книги из ГПНТБ / Микеладзе, В. Г. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и крылатых ракет
.pdf
В. Г. МИКЕЛАДЗЕ, В. М. ТИТОВ
ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ
И А Э Р О Д И Н А М И Ч Е С К И Е ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТОВ
И КРЫЛАТЫХ РАКЕТ
Москва
■ М А Ш И Н О С Т Р О Е Н И Е »
1 9 7 4
М 59 УДК 533.6(629.735.33 + 629.764)
4 ys
Микеладзе В. Г., Титов В. М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и крылатых ракет. М., «Машиностроение», 4974, 152 с.
В книге приведены современные определения и обозначения основных геометрических и аэродинамических характеристик самолетов и крылатых ракет на основе существующего в СССР
ГОСТ 1075—41 и новой системы символов механики полета, разработанной Международной организацией по стандартиза ции (ИСО).
Наряду с определением геометрических и аэродинамических характеристик в книге даны общие сведения относительно понятий о несущих, управляющих и стабилизирующих пововхностях, механизации крыла, аэродинамической компенсации, критериях подобия.
Книга предназначена для научных и инженерно-технических работников промышленности, она может быть полезна препо давателям и студентам вузов.
Табл. 36, ил. 135, список лит. 16 назв.
М |
31808—158 |
158—74 |
|
|
038(01)—74 |
© Издательство «Машиностроение», 1974 г.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Отсутствие в научно-технической авиационной литературе си стематизированных материалов по однозначному определению важнейших параметров и понятий, используемых в конструктор ских бюро и научно-исследовательских институтах, побудило к созданию настоящей книги.
Основной материал книги построен на базе существующего в СССР ГОСТ 1075—41, но авторы значительно расширили круг определений с учетом развития авиационной техники за годы, прошедшие после выхода этого ГОСТа.
В настоящее время в ряде стран принята новая система координат и обозначений, рекомендованная Международной ор ганизацией по стандартизации (ИСО) и поэтому значительная часть книги посвящена изложению этих рекомендаций. При этом определения ГОСТ 1075—41 сопоставляются с рекомендациями ИСО, что позволяет лучше уяснить разницу между существую щей системой координат и новой.
Приведенные в книге сравнительные диаграммы и таблицы наглядно иллюстрируют особенности систем координат и обозна чений по ГОСТ 1075—41 и ИСО. При подготовке этих диаграмм и таблиц были использованы рекомендации ИСО.
Книга состоит из шести разделов и снабжена предметным указателем. В каждом разделе определение или толкование тер мина дано под своим номером, например, определение «механи зация передней кромки крыла» — под номером 1.125. В пред метном указателе это определение имеет тот же номер 1.125; первая цифра указывает номер раздела, в котором дано опре деление термина. Такую же нумерацию имеют и рисунки, пояс няющие этот термин. Так, рис. 1.125 иллюстрирует определение
3950 • |
3 |
термина механизация передней |
кромки |
крыла», стоящего |
под |
||||
этим номером в предметном указателе. |
|
|
|
||||
|
Авторы выражают |
благодарность |
докторам |
техн. |
наук |
||
Г. |
В. |
Александрову и |
Л. А. |
Симонову и канд. |
техн. |
наук |
|
В. |
К. |
Овятодуху за ценные указания, сделанные при просмотре |
|||||
рукописи. |
|
|
|
|
|
||
|
Все замечания по книге следует направлять по адресу: Моск |
||||||
ва, |
Б-78, 1-й Басманный пер., д. 3, изд-во «Машиностроение». |
||||||
ВВЕДЕНИЕ
При проведении расчетов, связанных с проектированием опытных самолетов и ракет или с обработкой материалов испы таний их моделей в аэродинамических трубах и материалов лет ных испытаний, или с выполнением сравнительного анализа ре зультатов испытаний моделей и натурных объектов, используют геометрические и аэродинамические характеристики. Поэтому большое значение имеет однозначное определение этих характе ристик, так как разногласие в толковании одного и того же па раметра может приводить к серьезным ошибкам в расчетах и выводах.
Ниже перечисляются основные характеристики, определяемые в книге,— геометрические и аэродинамические. К числу основных геометрических характеристик самолета и крылатой ракеты мо гут быть отнесены:
—размах несущей поверхности (крыла);
—хорда несущей поверхности, например корневая. Выбор той или иной хорды обычно связан с условиями задачи; так, например, при определении продольной устойчивости самолета за характерную хорду принимают среднюю аэродинамическую;
—углы стреловидности крыла, которые определяются или по передней кромке крыла, или по линии 1/4 хорд, а для случая
самолета с изменяемой стреловидностью в полете — по перед ней кромке центроплана (неподвижной части крыла) и, кроме того, по передней хромке консоли крыла (подвижной части крыла);
—площадь несущей поверхности (крыла), где большую роль играет базовая площадь крыла, определяемая как площадь про екции крыла на базовую плоскость крыла. Базовая площадь ис пользуется как характерная — при вычислении безразмерных величин (сх, Су, тх, тг и т. д .);
—площади стабилизирующей и управляющей поверхно стей. Они разделяются на омываемые потоком и на габаритные; так, например, омываемая потоком площадь горизонтального оперения представляет площадь проекции на базовую плоскость части горизонтального оперения, находящейся в потоке при ну левом угле атаки и нулевом угле отклонения руля высоты (а
при наличии триммера еще и при нулевом угле отклонения трим мера) ;
— углы отклонения рулей, предкрылков, элеронов, закрыл ков (эти углы отсчитываются в плоскости, перпендикулярной осп вращения указанных поверхностей), углы отклонения стаби лизатора, которые определяются в плоскости, параллельной плоскости симметрии самолета.
Кчислу основных аэродинамических характеристик самолета
икрылатой ракеты могут быть отнесены:
— зависимость коэффициента подъемной силы су (или сг в системе ИСО), характеризующая несущие свойства крыла, зави симость коэффициента лобового сопротивления сх, характери зующая сопротивление самолета или крылатой ракеты или от дельных их элементов, от числа М, числа Re, угла атаки а, угла скольжения р и углов отклонения управляющих и стабилизирую щих поверхностей;
—поляра самолета и крылатой ракеты, поляра крыла, аэро динамическое качество, которое широко используется в аэроди намических расчетах и при проектировании опытных самолетов
икрылатых ракет;
—зависимости коэффициентов аэродинамических Моментов тх, ту, тг (или си сп и ст в системе ИСО) от числа М, угла
атаки а, угла скольжения (3 и угла управляющих поверхностей;
— зависимости коэффициентов шарнирных моментов управ ляющих поверхностей от числа М, от углов а и р, углов откло нения управляющих поверхностей; эти зависимости широко ис пользуются при проектировании управляющих поверхностей, при определении шарнирных моментов, действующих на управляю щие поверхности, и при определении усилий на штурвале управ ления самолетом.
Определение геометрических и аэродинамических характе ристик самолета и крылатой ракеты связано с необходимостью уточнения наименования самих объектов и их элементов, явля ющихся предметом изучения, поэтому в разд. 1 приведены опре деления основных понятий, используемых в данной книге, на пример, определение термина «механизация крыла».
Раздел 1
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
1.000. АЭРОДИНАМИКА
Аэродинамика — область механики, изучающая законы дви жения газов (воздуха) и взаимодействия между газом (возду хом) н движущимся в нем твердым телом. Аэродинамику обыч но разделяют на теоретическую, экспериментальную и при кладную.
1.005. Аэродинамика теоретическая
Этот раздел использует математические (численные) методы как основное средство исследования законов движения газов и взаимодействия между газом и твердым телом. В теоретической аэродинамике при разработке теории создаются так называемые модели явления, с помощью которых представляется возможным описать явление.
1.010. Аэродинамика экспериментальная
В этом разделе аэродинамики используются эксперименталь ные (физические) методы исследования, например испытания в аэродинамической трубе или в полете.
1.015. Аэродинамика прикладная
Прикладная аэродинамика — это раздел аэродинамики, ис пользующий результаты теоретических и экспериментальных ис следований для решения вопросов прикладного характера. При кладную аэродинамику иногда представляют в виде отдельных частей, например, аэродинамика летательных аппаратов, аэро динамика несущей поверхности, аэродинамика органов управле ния, аэродинамика воздушных винтов, аэродинамика корпуса
(фюзеляжа), аэродинамический расчет летательных аппаратов и т. д.
7
1.021. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ
При движении летательного аппарата в газовой среде на все его элементы, обтекаемые газом, действуют силы, вызываемые взаимодействием между газом и движущимся в нем летатель ным аппаратом. Эти силы принято называть аэродинамическими. Указанные силы могут быть сведены к одной так называемой результирующей (полной, суммарной) аэродинамической силе/?, приложенной в некоторой точке, называемой центром давления силы R (см. 1.190). В системе ИСО сила R обозначается через RA
(см. 4.005, 4.100 и 4.112).
При исследовании движения летательного аппарата обычно рассматривается не результирующая сила R (пли RA), а проек ции этой силы на оси прямоугольной системы координат, кото рая выбирается в зависимости от условий задачи (см. 4.035).
1.022. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ МОМЕНТЫ
Результирующая (полная, суммарная) аэродинамическая си ла R (или RA в системе ИСО), приложенная в центре давления, создает относительно центра масс летательного аппарата мо мент, называемый результирующим аэродинамическим момен том М. В системе PICO результирующий момент не имеет обоз начений (см. 4.010 и 4.120). При R = 0 на самолет может дейст вовать момент от пары сил Мгй или Му0 в системе ИСО. В этом случае центр давления уходит в бесконечность.
По аналогии с 1.021 при исследовании движения летательно го аппарата обычно берется не результирующий момент, а его проекции на оси прямоугольной системы координат, выбирае мой в зависимости от условий задачи (см. 4.040).
1.035. ДАВЛЕНИЕ БАРОМЕТРИЧЕСКОЕ
Барометрическим, или атмосферным, давлением называется давление в покоящейся газовой среде.
Барометрическое давление в большинстве -случаев измеряет ся барометрами в миллиметрах ртутного столба. Барометриче ским давлением на уровне моря (принимаемом за начало от счета высоты, т. е. Н —0) называется такое давление, при кото ром высота ртутного столба равна 760 мм на географической широте ф= 45°32'40" (температура воздуха на уровне моря в этом случае принимается Г=288,15К)- Давление измеряется так
же в миллибарах (мбар) и в кгс/м2. |
Барометрическое давление |
на уровне моря (т. е. при h — H = 0), |
выраженное в указанных |
единицах, будет 760 мм рт. ст.= 1013,25 мбар = 10332,3 кгс/м2 = = 101325 Н/м2 при молекулярном весе воздуха М0 = 28,966.
8
1.040. ДАВЛЕНИЕ СТАТИЧЕСКОЕ р
Статическим давлением р называется давление в точке атмос феры, совпадающей с мгновенным положением движущейся точ ки (например, лежащей на поверхности крыла летящего само лета). В рекомендациях ИСО это давление обозначается ps-
1.045. ДАВЛЕНИЕ ПОЛНОЕ (ДАВЛЕНИЕ ТОРМОЖЕНИЯ р0)
Полным давлением рй, или давлением изэнтропического тор можения в данной точке движущегося потока, называется дав ление, определяемое в предположении изэнтропического тормо жения скорости потока до скорости, равной нулю в этой точке. В рекомендациях ИСО полное давление обозначается через pt или Pt-
1.050. ДАВЛЕНИЕ ДИНАМИЧЕСКОЕ ря
Под динамическим давлением ря понимается разность между полным ра и статическим давлением р газового (воздушного) по тока, т. е.
Ря=Ро—Р-
В рекомендации ИСО динамическое давление обозначается в виде разности р*—ps или pt—р,- Динамические давления под считываются для ряда значений скоростей и высот полета и да ются в виде таблиц динамических давлений, используемых для градуировки и поверки пилотажно-навигационных приборов ле тательных аппаратов.
1.055. СКОРОСТНОЙ НАПОР q
Скоростной напор q определяется как половина произведения массовой плотности воздуха q на квадрат скорости набегающего потока:
дК^, |
/ |
пуз |
\ |
q= —-— |
(или q = - > в системе |
ИСО) . |
|
1.060. КОЭФФИЦИЕНТ ДАВЛЕНИЯ р
При обработке результатов измерения распределения давле ния по поверхности тел, находящихся в потоке, пользуются не абсолютным значением давления, а безразмерным коэффици ентом давления, который представляет отношение разности ста тических давлений в изучаемой точке р и в невозмущенном по токе Цоо к скоростному напору q, т. е.
Р = |
Р — Роо |
---------- • |
|
|
Я |
Таким образом, коэффициент давления р характеризует из быточное давление в изучаемой точке, т. е. показывает разность
9