Механика \ Аэродинамика летательного аппарата

Поверочный расчет аэродинамических характеристик самолета: Учебное пособие, страница 17

Рис 6.6

Раздел II. Расчет аэродинамических характеристик самолета в боковом установившемся движении.

Современные самолeты, как правило, имеют аэродинамическую компоновку симметричную относительно продольной плоскости. Поэтому поперечная сила и аэродинамические моменты относительно осей X и Y могут возникать только при несимметричном обтекании его воздушным потоком относительно плоскости ХОY, т.е. при появлении угла скольжения b и отклонении органов управления креном и рысканием (рис. 7.1) Боковые моменты возникают в полете и от несимметричной тяги (при одностороннем отказе двигателя (двигателей) и при управлении вектором тяги). В данном случае влияние тяги на аэродинамические силы и моменты не рассматривается.

7. Определение коэффициентов поперечной силы и моментов крена и рыскания самолета.

При наличии угла скольжения самолета возникают поперечная сила (Z) и аэродинамические моменты крена ( Мх ) и рыскания ( My ), которые выражаются через аэродинамические коэффициенты:

, ,                                               (7.1)

При малых углах атаки и скольжения:

 ,  ,                                                 (7.2)

Тогда основными аэродинамическими характеристиками самолета в установившемся боковом движении можно считать следующие зависимости:

, ,                              (7.3)

Если коэффициент подъемной силы Суаст= 0, т.е. угол атаки   a  = 0 либо a  = a0, то коэффициенты зависимости (7.3) будут изменяться только по числам Маха невозмущенного потока ().  Определение коэффициентов    , , будет приведено для случая   Суаст= 0.

7.1 Коэффициент поперечной силы самолета.

Аэродинамическую поперечную силы самолета определяют, в основном, поперечные силы, возникающие при обтекании фюзеляжа - , вертикального оперения   (ВО) - , мотогондол (МГ) - , и поперечная сила, вызванная интерференцией между фюзеляжем и вертикальным оперением, между плоскостями вертикального оперения, состоящего из двух килей. Поперечная сила от несимметричного обтекания правой и левой части консолей крыла и горизонтального оперения в данном случае мала и ею можно пренебречь.

,  , 

где , , - производные коэффициентов поперечной силы изолированного фюзеляжа, ВО с учетом интерференции с фюзеляжем и между плоскостями ВО (при двух килях), изолированной мотогондолы,

,  - коэффициенты торможения потока с области вертикального оперения и мотогондол, их значение можно принять равным коэффициенту торможения ВО и МГ при их обтекании при , ,,,  площади миделевого сечения фюзеляжа, ВО и миделевого сечения МГ  соответственно.

Производная коэффициента поперечной силы по углу скольжения самолета:

                    (7.4)

где , ,- производные поперечной силы по углу скольжения изолированных фюзеляжа, МГ или изолированного ВО;

-коэффициент, учитывающий интерференцию между ВО и фюзеляжем;

- число килей;

- коэффициент эффективности затененной плоскости ВО (если ВО состоит из двух килей; если один киль, то);

i – число мотогондол.

Коэффициенты изолированных частей самолёта определяются аналогично производным коэффициентов подъемной силы по углу атаки изолированных фюзеляжа, мотогондолы и вертикального оперения (b=a).

При определении необходимо учитывать, что ВО на самолетах, как правило, одностороннее. ВО в этом случае для расчета считается состоящим из двух консолей, (рис. 7.2) тогда

 ,

где  - производная коэффициента подъемной силы несущей поверхности, состоящей из двух плоскостей   ВО (рис. 7.2).

где средняя относительная толщина профиля ВО по его высоте, определяется по графикам рис. 2.6 – 2.9.

 ,  ,

- диаметр фюзеляжа в области ВО.  определяется по рис. 2.11. определяется как производная угла скоса потока за крылом по углу атаки (2.18) , где ,, х = -0.5bАво. Значение при принятом правиле знаков отрицательное.

При малых углах скольжения можно приближенно считать, что поперечная сила Z равна боковой силе Za.

7.2  Коэффициент момента крена самолета.

Скачать файл