (х )„р — — (х„/Ье)ир](х„)„р — РасстоЯние от центРа масс комбинации до вершины крыла на корпусе). Производная (12.7.35) обычно отрицательная для хвостового оперения и положительная для органа управления, выполненного по схеме «утка». При определении аэродинамических характеристик к о м б и н ации <корпус в поворотное крыло †поворотн о п е р е н и е» необходимо учитывать интерференцию оперения и крыла.
При этом аэродинамический расчет части комбинации «корпус— поворотное оперение» осуществляется так же, как и для комбинации «корпус — поворотное крыло», для которой коэффициенты нормальной силы крыла при наличии корпуса (а также корпуса с учетом воздействия крыла) находят соответственно по формулам (12.7.33) и (12.7-34); в них следует принять б, = б,,р, а коэффициенты интерференции К, = К,,р, Ь, = Ь, „,, К„р, й„р вычислять по параметкрыла гир((зт) ир Гпава двенадцатая 214 По аналогии с (12.7.33) коэффициент нормальной силы оперения при наличии корпуса где К„, /с„ — коэффициенты интерференции оперения, сходные с соответствующими коэффициентами К„р и й„р крыла; б,,п — угол поворота консолей оперения. Коэффициент нормальной силы корпуса при наличии оперения где /(т.оп~ /(т.оп коэффициенты интерференции, которые для оперения вычисляют так же, как и значения К, „р, й,,„р для крыла, Более точное нахождение коэффициента нормальной силы хвостового участка комбинации «корпус — крыло — оперение» связано с определением поправки к этому коэффициенту, обусловленной интерференцией с крылом.
Величина этой поправки с" с' ()( т+/т о )(а — т) /т Ь вЂ” в'"Р) ' 'и ' . (12.7.38) оп у (т. оп) в 2к"оп (тп — т)кр Коэффициент интерференции (,и в этом выражении определяется по графикам, изображенным на рис. 12.6.9, как функция (г )„= 1 оп/(упт)оп т) од зо/(я )о„; уо/(зтп)„.
При этом вертикальная координата вихря у, (см. рйс. 12.6.8) в случае поворота консоли крыла на некоторый угол б,,р й, = (х,)„а — Ь, Ь,,р, (12.7.39) где Ь,р — расстояние между осью вращения консоли и точкой схода вихря. Суммируя найденные значения составляющих коэффициента нормальной силы и добавляя коэффициент нормальной силы изолированного корпуса, получаем суммарный коэффициент для всей комбинации: Су ~ут'9нпк/ к р + Су кр (т) ' ут (кр) + Су оп (т) + С учетом приведенных значений коэффициентов нормальной силы участков комбинации и соответствующих величин коэффициентов центра давления найдем по аналогии с (12.7.32) следующую зависимость для коэффициента центра давления всей комбинации (относительно носка корпуса): онпк Сд = Хд/Хк — — — Шт/Су = ~(сд)т Сут — + (Сд)кр (т) /»Су кр (т) + пр + ( д)т (кр) ут (кр) + ( д)оп (т) уоп (т) + ( д)т (оп) ут(оп) + (12.7.
41) ддродинамическая интерференция 215 В этом выражении коэффициент центра давления для участка „корпус — оперение» (см. рис. 12.6.13) (сд),п<„—— (хд),п,,/х„=х„+(с„) ( (Ьо),„; (12.7.42) (сд)т (оп) = (хд)т >оп) (хк = хоп + ( сд)т (оп> (Ьо)оп, (12.7.43) где х,п = х, !х (Ьо)оп = (Ьо)о,lх„(х„— расстояние от носка корпуса до оперения; (Ь,),„— бортовая хорда оперения(; (;., -( хд) (12 7 44) ->) Копя + )воврв оп ! хд( К „а (сд)„< п> + к Ьп оп (сд)д < )--~ ) д ' >оп> (, Ь, (т(..> К а+и Ь (12. 7А5) Для участка комбинации «корпус — крыло» коэффициенты центра давления (сд)нр(,>, (сд),>кр) определяем по формулам (12.7.28), (12.7.30) с использованием (12.7.29) и (12.7.31), а значение (с„)(,,п>, принимаем равным (с ),и(,>. Для определения продольной эффективности рулей вычислим производные от коэффициента нормальной силы по углам отклонения органов управления 6, = б,,„р и 6, = 6,,„.
В соответствии с ('12.7.40) сув'к» = Лс кр>тт>+Лепт'(кр>+Ас (т Рап> в, (12 7.46) где производные в правой части определяем путем дифференцирования но бв,кр (12.7.33), (12.7.34) и (12.7.38): ь бс,кр <т~= Ькрсу„р Ь),' бс,'т>кр) = Ьт.крсукрйб (12 7 47) ь '12 7 48' с" с" к (д — г) )в Л басу (т. Оп) В )оп 2кдо„(го — г) „р Выражение (12.7.48) учитывает изменение производной от коэффициента нормальной силы по углу поворота крыла, вызванное скосом потока перед оперением. Производная из этого коэффициента по углу отклонения консолей оперения согласно (12.7.40) с,'" = Лсув;„"(,> + Лсу",'(,',). (12.7.49) Производные в правой части находим по (12.7.36) и (12.7.37): о в оп у 'пн) = "о~су оА8оп(бакр , '«су"( и) = Ьтопсу оп 8опФкр (12 7 50) Для определения продольной эффективности по углу отклонения Глава дввиадцатан 216 Рис.
12.7,6 Схема для определения продольной эффективности рулей крыла следует воспользоваться соотношением (рис. 12.7.5) = ()Су кр (т) (Хкр (Сд)н кр (т) (Ьо)кр) + в нр + Лсут (кр) (Х р (Сд)(т (кр) (Ьо)кр) вк Лс (т, оп) в (тХоп + (Сд)(т, оп) в (Ьо)оп 1 (12 7 51) где Хкр = Хкр(Хк', (Ьо)кр = (Ьо)кр/хк) Хюп = хюп/хк (Ью)оп = (Ьо)оп/Хк' Продольная эффективность по углу поворота консоли оперения в оп в оп (пн = Асу юй(т) (хоп + (сд)( юп (т) (Ьо)оп) — Лсу т' (оп) (хоп + (сд)а т (оп) (Ьо)юп).
(12.7. 52) В формулах (12.7.51) и (12.7.52) коэффициенты центров давления вычислены как отношения соответствующих расстояний к бортовой хорде крыла или оперения, например (с )(кр(,) =(хд)(кр(,)/(Ь,)кр, (с„)(,,п), = (хд) (,,и), /(Ь,)„и т. д. Приведенные значения продольной эффективности можно отнести к крестообразной конфигурации летательного аппарата, движущегося без скольжения (а Ф О, 6 = 0). Если такой аппарат накренен (а ~ О, 6 эь 0), то возникает необходимость в определении наряду с ПрОдОЛЬНОй те таКжЕ ПутЕВОй тен ЭффЕКтиВНОСти. Прн ЭТОМ Прадольную эффективность можно найти при помощи формул (12.7.51) и (12.7.52) в плоскости угла а = а,соз(р, не учитывая взаимодействия между вертикальными и горизонтальными консолями. Аналогично определяем путевую эффективность, вычисляемую при симметричном отклонении вертикальных рулей (6„= б„.„р) 6н пп бн.„) в плоскости угла скольжения 6 = аюз(п(р.
При этом ен ен т, = — т,. (12.7. 53) 217 дяродинамичесиая интерференция В случае движения под углом крена продольная эффективность в плоскости угла атаки пе возрастает, что объясняется увеличением несущей способности крестообразного оперения при повороте на угол <р. Одна из причин снижения эффективности рулей и нарушения линейной зависимости их аэродинамических характеристик от угла отклонения связана с образованием щелей между органами управления и корпусом.
Такое явление возникает при достаточно больших щелях, размеры которых возрастают по мере отклонения рулей. Снижение их несущей способности и нарушение линейности обусловлено резким падением перепада давления у корневой хорды, вызванным щелью. Повышения эффективности органов управления и восстановления линейности можно достичь путем уменьшения в конструкции летательного аппарата размеров щелей и одновременно снижения допустимых углов отклонения рулей. При этом в реальных условиях вязкого обтекания пограничный слой как бы перекрывает малые щели, что приводит к уменьшению их отрицательного воздействия на рули.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
