книги из ГПНТБ / Павловский К.М. Практическая аэродинамика и динамика полета летательных аппаратов учебное пособие

- 6 0 -

^ 7 4

Переход через з8ик

.Изменяемая геометрия

А

Рис. 2.25

Переходные режимы (например, разгон и набор высоты) мо­ гут выполняться при промежуточных положениях крыла, соответ­ ствующих оптимальной программе полета.Более подробно эти режимы полета самолета "ИС" рассматриваются в последующих главах.

§ 17. ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МАЛОГАБАРИТНЫХ КРЫЛЬЕВ

К малогабаритным крыльям относятся крестообразные, а так­ же кольцевые, цилиндрические и дисковые крылья.В настоящее время наиболее широкое применение получили крестообразные крылья, которые применяются в качестве несущих, стабилизиру­ ющих и управляющих поверхностей. Основным достоинством их по сравнению с обычным крылом является то , что при малых га­ баритах эти крылья позволяют получать повышенные несущие свойства. Применение в качестве стабилизирующих или управ­ ляющих поверхностей выгодно тем, что можно получать соответ­ ствующие силы одновременно в двух взаимноперпендикулярных

- 61

плоскостях. Крестообразные крылья (рис. 2.26) размещаются по контуру корпуса (фюзеляжа) на значительном расстоянии d друг от друга. Это позволяет пренебречь взаимовлиянием.Если CyQ-

коэффициент подъемной силы одного изолированного плана, то для крестообразного крыла он будет

cj ~ 2 V ”SV

(2.17)

Чаще всего ^ =45°. Тогда

С „ ^ С„ . Уменьшая угол до опре-

*«"о

деленного значения, можно получать более высокую несущую способность, чем у одинарного крыла равного раз­

маха.

сверхзвуковых скоростях, благодаря малому удлинению, крестообразное крыло обладает малым коэффициентом Сх .

Недостатки крестообразного крыла: не обеспечивается попе­ речная устойчивость, что требует применения автопилота; несу­ щая способность несколько меньшая, чем у обычного крыла длиною

2 е .

§ 18. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ФЮЗЕЛЯЖА. ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ ЧАСТЕЙ

Как.на околозвуковых, так и при сверхзвуковых скорости контур фюзеляжа должен представлять ообой тело вращения. Носовая и хвостовая часть при М< I должна быть с плавными

выше МКр , но одновременно с этим за счет увеличения повер­ хности растет я. соп.ротлваениб трения. Обычно удлинение фюзеляжа, баков, мотогоидол и т .ц . при околозвуковых скоро-

При М > I общее сопротивление фюзеляжа надо подсчиты­ вать как сумму волнового, донного и сопротивления трения.

Волновое - вызывается наличием головной ударной волны.С уменьшением удлинения носовой части оно возрастает.

Донное сопротивление вызывается подсосом за кормовой ча­ стью (разрежением). Реактивная струя двигателя , установлен­ ного в фюэ&Ш-жй' гондоле) его исключает .При отсутствии дви - гателя в фюзеляже донное сопротивление снижается при плавном сужении кормы.

Сопротивление трения зависит от состояния и формы повер­ хности. На дозвуковых скоростях оно может составлять до 50 % общего сопротивления фюзеляжа.

При М> I основной составляющей является волновое сопротив ление.Сопротивление фюзеляжа и его подъемная сила значительно зависят от угла атаки и общей компоновки летательного апяарата

На самолете. ТУ-144 о целью уменьшения лобового сопротив­ ления предусмотрена установка носовой части под некоторым отрицательным, а кормовой - под положительным углом к хорде с таким расчетом, чтобы они обтекались местным потоком под углом атаки, близким к нулю. Кроме того, заостренная носовая часть имеет большое удлинение.

Опытами установлено, что общее сопротивление летательно­ го аппарата зависит от взаимовлияния (интерференции) зон обтекания его частей. Оно не равно сумме сопротивлений изоли­ рованных частей, а меньше или больше ее , что зависит от ком­ поновки аппарата. В первом случае интерференцию называют поло­

- 63 -

жительной, а во втором - отрицательной.При схеме "низкоплан" отрицательная интерференция крыла и фюзеляжа очень большая, а при схеме "среднеплан" - сцмая малая.

Значительно

снижается отрицатель­ ная интерфе­ ренция, ес­ ли летатель­ ный аппарат построен "по п р а в и л у п л о щ а ­

д е й " , смысл которого состоит в следующем. Опытами уста­ новлено, что если вдоль длины летательного аппарата выдержи­ вать такую же закономерность изменения его площадей попереч­ ных сечений, какая присуща телу вращения наименьшего сопро­ тивления, то аппарат в целом будет обладать наименьшим * волновым сопротивлением.

Добиваются указанной закономерности уменьшением диамет­

Опыт показывает, что на больших (сверхзвуковых) скоро­ стях различными конструктивными мерами может быть получена и положительная интерференция. Например, если фюзеляж, „накрыв"центральную часть стреловидного крыла, удаляет из обтекания те сечения крыла, которые дают наибольшее волновое сопротивление,то снижение сопротивления за этот счет прево­

сходит прирост его за счет взаимовлияния при обтекании крыла и фюзеляжа.

Другим примером может быть умелое использование удар­ ных воли (скачков), во '^икающих на некоторых частях аппара­ та: на подвесных багах, 'юндоиах двигателей и др. Зти эле-

- 6 4 -

менты можно разместить под крылом так, что юс головные удар­

ные водны будут отражаться от крыла на заднем скате его про­

посвящаются последующие главы.

- 6 5 -

ГЛАВА 3

УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

§19. ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ

Вобщем случае полета движение летательного аппарата складывается из поступательного движения его центра тяжести (ЦТ) по некоторой траектории и вращения аппарата вокруг ЦТ. Первое движение определяет общий характер маневра; способность

аппарата в каждый момент в данной точке траектории. Собственные свойства аппарата в этом движении определяют общий характер,

При изучении летно­ тактических характе­ ристик используют

(рис.3 .1 ) .Начало координат обеих

систем совпадает с

X

ЦТ аппарата. Про-

дольная ось ОХ

Рис. 3.1

скорости относительно летательного аппарата определяется углом

К первым относятся аэродинамические силы, тяга,отдача оружия, реакций опор шасси при посадке и другие, приложенные к поверх­ ности аппарата. Е кассовым относится сила веса аппарата,распре­ деленная по его объему.

Силы инерции в динамике полета самолета не рассматриваются, по­ скольку они на него не действуют.Эти силы приложены к телам, воздействующим на самолет,и поэтому действуют на них (воздух,ВПП).

С

Проекции вектора перегрузки на оси координат обозначаются индексами /7^ ( /7у , /7Z и называются продольной, нормальной и боковой перегрузками соответственно. Вели не учитывать нор-

Как уже указывалось, из условий безопасности по свали­ ванию устанавливается предельно допустимое (располагаемое) значение коэффициента подъемной силы - С ^ . Нормальная пере­ грузка, соответствующая этому коэффициенту, называется р а с п о л а г а е м о , й :

V 2G “ C/s

(3 .3)

При постоянном числе М и неизменном весе располагаемая пере­ грузка с увеличением высоты уменьшается. В стратосфере на каждые 5 км высоты она снижается примерно вдвое.

Примечание:

При определении перегрузки в сумму сил, нагружающих ап­ парат, не включена сила веса, которая имеет особый характер действия - она равномерно распределена между элементами кон­ струкции или между органами человека и не вызывает в них ни­ каких напряжений. Тело, находящееся под действием только силы тяжести, испытывает н е в е с о м о с т ь .Например,пара­ шютист в первые мгновения прыжка, пока сила сопротивления очень мала, или космонавт в кабине корабля на орбите.

Ощущение нагрузки в обычной жизни человека создается реакцией опоры - пола, стула и т .п . на.его тело. Привычная реакция опоры равна весу человека. Вели она возрастает ■вдвое,

- 68 -

Если необходимо выполнить прямолинейный установившийся полет, то предварительно аппарат должен быть с б а л а н с и ­ р о в а н , то есть уравновешен посредством отклонения органов управления.

У сбалансированного аппарата сумма всех сил и сумма всех моментов равны нулю:

За положительные отклонения рулей принимаются отклонения руля высоты (стабилизатора) и элеронов хвостиком вниз, р руля направ ления-вправо.

Перемещения аппарата в плоскости симметрии и {вращение во­

ном движении изменяются скорость, высота, угол атаки и угол наклона траектории, а при боковом - курс, угол крена и угол скольжения. Способность летательного аппарата самостоятель­ но восстанавливать равновесный режим после небольших откло­

вающие) моменты, стремящиеся восстановить нарушенное равновесие

69 -

необходимым , но не всегда достаточным условием динамической устойчивости.

Для дозвуковых аппаратов с малыми скоростями наличие статической устойчивости является достаточным условием и для динамической устойчивости.

Сверхзвуковые же летательные аппараты обладают высокими собственными динамическими свойствами, т .е . большим запасом кинетической энергии и большими инерционными моментами, осо­ бенно относительно осейУ1 и Z 1 . Поэтому наличие статической устойчивости обязательно, но недостаточно для того, чтобы такой аппарат обладал и динамической устойчивостью.

Полет на неустойчивом самолете сложен и утомителен для летчика, но в принципе возможен на небольших скоростях.На

*больших же скоростях полет на таком самолете может быть опас® и даже невозможен.

Для удобства изучения вопросов устойчивости принято расгсматривать отдельно продольную и боковую устойчивость.Однако после раздельного анализа необходимо рассматривать и взаимо­ связь продольного и бокового движений.

Как бы противоположным устойчивости свойством летательно­ го аппарата является его управляемость.

П о д у п р а в л я е м о с т ь ю понимают способ­ ность аппарата изменять режим полета по воле летчика или по командам аппаратуры автоматического управления.

Основными требованиями к управляемости являются: лег­ кость и точность управления, наличие "чувства управления"

чику судить о режиме полета по усилиям на рычагах управле­ ния. При отклонении рычагов самолет должен реагировать без запаздываний.Потребные отклонения рулей при различных манев­ рах должны быть меньше максимально возможных.

Управляемость тесно связана с устойчивостью;Слишком большая статическая устойчивость затрудняет управление. На­