Добавил:

ivanov666 Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Башкирский Государственный Аграрный Университет

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

книги из ГПНТБ / Микерин, И. К. Аэродинамика летательных аппаратов

.pdf

Скачиваний:

Добавлен:

22.10.2023

Размер:

11.06 Mб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 1415 / 3915 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 > Следующая >>>


	Системы координат образованы следующим образом.
	Скоростная		система координат			О X У L		,
	Ось	ОХ	направлена nj вектору скорости полета;
ось	О У	расположена в вертикальной плоскости симметрии
летательного аппарата перпендикулярно							оси	О Х	;
ось	ОЪ	перпендикулярна		осям	О Х		и	ОУ	, составляя
с ними правую систему координат.
	Связанная		система координат			ОХ^і^і
	Эта система осей координат неподвижна относительно
летательного аппарата.
	Ось	0 2 ч	направлена по продольной оси корпуса вперед
к головной		части;
	ось	О	расположена в вертикальной плоскости сим
метрии перпендикулярно оси				О Х ^		;
	ось	OîL^	перпендикулярна			осям	Оа^ и		ОУ^ ,

составляя с ними правую систему координат. У летательных ап

паратов, имеющих две плоскости симметрии: вертик. льную и

горизонтальную,	п ь		расположена в	горизонтальной
плоскости симметрии.
Ориентация летательного			аппарата по	отношению к потоку (
воздуха определяется		двумя	углами: углом атаки ск.		и
углом скольжения	ß
Углом атаки		называется угол		между проекцией

вектора скорости на вертикальную плоскость симметрии летатель ного аппарата и продольной осью корпуса.

Углом скольжения ß называется угол между вертикальной плоскостью симметрии летательного аппарата й вектором скорое-

случае,

если

скольжение

отсутствует,

то есть ß

- О

то углом

атаки

будет

угол, заключенный

между

вектором

скорос

ти полета и продольной осьг корпуса.

Силовое воздействие летательного аппарата в вертикальной

плоскости определяется углом атаки, а

в наклонной плоскости -

углом

скольжения.

.7.

Система

аэродинамических

сил и

моментов

Полную аэродинамическую силу

и момент *

обычно

раскладывают

по осям

скоростной

связанной систем ко-рдинат.

Проекции

вектора

на оси

скоростной

системы координат

получили

следующие

наименования:

Xлобовое сопротивление;

У- подъемная сила;

"2. - боковая сила.
Положительные направления			сил У	и	2	совпадают
с направлениями осей	О У	и	О ï	, а	положительное

направление лобового сопротивления принято обратным направ

лению оси	ОХ		,	то есть	обратным направлению		полета
(рис. 3.14).
Подъемная		сила		У	служит для поддержания летатель
ного аппарата		в	полете и совместно с силой			Z	использует
ся в качестве управляющей силы при полете летательнрго								аппа -
рата по заданной			траектории,		так что эти силы являются			полез
ными.
Сила	X		является вредной силой. Она направлена про
тив направления			движения и на		её преодоление	расходуется

значительная часть энергии двигательной установки летательного

аппарата.

IM*

	Проекции, вектора				R	на оси связанной	системы
координат		называются:
	X*		-	тангенциальная		(осевая) сила;
			-	-нормальная сила;
		Л4	-	поперечная	сила.
	Силы		Х у	, Ч4 ,	2 у	необходимо знать	при расчете
элементов		летательного аппарата на прочность, а					X	,	У
и	"і.		при исследовании			мвижения летательного		а п п а р а т а
п о	траектории.
	Между этими силами имеется взаимосвязь. Так,в случае
плоского		обтекания в вертикальной плоскости (то есть Jb							О
~2. - 1 = О )			эта взаимосвязь имеет вид (рис. 3.15);

У -	У1 со Soi - Хі	bind
При малых углах атаки (		OL	10 * 12°) с небольшой
погрешностью	можно положить:	СОЬоІ	^ 4 Sinei ~ о£ -

Кроме того, составляющая подъемной силы

Х - Г ^ ^^"

поэтому ею обычно пренебрегают,

осевая

сила

Хі

при

небольших

значениях

°і

мало

зависит

от

, поэтому

её определяют при угле

атаки

О .

Тогда

взаимосвязь

между

( Хо

) » У<

принимает вид:

Х о

Хо

У »

Уг

(3.8)

где

осевая

сила при

О.

Вектор

полного

аэродинамического

момента

обычно

раскладывают на составляющие в связанной

системе координат.

Эти составляющие получили

названия:

'.0. За*. І77р.


MJCJ - момент крена;
М</^	-	момент	рыскания;
М г <	-	момент	тангажа.		_____
Положительные			направления векторов			^ж »	,	, М г ,
совпадают	с	направлениями		соответствующих		осей		( р и с . 3 . 1 6 ) .
Для упрощения индекс " I				" у моментов	обычно		опускают.

§ 3.8. Структурные формулы аэродинамических сил и моментов

Величины полной аэродинамической силы и момента, а

также их составляющих зависят от параметров воздуха, скорости

полета, формы и размеров			летательного аппарата и ориентировки
его в полете	(углов oL	и	ß ) .
Структурные формулы, связывающие значения аэродинами
ческих сил с	основными	параметрами потока,имеют вид:

где CR = i c f ^ f ~ - № , < + C £ > < 4 C ' A , < W С Л е з -

размерные коэффициенты аэродинамических сил, которые имеют

названия:
	-	коэффициент	полной	аэродинамической силы;
с *	-	коэффициент	лобового сопротивления;
Су	-	коэффициент	подъемной		силы*
C i	-	коэффициент	боковой	силы;
Cxi	-	коэффициент	осевой	силы;
	-	коэффициент	нормальной		силы;
	-	коэффициент	поперечной		силы;
5	-	характерная	площадь летательного аппарата.

_ ж2

^ — â	~ С К ° Р ° С Т Н 0		Й напор;
_Р	-	массовая	ІІЛОТНОСТЬ на высоте	полета;
У	-	скорость	полета летательного	аппарата;
Аналогичны выражения й для"аэродйнамических моментов:
M y = m y ^ s L ;			M i r m ^ s L ,	( З Л 0 )

где W, ГГ?а С / П?у, іТіі - безразмерные коэффициенты аэроди намических моментов, соответственно полного аэродинамическо го момента, момента крена, момента рыскания и момента танга жа, і. - полный размах крыла, 1_ - длина корпуса.

1- й {. - характерные линейные размеры летательного аппара

та.
Необходимо заметить,			что в формулах (3.10) при			определе
нии момента	крена	M х	за характерную длину принят полный
размах крыла	£	. При определении момента			тангажа	^ 1
и момента рыскания		My за характерную длину			обычно принима
ется полная	длина корпуса		L	(или средняя	аэродинамичес
кая хорда	4?сі	) •
Так как высота и скорость полета летательного аппарата
известны, то	определение		аэродинамических сил		и момент-ов,

действующих на летательный аппарат , сводится к определению безразмерных коэффициентов сил и моментов.

При этом	величина	коэффициента силы зависит от величи
ны характерной	площади,	к которой этот коэффициент отнесен,
а величина коэффициента		момента - от характерных площади и
длины.
Методика, определения аэродинамических характеристик
(коэффициентов)шіанера летательного			аппарата, или аэродинами
ческий расчет	летательного аппарата		сводится к азроданамя. -

j С*

та.7

ч е с к о му р а с ч е т у о т д е л ь н ы х э л е м е н т о в с у ч е т о м и х в з а и м н о г о в л и я н и я .

При

а э р о д и н а м и ч е с к о м

р а с ч е т е

к а ж д о г о

э л е м е н т а

п л а н е р а

п р и н и м а е т с я с в о я

х а р а к т е р н а я

площадь

(пр и

а э р о д и н а м и ч е с к о м

р а с ч е т е крыла

- & кр

, к о р п у с а -

S M

, р у л я

к р

и т . д . ) .

Поэтому

при вычислении

а э р о д и н а м и ч е с к и х

к о э ф ф и ц и е н т о в

п л а н е р а в

ц е л о м ,

а э р о д и н а м и ч е с к и е

коэффициенты

о т д е л ь н ы х

э л е м е н т о в

должны

быть

о т н е с е н ы

х а р а к т е р н о й

площади

л е т а т е л ь

н о г о а п п а р а т а .

Будем принимать

з а

х а р а к т е р н у ю

площадь

л е т а

т е л ь н о г о

а п п а р а т а

^ кр • а

з а х а р а к т е р н ы е

линейные

размеры

(при о п р е д е л е н и и

моментных

х а р а к т е р и с т и к )

148

РИ С У Н К И

КІ. Л А В Е Ш

149

симметричный	олѵчесяни	треугольный
Профиль целм		flUH)OoSp*JMblä
/Ілми н&ри30&Л нный	илстишрлнный (fumpm/tt-	КішноЬѵдныіі
а) Доуіцноіѵ* пробили	цебидный)
	S) Сіерхуі^нобые профили	Профили алл очень
	Ъпя	Ц іопьшиж c&eptjSu-
		к оtut скоростей.
Рис.	3.1. Профили крыльев.

Ï51

«CD

Р и с . 3.3. Ф о р ш к р и д ь е в в п л а в е :

а )	п р я м о у г о л ь н о е ;
б )	э л л и п т и ч е с к о е ;

в )	с т р е л о в и д н о е ;
г )	. р а л е ц и е в к д н о е ;

д ) т р а п е ц и е в и д н о е с прямой,

за д н е й к р о м к о й ;

ѳ) т р е у г о л ь н о е ;

«« Ж Ж Г Ь о с . " .

Рис. 3.4. Геометрические параметры, определяющие форцу кріл^ в плане.

152

1 «

<<< < Предыдущая 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 1415 / 3915 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 > Следующая >>>

Соседние файлы в папке книги из ГПНТБ