книги из ГПНТБ / Микеладзе, В. Г. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и крылатых ракет
.pdfводилось для габаритной площади крыла («а рисунке заштри хована). На рис. 2.025.2 показана ЬА для ракеты с поворотными крыльями. В этом случае ЬА определялась для площади Si или S2, омываемой потоком (площадь заштрихована).
Для самолетов и крылатых ракет САХ крыла определяется, как правило, по габаритной площади крыла (см. рис. 2.142); для аппаратов с поворотными крыльями эта хорда определяется по омываемой площади крыла.
2.030. Хорда аэродинамическая средняя (САХ) для крыла переменной стреловидности
Для определения САХ крыло в плане разбивается на ряд сек ций, каждая из которых представляет крыло трапециевидной формы постоянной стреловидности, т. е. задача определения ука занной хорды для каждой секции сводится к случаю, разобран ному выше. По указанному способу для каждой секции определяется своя аэродинамическая хорда. Сред няя аэродинамическая хорда целого
s=2(s,+sj крыла определяется по формуле
|
|
|
S * a/5/ |
|
|
|
|
|
|
ЬА = - |
i-i |
|
|
|
|
|
|
V c . |
|
|
|
|
|
|
s_i J l |
|
|
|
где bA i |
средняя аэродинамическая |
||||
|
|
|
хорда /-секции; |
5,- — пло |
||
|
|
|
щадь /-секции. |
из |
двух |
|
|
|
Например, для |
крыла |
|||
|
секций ЬА определяется следующим |
|||||
|
образом (рис. 2.030). Подсчитывает |
|||||
|
ся |
средняя аэродинамическая хор |
||||
|
да b.\i |
для секции |
1: |
|
|
|
(Ьл ) у крыла переменной стре |
'А/ |
^~ |
|
bmb01°к:1 |
|
|
(^oi+ Ьк1■ *oi + Ьк1, |
|
|||||
Рис. 2.030. Определение САХ |
|
|
|
|
|
|
ловидности |
соответственно для секции |
2: |
||||
Ьк\Ьк2
&Аа==т(6к1+6|в' ЬК1 + ЬК2,
Средняя аэродинамическая хорда ЬА для всего крыла
l _ 6а1^1 + ЬА2$2
А— S! + S2
где Si — площадь секции 1 крыла;
S2— площадь секции 2 (см. рис. 2.030).
40
К оординаты хл и zA средней аэродинамической хорды указан
ного выше кры ла |
(и д в у х секций) определяю тся |
по |
формулам |
|
|
|
х к _+ xA2S2 |
|
|
|
|
Si -{- S2 |
|
|
|
|
ZAlS\ + ZA2S2 |
|
|
|
|
5i + S2 |
|
|
где величины xAi и zAi |
подсчитаны для секции 1, а хЛ2 и zA2— |
|||
для секции 2 (см. рис. |
2. 030). |
состоящего из |
||
По аналогии определяется САХ для крыла, |
||||
любого числа, таких секций. |
|
|
||
П р и м е ч а н и е . |
Помимо указанной выше формулы |
для |
определения |
|
■САХ согласно ГОСТ 1075—41, в СССР в аэродинамических расчетах самоле тов и крылатых ракет используются и другие формулы для подсчета 6Л.
2.035. Хорда управляющей поверхности (органа управления) в произвольном сечении
Хорда управляющей поверхности определяется по аналогии с хордой несущей поверхности (крыла) (см. 2.005).
2.040. Хорда целиком поворотной консоли стабилизатора местная (рис. 2.040)
2.050. Хорда управляющей поверхности средняя аэродинамическая
Средняя аэродинамическая хорда для горизонтального и вертикального оперения определяется по площади, омываемой потоком. На рис. 2.050 приведены данные для расчета САХ горизонтального оперения 6Аг.0, показанного на этом рисунке. Определить САХ горизонтального оперения можно по фор муле
^Аг.о |
_2 |
о + ^км |
fro г. А . |
3 |
|
||
|
|
|
Положение ЬАг.о определяется из выражений
^0 г.о 2^к.г.о
г.о |
б |
Ьог.о "Ь ^к.г.о |
А г.о — •Z A r.o tg Хп.к.г.о-
Здесь /г.о—2/ц.г.о.
На рис. 2.050.1 даны параметры для определения САХ верти кального оперения (6Ав.о) по. формуле
b Ав.о — " |
ьК . З.о |
^0 в.о ^к.в.о |
\ |
|
&0в.о Н~ ^к.в.о |
J |
|||
|
|
41
нп
■КГ.о
Рис. 2.040. Местная |
хорда пово- |
Рис. 2.050. Определение |
САХ |
ротной консоли |
стабилизатора |
(ЬЛ г.0) горизонтального |
one- |
(вид сверху) |
рения |
|
|
Рис. 2.050.1. Определение САХ (Ьа в.о) вертикального опере ния
42
Координаты положения ЬА в.о определяются из выражении
Ьр п.о |
2frh-.ni0 |
^ п.о |
У А в.о |
^к.п.о |
6 |
Ьр п.о |
где I —^В.СЬ
■^Ав.о — УА в.о Хп.к.п.о-
2.055. Хорда местная по перпендикуляру к оси вращения управляющей поверхности
Местная хорда по перпендикуляру к оси вращения опреде ляется, как показано на рис. 2.055, для руля высоты. В этом случае хорда обозначается через Ьхв.
Рис. |
2.055. Местная хорда |
Рис. 2.055.1. Средняя аэродина |
||||
руля высоты по перпендику |
мическая |
хорда |
(6А±Ь ), вы |
|||
ляру к оси вращения: |
численная |
по площади |
руля |
|||
/—ось |
вращения; 2—плоскость |
высоты за осью вращения ру |
||||
|
симметрии; 3—руль |
ля по |
перпендикуляру |
к этой |
||
|
|
|
|
оси: |
|
|
|
|
I—ось |
вращения; |
2—стабилизатор; |
||
|
|
|
|
3—руль |
|
|
2. 056. Хорда средняя аэродинамическая по перпендикуляру к оси вращения управляющей поверхности
В расчетах шарнирных моментов пользуются средней аэро динамической хордой по перпендикуляру к оси вращения управ ляющей поверхности. На рис. 2.055.1 для примера показана САХ руля высоты, вычисленная по площади руля за осью вра щения по формуле
43
j ».— ^ ^o.b+ ^ k.i |
bo.«bK.H |
COS Хв, |
|
Ь к . ' л
где Хв — угол стреловидности оси вращения руля высоты. Аналогично вычисляется САХ для элеронов и руля направ
ления.
2.060. Относительные хорды управляющих поверхностей (органов управления)
2.070. Хорда элерона по потоку относительная
Относительной хордой элерона по потоку или параллельно плоскости симметрии летательного аппарата в каком-либо сече нии крыла называется отношение длины хорды Ьэ элерона к дли не хорды крыла в этом сечении, т. е.
ь э
II
ь ’
в начале элерона
Ь э 0
b
в конце элерона
А — ^Э.К
э-к и
2.072. Хорда элерона по перпендикуляру к оси вращения относительная
где bj. — хорда крыла, взятая в этом сечении по перпендикуля ру к оси вращения элерона.
2.074. Хорда элерона относительная за осью вращения по перпендикуляру к оси вращения
Ьэ±:
2. 080. Хорда руля направления относительная
А _
11 L
^В.О
2.090. Хорда руля высоты относительная
44
2.092. Хорда руля высоты относительная за осью вращения в сечениях, перпендикулярных оси вращения
2.100. Хорда триммера относительная
Относительная хорда триммера представляет отношение дли ны хорды триммера к длине хорды органа управления, т. е.
_ |
ьт‘'тр |
'т р - |
|
где Ьр — длина хорды руля. |
|
2.102. Хорда триммера элерона относительная
'тр.э
тр.э ‘
2.104. Хорда триммера руля высоты относительная
тр.в '
Ьгь'тр.в
т г
2.106. Хорда триммера руля направления относительная
ьтр' .н
•'тр.н"
Ь„
2.108. Хорда триммера элерона за осью вращения относительная
тр.э
'тр.Э -
2.110. Хорды серворуля, сервокомпенсатора относительные
Эти хорды определяются по аналогии с определением относи тельных хорд триммера.
2.112. Хорда осевой компенсации относительная
Относительная хорда осевой компенсации представляет отно шение длины хорды осевой компенсации к длине хорды руля,
г. е.
b О.К Ьр
45
2.114. Хорда осевой компенсации элерона относительная
2.116. Хорда осевой компенсации руля высоты относительная
Ь,о.к.и
2.118. Хорда осевой компенсации руля направления относительная
Ь,
2.120. Хорда внутренней компенсации относительная
Относительная хорда внутренней компенсации органов управ ления определяется как отношение длины хорды внутренней ком пенсации органа управления к длине хорды органа управления,
т. е.
2.122. Хорда внутренней компенсации элерона за осью вращения относительная
2.130. РАЗМАХ И
2.132. Размах несущей поверхности (крыла) I
Размах несущей поверхности является наибольшим габарит ным размером несущей поверхности в направлении, перпендику лярном к плоскости симметрии летательного аппарата (рис.
2.132).
В системе ИСО размах крыла обозначается через b и опреде ляется как расстояние между двумя плоскостями, параллельными плоскости симметрии и касающимися концов крыла. Такое же определение размаха крыла дано и в проекте ГОСТа СССР «Ме ханика полета». Размах обозначен через I.
2.134. Размах горизонтального оперения
Размахом горизонтального оперения называется наибольший габаритный размер горизонтального оперения в направлении,
46
перпендикулярном к плоскости симметрии летательного аппара
та (рис. 2.134). О пределяется та к же, как и 2.132.
Рис. 2.132. Размах / крыла самолета
Рис. 2.134. Размах 1Г.о гори |
Рис. 2.138.1. Размах (/г.о) по |
зонтального оперения |
воротного стаби-лизатора и раз |
|
мах руЛЯ ВЫСОТЫ (Id) |
2.136. Размах консоли горизонтального оперения
Определяется, как указано на рис. 2.134.
2.138.) Размахи поворотного стабилизатора, элеронов, элевонов, предкрылков, интерцепторов
Определяются по аналогии с определением размаха несущей поверхности (крыла) (см. 2.132, а также рис. 2.138.1, 2.138.2 и 2.138.3).
47
н п
Рис. 2.138.2. Размах элевона ke и одной из секций /эв2 элевона
Рис. 2.138.3. Размах элерона /э, секции интерцептора /ваз. секции предкрылка /Пр8, секции гасителей подъ емной силы /га, закрылков /31 и /з2, сервокомпенса- »
тора элерона /ск.о:
/—элерон; 2—интерцепторы; -5—секции предкрылка; 4—гаси тели подъемной силы; 5—закрылки; (/—сервокомпенсатор
48
2.140. ПЛОЩАДИ НЕСУЩЕЙ И УПРАВЛЯЮЩЕЙ ПОВЕРХНОСТЕЙ
2.142. Площадь несущей поверхности (крыла)
За площадь несущей поверхности (или базовую площадь в системе ИСО) 5 принимается площадь проекции несущей поверх ности на горизонтальную (или базовую в системе ИСО) плос-
Рис. 2.142.1. Площадь крыла 5 |
Рис. 2.142.2. Площадь крыла |
самолета: |
S с наплывами: |
/ —фюзеляж; 2—полукрыло |
/—фюзеляж; 2—наплыв; 3—по |
|
лукрыло |
кость при нулевом угле атаки (за базовую плоскость в системе ИСО принимается плоскость, содержащая центральную хорду и перпендикулярная плоскости симметрии). В эту площадь вклю чается подфюзеляжная часть и наплывы крыла самолета.
В проекте ГОСТа СССР «Механика полета» за площадь кры ла принята базовая площадь 5 крыла. При исключении из пло щади 5 площади наплывов необходимо сделать примечание в
начале |
расчета аэродинамических |
характеристик. Приведе |
|
ны примеры определения площадей |
несущей |
поверхности са |
|
молетов |
(рис. 2.142.1 и 2.142.2). На рис. 2.142.3 |
показан пример |
|
определения площадей 5 несущей поверхности для крылатых ра кет (см. также рис. 2.025.1 и 2.025.2).
49