Download pdf - Экспериментальное моделирование в аэродинамике: Лабораторный практикум

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ

В АЭРОДИНАМИКЕ

Лабораторный практикум

Ñàíêò-Ïåòåðáóðã2001

ÌÈÍÈÑÒÅÐÑÒÂÎ ÎÁÐÀÇÎÂÀÍÈß ÐÎÑÑÈÉÑÊÎÉ ÔÅÄÅÐÀÖÈÈÑàíêò-Ïåòåðáóðãñêèé

ãîñóäàðñòâåííûé óíèâåðñèòåò àýðîêîñìè÷åñêîãîïðèáîðîñòðîåíèÿ

2

УДК 629.7

ББК 053

Б74

Авторы: С. В. Богословский, А. Д. Дорофеев, И. С. Зегжда,И. А. Любимов, Р. Н. Кокошкин

Б74 Экспериментальное моделирование в аэродинамике: Лаб. прак-

тикум / СПб ГУАП. СПб., 2001. 48 с.: ил.

Содержит материалы по экспериментальному моделированию в

курсе “Аэродинамика”, а также описание измерительных средств и

оборудования.

Предназначено для студентов всех специальностей и форм обуче-

ния.

Рецензенты:

кафедра аэродинамики и динамики полета АГА;

кандидат технических наук В.А. Бородавкин

Óòâåðæäåíîðåäàêöèîííî-èçäàòåëüñêèì ñîâåòîì óíèâåðñèòåòà

â êà÷åñòâå ëàáîðàòîðíîãî ïðàêòèêóìà

СПбГУАП, 2001

С. В. Богословский, А. Д. Дорофеев,

И. С. Зегжда, И. А. Любимов,

Р. Н. Кокошкин.

©

©

3

1. АНАЛИЗ ЗАВИСИМОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХХАРАКТЕРИСТИК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

ОТ ПОЛЕТНОЙ КОНФИГУРАЦИИ

Особенности летательного аппарата (ЛА), например самолета, как

объекта управления, определяются его аэродинамикой, динамическими

свойствами, конструкцией основных агрегатов (крыла, фюзеляжа, опе-

рения, шасси, силовой установки) и других элементов, формирующих

полетную конфигурацию [1, 2]. Все эти особенности находятся в тес-

ной взаимосвязи.

В пособии рассматриваются аэродинамические характеристики (АДХ)

ЛА и его основной несущей поверхности – крыла.

АДХ необходимы для определения коэффициентов в дифференци-

альных уравнениях математической модели движения ЛА, как объекта

управления и, в конечном счете, для синтеза контуров автоматического

или автоматизированного управления полетом. В полете ЛА изменяет

свои аэродинамические, массовые и геометрические характеристики и,

следовательно, является нестационарным объектом управления. Для

достижения требуемых характеристик качества переходного процесса

необходимо адаптивно перенастраивать параметры системы управле-

ния.

Напряжения трения и давления, действующие со стороны газообраз-

ной среды на поверхность движущегося в ней ЛА, можно привести к

одной силе – к аэродинамической силе планера RA (рис. 1) [3].

Она считается приложенной в цен-

тре давления (ЦД) и определяется как

точка пересечения линий действия

силы RА с характерной для данного ЛА

линией, например с хордой крыла.

Если центр масс (ЦМ) не расположен

на линии действия RА, возникает

аэродинамический момент М, враща-

ющий ЛА вокруг ЦМ (рис. 1).

Хорда крыла

Центр масс

Центр

давления

Рис. 1

RАr

М=RАr

4

Характеристики векторов RА

и М зависят от ряда факторов, ко-

торые можно отнести к четырем

группам: ориентация ЛА в набе-

гающем потоке; условия силово-

го взаимодействия потока с ЛА;

состояние и конфигурация обте-

каемой поверхности.

Ориентация в потоке опреде-

ляется углами атаки α и скольже-

ния β (рис. 2).

Условия силового взаимодей-

ствия характеризуются в общем

случае критериями Маха M = V/a,

Рейнольдса Re VL= ν , Кнудсена Kn = ν/L, Струхаля Sh VtL

= , степенью

турбулентности внешнего потока ε [4]. В этих критериях a — скорость

звука в газе; L – характерный размер ЛА; ν – вязкость среды; λ – длина

свободного пробеге молекул газа; t – характерное время нестационарно-

го процесса обтекания. Критерии отражают, соответственно, свойства

сжимаемости, вязкости, сплошности внешней среды, нестационарность

обтекания и состояние атмосферы.

Состояние обтекаемой поверхности характеризуется ее шероховато-

стью и параметрами технологических неровностей, влияющих на тече-

ние в пограничном слое (ПС).

Полетная конфигурация ЛА определяется положением подвижных

несущих поверхностей (крыла изменяемой стреловидности), стаби-

лизирующих поверхностей, органов управления аэродинамического

принципа действия, расположением и формой обтекателей радиоан-

тенн, полезной нагрузки на узлах внешней подвески, других обтека-

телей.

При исследовании движения и разработке систем управления ЛА

рассматриваются проекции RA и М на оси выбранной системы коорди-

нат (СК), например скоростной a a aox y z , и связанной oxyz (рис. 2). По

ГОСТ 20058-80 [3] все СК правые, и их начала совмещены с ЦМ ЛА.

Проекция RA на скоростную ось oxa (лобовое сопротивление X

a) на-

правлена против V, аэродинамическая подъемная сила Ya при обычных

условиях полета направлена вдоль оси oya к верхней части ЛА; Z

a –

аэродинамическая боковая сила.

Рис. 2

ya

y

x

Ya

za

Za

Xa

X

xa

Y

My

Mz

Mx

Zz

0

V

α

β

5

В связанной СК продольная ось ox и нормальная ось oy лежат в плос-

кости симметрии ЛА, а поперечная ось oz направлена вдоль правого

полукрыла. Названия составляющих RA в этой СК совпадают с назва-

ниями соответствующих осей.

Момент М задается проекциями на связанные оси , ,x y zM M M – соот-

ветственно, аэродинамическими моментами крена, рысканья и тангажа.

Эти силы и моменты вычисляются по формулам [4]

; ; ;a xa a ya a zaX C qS Y C qS Z C qS= = =

; ; ,x x y y z zM m qSL M m qSL M m qSL= = = (1)

где2

2V

qρ= – скоростной напор набегающего потока; ρ – плотность

потока; S – характерная площадь обтекаемого ЛА; , ,xa ya zaC C C ,

m m mx y z, , – аэродинамические коэффициенты.

Поскольку q имеет размерность давления, то коэффициенты в фор-

мулах (1) безразмерные. При фиксированных q, S, L влияние перечис-

ленных выше факторов на величину аэродинамических нагрузок учи-

тывается зависимостями коэффициентов или их комбинациями от па-

раметров, характеризующих эти факторы. Такие зависимости называ-

ются аэродинамическими характеристиками.

В общем случае обтекания аэродинамические коэффициенты можно

записать

( )( ), , , , , ,M,Kn,Re,Sh , , , ;

, , , , , ,M,Kn,Re,Sh , , , ,

i i a a a

j j

C C i x y z

m m j x y z

= α β χ δ ε =

= α β χ δ ε =

l

l (2)

гдеl и χ – линейные и угловые геометрические характеристики ЛА или

крыла; δ – углы отклонения органов управления.

В конкретных задачах зависимости (2) менее сложные. Их находят

экспериментально, чаще всего – по данным продувок моделей в аэро-

динамических трубах. Такие устройства реализуют принцип обраще-

ния в задачах исследования движения тел в газах: закрепленная модель

обдувается потоком газа с заданными параметрами.

Перенесение экспериментальных данных на натурный объект воз-

можно при равенстве в модельном и натурном процессах определяю-

щих критериев, входящих в правую часть зависимостей (2). Коэффици-

енты Ci, mj определяют из выражений (1), в которых величины сил и

моментов, действующих на модель, находят в эксперименте.

6

В лабораторных работах для этой цели используют тензометричес-

кие весы. Их чувствительные элементы – упругие балки с наклеенны-

ми датчиками сопротивления (тензорезисторами), включенными в пле-

чи электрического моста. Аэродинамические нагрузки, действующие на

модель, передаются на тензобалки посредством державок – устройств,

удерживающих модель в потоке. При изгибе балок изменяется длина и

толщина нитей тензорезисторов, что приводит к изменению электри-

ческого тока в измерительной диагонали моста в соответствии с аэро-

динамической нагрузкой.

Лабораторная работа 1. 1

Влияние механизации крылана его аэродинамические характеристики

Цель работы: исследование зависимости АДХ крыла от угла откло-

нения щитка и угла атаки.

Методические указания по подготовке к работе

Крыло современных ЛА является одним из объектов управления. В

зависимости от назначения, типа, класса и аэродинамической схемы ЛА

крыло оснащается различными средствами механизации (рис. 3–5) –

устройствами и системами, предназначенными для управления АДХ без

изменения углового положения ЛА в потоке [5]. Механизация исполь-

зуется на всех этапах полета: взлете, наборе высоты, крейсерском поле-

те, смене эшелона, снижении, заходе на посадку, движении по глисса-

де, приземлении и послепосадочном пробеге.

Средства механизации крыла классифицируют по следующим при-

знакам: выполняемые функции; местоположение; физические принци-

пы действия.

По признаку выполняемых функций различают средства изменения

несущей способности крыла крyaC S (рис. 3, а–л, рис. 5) и средства из-

менения лобового сопротивления крxaC (рис. 3, м, о).

В соответствии с признаком местоположения можно различать

средства механизации передней кромки крыла (рис. 3, а–в, рис. 5, б)

и задней кромки (рис. 3, г–и), а также многоэлементные средства

механизации передней и задней кромки (рис. 3, к, л). По признаку

физических принципов действия различают устройства, изменяю-

щие кривизну профиля, площадь крыла, устройства для управления

7

пограничным слоем и комбинированные. Такая классификация от-

ражает физический принцип механизации крыла. Он заключается в

изменении циркуляции скорости

l

V dΓ = ∫ ll� по контуру l обтекае-

мого профиля, которая является причиной возникновения аэродина-

мической силы, действующей на ЛА в потоке в соответствии с фор-

мулой H.Е. Жуковского [4]

AR V L∞= −ρ Γ ,

где L – протяженность обтекаемой поверхности поперек потока (напри-

мер, размах крыла).

Кривизну профиля крыла изменяют путем отклонения скользяще-

го и выдвижного предкрылков (рис. 4) носового щитка (щитка Крюге-

ра (рис. 2)), простого, одно-, двух- и трехщелевого закрылка (рис. 3),

отклоняющихся и скользящих щитков, применяя многоэлементные

профили. Эти устройства последовательно изображены на рис. 3, а–л.

Они могут занимать до 70% размаха и до 30% хорды крыла (рис. 4).

Рис. 3

δδ

δ

δ

δ

δ

а)

б)

в)

г)

д)

е)

ж)

з)

и)

к)

л)

м)

н)

о)

8

Углы отклонения средств механи-

зации δ на передней кромке дости-

гают 20 град, а на задней – 50 град.

Как видно из рис. 3, многие из пе-

речисленных устройств обеспечи-

вают увеличение площади крыла.

Отклоняющиеся носки (рис. 3, л)

применяются в комбинации с зак-

рылками на высокоскоростных ма-

невренных ЛА для уменьшения

волнового сопротивления и отодви-

гания к задней кромке точки сры-

ва.

Для непосредственного управления лобовым сопротивлением на

крыле могут устанавливаться аэродинамические (воздушные) тор-

моза – «крокодил», щитки – закрылки (рис. 3, м, н соответственно).

Эффективным средством управления движением ЛА являются ин-

терцепторы (прерыватели потока) (рис. 3, о и 4, 3), устанавливае-

мые на верхней поверхности крыла. Расположенные перед закрыл-

ками, они играют роль “гасителей” подъемной силы aY , которая рез-

ко уменьшается при отклонении интерцепторов вверх при посадке и

пробеге по земле.

Для управления движением крена в дополнение к элеронам 5 (рис. 4)

устанавливаются элерон-интерцепторы, отклоняемые после поворота

элерона вверх на некоторый угол. Перечисленные устройства называ-

ют средствами жесткой механизации. Широкое применение нашли сред-

ства струйной механизации крыла. Так, в устройствах, показанных на

рис. 3, б, д – ж, к в пограничный слой (ПС) верхней поверхности крыла

вдувается воздух с нижней (напорной) поверхности по щелям, образу-

ющимся между крылом и отклоняемым элементом.

Управлять ПС можно посредством воздушных или газовых струй,

истекающих из камер с повышенным давлением через щели перед

закрылками на передней кромке крыла и закрылка (рис. 5, а – в со-

ответственно). Их действие основано на эффекте Коанда – прилипа-

нии внешнего потока к поверхности, обдуваемой высокоскоростной

струей. Отрыв ПС можно предотвратить, отсасывая заторможенные

слои внутрь ЛА через щели или перфорационные отверстия на по-

верхности крыла (рис. 5, г, д).

Рис. 4

ya

1

2

3

4

5

9

Можно многократно увеличить циркуляцию Г и, как следствие,

силу Ya, выдувая газовые струи из щелевых сопел, выполненных в

корпусе крыла вдоль его задней кромки или в корпусе закрылка (рис.

5, е, ж). Для такого крыла величина yaC S возрастает на порядок в

сравнении с исходный крылом. Следует отметить, что устройства,

использующие газ повышенного давления или системы, обеспечива-

ющие разряжение в полости крыла, при их высокой эффективности

имеют пониженную надежность из-за возможности выхода из строя

систем наддува и разряжения.

На ЛА вертикального взлета и посадки на верхней поверхности

крыла устанавливают управляемые турбулизаторы – профилирован-

ные пластины, разворачивающиеся по командам системы управле-

ния при взлете и посадке.

Комбинированные средства механизации основаны на сочетании

перечисленных выше средств жесткой и струйной механизации (рис.

3, б, д–к; рис. 5, а–г). Это позволяет в несколько раз превысить несу-

щую способность исходного крыла при сохранении высокой степени

надежности.

Для пассажирских и транспортных ЛА

перспективным считают адаптивное крыло

(рис. 6), поверхность которого может при-

нимать форму, оптимальную для текущих

условий полета без нарушения гладкости

контура.

Рис. 5

Рис. 6

а)

б)

в)

г)

д)

е)

ж)

10

Предмет исследования

Для разработки систем управления полетом необходимы данные о влия-

нии средств механизации на АДХ крыла. В лабораторной работе исследу-

ется обтекание модели крыла стационарным существенно дозвуковым (не-

сжимаемым) потоком. В этом случае основным определяющим критерием

подобия служит число Рейнольдса. Поэтому его необходимо приводить в

отчете вместе с результатами исследований.

Модель оснащена простым щитком. Угол отклонения щитка δ и угол

атаки крыла αкр являются аргументами в зависимостях (2). Таким образом,

определению подлежат АДХ

( , ); ( , ); ( ); ( , )ya xa ya xaC C C C Kα δ α δ α δ , (3)

где ya

xa

CK

C= – коэффициент аэродинамического качества; ( )ya xaC C – по-

лярная диаграмма первого рода.

Эти зависимости относятся к основным АДХ. Их типичный вид для

крыла дозвукового профиля в несжимаемом потоке при δ = 0 показан на

рис. 7, где отмечены следующие характерные параметры: αдоп – допусти-

мый угол атаки, начиная с которого вследствие развивающегося отрыва

ПС зависимостьCya ( )α уходит от линейности; αкр – критический угол

атаки, по достижении которого ( )yaC α начинает уменьшаться (падение

подъемной силы из-за отрыва ПС не компенсируется путем увеличения

угла α); αнв – наивыгоднейший угол

атаки, соответствующий макси-

мальному аэродинамическому каче-

ству K(α) и наивыгоднейшей ско-

рости полета Vнв; α0 – угол атаки

нулевой подъемной силы

( ( )yaC α =0). Информация об этих

полетных параметрах необходима, в

частности для разработки систем

ограничения полетных режимов.

ЗависимостьCxa ( )α для дозву-

ковых крыльев близка к параболи-

ческой в летном диапазоне углов α.

Это объясняется влиянием индук-

тивного сопротивления Cxинд. В вы-

Рис. 7

Суа max

Суа доп

Суа0

Суа

Сxа min

Суа

αкр

α0

αmin

αнв

α

ααнвαmin

αкрαдоп

Суа

Сxа

Сxi

Сxд

Сxтр

α

α

K

Kmax

а)

б)

в)

г)

0 СxаС

xа

11

ражении для лобового сопротивления крыла

Cxa

=Cxтр+С

хд+Схинд

сопротивления трения Cxтр и давления C

xд при α < αдоп изменяются незна-

чительно (рис. 7, б), в то время как индуктивное сопротивление изменяет-

ся в соответствии с зависимостью

2

индya

xC

C =πλ

,

где λ = L2 / S – удлинение крыла.

Отклонение щитка (или закрылка) изменяет аэродинамические харак-

теристики крыла, что и подлежит исследованию в работе 1.1.

Описание лабораторной установки

Лабораторная установка (рис. 8) состоит из модели крыла 1 с простым

щитком 3; системы измерения аэродинамических сил, содержащей двух-

компонентные тензовесы, мостовую измерительную схему с усилителем и

регистрирующими приборами; системы определения скорости V∞ воздуш-

ного потока, поступающего из сопла 10 в рабочую часть аэродинамичес-

кой трубы.

Система определения скорости V∞ содержит приемники воздушного

давления (ПВД) (на рис. 8 условно показан насадок 9 ПВД, вводимый в

поток) и жидкостно-дифференциальный микроманометр (на рис. 8 не

изображен), соединенные трубками для передачи на микроманометр пол-

ного Р0 и статического Р давлений в потоке. Величина V∞ вычисляется

по формуле

п.в.д

п.в.д

2 sin.V∞

γ ψ= ϕ ρ

l

Модель установлена на державке 8, же-

стко соединенной с подвижной платой 7

тензовесов (рис. 8). Весы измеряют подъем-

ную силу Ya и лобовое сопротивление Х

a.

Углы атаки α и отклонения щитка δ мож-

но изменять в процессе продувки с помо-

щью специальных устройств. Возможность

перемещения платы 7 обеспечена упруги-

ми тензобалками 5 и 6, воспринимающи- Рис. 8

V∞

Ya

xa

ya

Ra

Хax

1

2

3

78

9

10

4

5

6 2

δ

α

12

ми, соответственно, силы Ya и Хa. Усиленные электрические сигналы с

тензодатчиков 2 (канал Ха) и 4 (канал Y

a), пропорциональные нагруз-

кам, отклоняют стрелки регистрирующих приборов. Измерительные ка-

налы предварительно градуируют. Для этого к державке прикладывают

заданные усилия и фиксируют соответствующие им отклонения стре-

лок приборов. Силы Ya и Х

a определяют по формулам

; ,a x x a y yX k n Y k n= = (4)

где kx и k

y – градуировочные коэффициенты, дел./Н; дx xn n n′= − и n

y

– количество делений на шкалах регистраторов, соответствующее си-

лам Xa, Ya; nд – количество делений на шкале регистратора, соответ-

ствующее сопротивлению части державки, обдуваемой потоком; xn′ –количество делений, соответствующее сумме сил X

a и Xд.

Определение аэродинамических характеристик модели

Формулы для расчета коэффициентов Cxa

и Cya

можно получить из

зависимостей (1), учитывая формулы (4)

, .y yx x

xa yak nk n

С СqS qS

= = (5)

Для получения искомых АДХ (3) модель продувают при различных

углах атаки в диапазоне значений (–5 град < α < 25 град), устанавливая

щиток на углы δ = (0, 20, 40 град). Показания регистрирующих прибо-

ров, значения коэффициентовCxa и Cya , вычисленные по формулам

(5), и соответствующие им значения коэффициента ya

xa

CK

C= , вносятся

в табл.1 в соответствии со значениями углов α, δ.

Таблица 1Результаты измерений и вычислений

Характеристики C C Kxa yamin max max( ), ( ), ( )δ δ δ строятся на основа-

нии графиков C C Kxa ya( , ), ( ), ( )α δ α,δ α,δ соответственно (рис. 9). Их

α, град δ, град n'x, дел. n

x, дел. n

y, дел C

xaC

yaK

–5

0

5

25

13

анализ дает возможность оценить эффективность средства механиза-

ции (в данном случае – отклоняющегося щитка), как органа непосред-

ственного управления АДХ крыла.

Исходные данные, необходимые для выполнения работы 1.1 (табл. 1), и

контрольные вопросы приведены в конце разд. 1.


Влияние обтекателей полезной нагрузкина аэродинамические характеристики летательного аппарата

Цель работы: получить аэродинамические характеристики модели

ЛА, оснащенной обтекателями полезной нагрузки различного типа.

Cxa

Cxa min

Рис. 9

δ > 0

δ > 0δ > 0

δ > 0

δ > 0

δ = 0

δ = 0δ = 0

δ = 0

α

α

α

δδ δ

Cya

Cya

Cya max

Kmax

K

а)

б)

в)

г)

д) е) ж)

Cxa

14


Основная особенность современной авиации – высокая степень оснащен-

ности информационно-измерительными, вычислительными, автоматическими

системами, входящими в состав комплекса полезной нагрузки и бортового ком-

плекса управления. Масса и объем оборудования этих систем могут быть весь-

ма значительными. Его компоновка и размещение – одна из важных конструк-

торских задач.

При конформной компоновке и раз-

мещении оборудования на узлах внеш-

ней подвески форма обтекателей и кон-

тейнеров, их местоположение на внеш-

ней поверхности основных агрегатов ЛА

могут существенно влиять на величину

аэродинамических нагрузок и характер

зависимостей (2). В работе определяет-

ся АДХ модели ЛА без обтекателей и с

обтекателями трех типов: 1 – конформной антенны головной РЛС; 2 – вращаю-

щегося обтекателя антенной системы; 3 – подвесных контейнеров на подкрыль-

евых узлах креплений (рис. 10). Размеры обтекателей выбраны из методичес-

ких соображений. Продувки проводятся дозвуковым потоком (число М < 0,1) в

предположении стационарности обтекания при нормальном атмосферном дав-

лении (Kn < 0,01). В этих условиях основным критерием является критерий

Рейнольдса Re AV b∞= ν , (bA – средняя хорда крыла). Его значение необходимо

определить и представить вместе с другими результатами исследований. Для

указанных условий обтекания модели фиксированной конфигурации в отсут-

ствии скольжения (угол β = 0) зависимости (2) примут вид

( ); ( ); ( ).xa xa ya ya z zC C C C m m= α = α = α (6)

Сравнение аналогичных АДХ модели без обтекателя и моделей с различны-

ми обтекателями позволит выбрать тип обтекателя, оптимальный с точки зре-

ния его влияния на АДХ ЛА и получить необходимые данные для разработки

системы управления.


В состав лабораторной установки (рис. 11), кроме модели 1 с одним из

обтекателей 2 (или без него), входят системы измерения аэродинамических

нагрузок и скорости V∞ воздушного потока, поступающего из сопла 3 в

Рис. 10

1

2

3

15

рабочую часть аэродинамической трубы.

Обе системы аналогичны, описанным в ра-

боте 1.1. В данной работе используются трех-

компонентные тензовесы.

Державка 4 передает на чувствитель-

ные элементы (тензобалки) 5 подъемную

силу Ya и момент тангажа M

z. Они измеря-

ются тензодатчиками, различным образом

расположенными на тензобалках 5. Тен-

зобалки 6 воспринимают лобовое сопро-

тивление модели Xa. Эти аэродинамичес-

кие нагрузки определяются по формулам

д

; ; ;

,

a x x a y y z m m

x x

X k n Y k n M k n

n n n

= = =

′= − (7)

где kx; k

y; k

m – градуировочные коэффициенты соответствующих каналов

измерения. Размерность kx и k

y – Н/дел.; а k

m – Hм/ дел.; n

у и n

m – количе-

ство делений на шкалах регистраторов нагрузок Xa, Ya, Mz; nд – количе-

ство делений, соответствующее сопротивлению Xд части державки, об-

дуваемой потоком; n′x – количество делений, соответствующее сумме

сил (Xa, Xд).

С другой стороны, в соответствии с выражениями (1)

;a xa a yaX C qS Y C qS= = ; A.z zM m qSb= (8)

Определение аэродинамических характеристик моделей

Приравнивая правые части соответствующих выражений (7) и (8), по-

лучим формулы для вычисления аэродинамических коэффициентов

; ; .y yx x m mxa ya z

k nk n k nC C m

qS qS qS= = = (9)

Для определения искомых аэродинамических характеристик (6) модели

продуваются при различных углах атаки α в диапазоне (–10 град < α < 20

град) с шагом 10 град. Измеренные значения nx, n

y, n

m, результаты рас-

четов по формулам (9), а также значения коэффициента аэродинами-

ческого качестваya

xa

CK

C= – вносятся в табл. 2.

Рис. 11

1

23

6

4

7

5

xa

ya

α

y

V∞

x

16

Таблица 2Результаты измерений и вычислений

По данным табл. 2 строятся аэродинамические характеристики

( ), ( ), ( ), ( ), ( )i i i i i ixa ya z ya xaC C m C C Kα α α α .

Тип

моделиα,

град

nx,

дел.

Xa,

HC

xa

ny,

дел.

Ya,

HC

yaK

nm,

дел.

Mz ,

Hмm

z

–10

0

10

20

Рис. 12

01

2i = 3

Cya

Cxa

i = 10i = 1

23

i = 1

i = 1

а) б)

в) г)

д) mz

Cya

Cxa

K

нв

iαα

α α

α

0iα кр

iα miniα

нв

iα

0 23

0 23

0 23

Ожидаемый вид этих зависимостей показан на рис. 12, а, б, в, г, д соот-

ветственно. Индекс i означает принадлежность характеристики одной из

моделей (i = 0 – модель без обтекателя).

17

Цель, поставленная в лабораторной работе, достигается путем сравне-

ния АДХ модели без обтекателя с аналогичными АДХ модели в сборе с

различными обтекателями и последних друг с другом. В частности, срав-

нению подлежат: значения характерных углов атаки 0iα (нулевой подъем-

ной силы); крiα , (критические); нв

iα (наивыгоднейшие); miniα (минималь-

ного Cxa

), характер изменения кривых, экстремальные значения и прира-

щения коэффициентов; крутизна характеристик.

В задачах управления ЛА эти показатели необходимы, например для

выбора элементов и определения коэффициентов передачи каналов управ-

ления, для определения предельных режимов полета, для разработки сис-

тем сигнализации и ограничения отклонений рычагов управления на этих

режимах.

Исходные данные для выполнения работ (1.1 и 1.2) приведены в табл.3.

Таблица 3Исходные данные для выполнения работ 1.1 и 1.2

Контрольные вопросы по работам 1.1 и 1.2

1. Чем определяются особенности ЛА как объекта управления?

2. Суммарные аэродинамические нагрузки и их составляющие по физи-

ческой природе.

№

пп.

Название Обозна-

чение

Вели-

чина

Размер-

ность

Примечание

1 Давление в рабочей части трубы B мм

рт. ст.

2 Температура потока t °С

3 Плотность воздуха в потоке ρ кг/м3

4 Удельный вес жидкости

в микроманометреγ H/ м3

5 Коэффициент насадка ПВД ϕ 1,02 –

6 Кинематическая вязкость воздуха

в потокеν м2/c Определяется

по таблицам

7 Градуировочные коэффициенты kx

ky

km

H/дел.

H/дел.

Hм/дел.

8 Площадь крыла модели S м2

9 Средняя хорда крыла bA

м

18

3. Что такое центр давления?

4. Что такое аэродинамические коэффициенты, их размерность?

5. Что называется аэродинамическими характеристиками?

6. Основные факторы, определяющие силовое взаимодействие потока с

ЛА. Характеристики этих факторов.

7. Чем определяется полетная конфигурация ЛА?

8. Каково назначение средств механизации ЛА? Виды и физические

принципы действия средств механизации.

9. Каковы особенности скоростной и связанной систем координат? Со-

ставляющие аэродинамических нагрузок в этих системах координат.

10. Что такое угол атаки α и угол скольжения β?

11. Характерные углы атаки. Какова цель их определения?

12. Как можно оценить эффективность средств механизации?

13. Какие могут быть обтекатели полезной нагрузки?

14. На каких свойствах ЛА сказывается влияние формы обтекателей

полезной нагрузки?

15. Каковы цели изучения аэродинамических характеристик?


Исследование влияния механизации крылана взлетно-посадочные характеристики

летательного аппарата

Цель работы: исследование взлетно-посадочных скоростей, длин раз-

бега и пробега ЛА.

Общие сведения о средствах механизации крыла

Анализ летных данных современных ЛА показывает, что с ростом ско-

рости полета неизбежно ухудшаются взлетно-посадочные характеристики:

увеличиваются посадочная скорость, длины разбега при взлете и пробега

при посадке. Повышение скорости полета достигалось, в первую очередь,

приданием ЛА такой аэродинамической формы, которая обеспечивала наи-

меньшее сопротивление в нужном диапазоне скоростей. В частности, с

этой целью нашли широкое применение стреловидные крылья с малой

относительной толщиной. Переход от дозвуковых ЛА к сверхзвуковым со-

вершался при непрерывном увеличения стреловидности, уменьшении уд-

линения и относительной толщины крыльев. Изменение этих параметров

крыла, несмотря на положительную роль в снижении сопротивления на

19

больших скоростях полета, отрицательно сказалось на несущих свойствах

(подъемной силе) ЛА и явилось первой причиной роста посадочных скоро-

стей.

Указанный недостаток можно было бы компенсировать увеличением

посадочного угла атаки, так как подъемная сила увеличивается с ростом

угла атаки. Однако этот выход невозможен по двум причинам. Первая из

них связана с уменьшением относительной толщины крыльев сверхзвуко-

вых и околозвуковых ЛА. Чем меньше толщина крыла, тем при меньших

углах атаки начинается отрыв потока у передней кромки, что вызывает

тряску крыла. Кроме того, увеличение посадочных углов атаки сопряжено

с необходимостью увеличения высоты шасси и, следовательно, с трудно-

стями его размещения в убранном положении. В связи с этим посадочные

углы атаки не должны превышать значений αп = (10–12) град.

Второй причиной роста посадочных скоростей явилось увеличение удель-

ной нагрузки на крыло. С увеличением скорости отпала необходимость в

больших площадях крыла. Это связано с тем, что подъемная сила ЛА про-

порциональна квадрату скорости V2 и площади крыла S. Поэтому при боль-

ших скоростях полета, чтобы поддержать ЛА в воздухе, нужна сравнитель-

но небольшая площадь крыла. В то же время вопросы прочности потребо-

вали увеличения относительного веса конструкции ЛА. Поэтому удельная

нагрузка на крыло G/S (где G = m g – вес ЛА) c переходом к большим

скоростям полета непрерывно возрастала. Достаточно указать, что если у

планеров с крыльями очень больших удлинений (λ > 20) удельная нагрузка

составляет порядка 30 кг/м2, то у современных сверхзвуковых ЛА она дос-

тигает величин (300–600) кг/м2 и более.

Возрастание удельной нагрузки, а также максимальных скоростей поле-

та современных ЛА связано с проблемой улучшения их взлетно-посадоч-

ных характеристик. Наиболее распространенным способом решения этой

проблемы является использование механизации крыла. Под механизацией

крыла понимают устройства, обеспечивающие увеличение несущей спо-

собности крыла (Cya

S – произведение коэффициента подъемной силы на

площадь крыла). Основное назначение механизации крыла – уменьшение

посадочной и взлетной скорости и тем самым уменьшение длины пробега

и разбега ЛА. Некоторые виды механизации крыла (концевые предкрылки)

применяются для улучшения поперечной устойчивости и управляемости

ЛА на больших углах атаки, а также для увеличения его маневренных

свойств в полете (например, уменьшения радиуса виража или вариаций

скорости).

20

Применение механизации крыла при посадке позволяет уменьшить

площадь крыла без увеличения посадочной скорости. Известно, что ве-

личина посадочной скорости определяется формулой

посmax 0

2 ,ya

GVC S

= µ ρ

где µ – коэффициент, учитывающий экранный эффект вблизи поверх-

ности земли.

При ограниченной посадочной скорости площадь крыла может быть

тем меньше, чем больше Cyamax. Уменьшение площади крыла позволяет

уменьшить другие размеры ЛА и снизить его общее лобовое сопротив-

ление, что приводит к увеличению максимальной скорости. Кроме того,

применение механизации повышает Cya

на углах атаки, соответствую-

щих режимам разбега и взлета. Это позволяет сократить длину разбега

при взлете и длину пробега при посадке. Уменьшение послепосадочно-

го пробега достигается также в результате увеличения лобового сопро-

тивления за счет увеличения угла атаки еще на этапе планирования.

Различают три вида средств механизации по выполняемым ими фун-

кциям:

средства механизации для увеличения несущей способности крыла

Cya

S;

средства механизации для увеличения коэффициента лобового со-

противления Cxa

;

комбинированные средства, обеспечивающие безотрывное обтека-

ние крыла вблизи критического угла атаки, а также предназначенные

для оптимизации полетной формы профиля и крыла в целом при изме-

няющихся режимах движения ЛА.

Увеличение несущей способности крыла достигается либо за счет

увеличения коэффициента подъемной силы Cya

, либо за счет увеличе-

ния площади крыла, либо за счет увеличения того и другого одновре-

менно. Возрастание подъемной силы обеспечивается путем изменения

кривизны профиля, изменения площади крыла, управления погранич-

ным слоем, струйного эффекта.

Изменение кривизны профиля достигается путем отклонения вниз

всей хвостовой части крыла или только ее нижней поверхности. В пер-

вом случав применяются закрылки, которые могут быть простыми и

выдвижными, с одной профилированной щелью и многощелевыми (рис.

13, а, б, в, г).

21

Во втором случае используются простые и выдвижные щитки (рис. 14,

а, б). При этом с увеличением кривизны профиля возрастает подъемная

сила и лобовое сопротивление крыла, а критический угол атаки несколько

уменьшается.

Использование профилированной щели на щелевых закрылках также

повышает их эффективность за счет предотвращения срыва потока на вер-

хней поверхности крыла вблизи его задней кромки. Эффективность выд-

вижного щитка выше, так как при этом увеличивается площадь крыла.

При взлете закрылки и щитки обычно отклоняются на 15–20 град, при

посадке – на 35–50 град. Закрылки и щитки занимают 60–70% размаха

крыла и располагаются между фюзеляжем и элеронами. Относительная хор-

да их составляет 25–30% хорды крыла.

На высокоскоростных ЛА с острыми и тонкими профилями крыльев

применяют отклоняющийся носок, который обычно работает в комбина-

ции с закрылком (рис. 15). При отклонении вниз носок становится при-

мерно по потоку, что затягивает срыв потока и приводит к увеличениюCyamax . Однако в некоторых случаях приходится искусственно вызывать

срывные явления в районе корневых сечений крыла, чтобы тем самым ис-

ключить развитие срывов на консольной части крыла, которые приводят к

нарушению поперечной, а на ЛА со стреловидными крыльями – и про-

дольной, балансировки. В качестве таких средств используются: аэродина-

мические гребни, наплывы, запилы, установка специальных турбулизато-

ров вблизи передней кромки крыла – устройства, обеспечивающие начало

срыва в корневых частях крыла. К таким очень важным с точки зрения

безопасности полета устройствам относятся передние щитки или щитки

Крюгера, (рис. 16). Обычно их устанавливают в корневой части и приме-

няют совместно с предкрылками, которые в этом случае ставят на пере-

дних концевых частях крыла.

Рис. 13

Рис. 14 Рис. 15 Рис. 16

а) б) в) г)

δз

δз

δзδ1

δщ δщ

δн

а) б)

22

В целях повышения несущей способности и предотвращения срыва по-

тока на крыле используется управление пограничным слоем (УПС). Вбли-

зи задней кромки крыла это осуществляется либо приданием дополнитель-

ной кинетической энергии подторможенному потоку путем сдува погра-

ничного слоя струей газа (рис. 17, а), либо отсосом внутрь крыла части

потока в объеме заторможенного пограничного слоя (рис. 17, б).

При этом могут использоваться закрылки со сдувом пограничного

слоя (рис. 18) и реактивные закрылки (рис. 19). Прирост коэффициента

подъемкой силы ∆Cya при сдуве пограничного слоя с закрылков опреде-

ляется выражением

yaC ACµ∆ = ,

где А = 18–20 – для стреловидных крыльев при больших углах отклоне-

ний закрылков; Cµ – безразмерный коэффициент импульса струи, про-

порциональный секундному расходу газа и скорости истечения струи

через щель. Он определяется из соотношения

2,

2

RCV S

µ =ρ

где R = mV1 – реактивная сила; m – секундная масса воздуха, выходяще-

го из щели; V1 – скорость истечения струи.

Практически возможные значения Cµ при отборе воздуха от двига-

теля колеблются в пределах Cµ ≈ 0,04–0,06, что дает возможность обес-

печить прирост подъемной силы почти вдвое по сравнению с обычны-

ми закрылками. Причем этот прирост (рис. 20) обеспечивается, в ос-

новном, за счет проекции реактивной силы зsin( )RY R= α + δ ; δз– угол

отклонения закрылка. Применяя реактивные закрылки, можно увели-

чить Cyamax в 10 и более раз, но для этого требуется большой расход

газа.

Иногда в целях увеличения Cyamax вместо обычных элеронов приме-

няются элероны-закрылки или, так называемые зависающие элероны,

Рис. 17 Рис. 18 Рис. 19

δз

а) б)

23

которые могут одновременно отклоняться вниз как закрылки и рабо-

тать как элероны.

При сдуве пограничного слоя вблизи передней кромки носовая часть

крыла на некотором участке размаха выполняется в виде отдельного

устройства – предкрылка. Предкрылок может управляться летчиком или

работать автоматически. В последнем случае выдвижение предкрылка

происходит под действием аэродинамических сил. При этом на малых

углах атаки (рис. 21, а) такие силы прижимают предкрылок к носку

крыла, на больших, наоборот, отводят его вперед от носка крыла (рис.

21, б), образуя с крылом профилированную щель (рис. 21, а, б). Воз-

душный поток, вырывающийся из щели, обладает большой касатель-

ной скоростью и смещает точку отрыва к задней кромке крыла. Это

увеличивает Cyamax и αкр (рис. 22).

В качестве средств, увеличивающих лобовое сопротивление, исполь-

зуются тормозные щитки, находящиеся на фюзеляже или оперении, а

δз

Рис. 20 Рис. 21

Рис. 23Рис. 22

(α+δз)

α

α

YR= Rsin (α+δз)

R

V

а)

б)

α

R

V∞

R

α

V∞

ααкрαкрαкр

С предкрылком

Без предкрылка

Со щитом

Cya

24

также воздушные тормоза (рис. 23), ус-

танавливаемые на крыле. Последние

имеют вид решеток или отдельных плас-

тин, располагающихся на верхней и ниж-

ней поверхностях крыла и убирающихся

внутрь крыла в специальные щели. В качестве воздушных тормозов

могут использоваться интерцепторы (рис. 24).

Что касается комбинированных средств механизации, то здесь,

прежде всего, необходимо указать на так называемое адаптивное кры-

ло, имеющее отклоняемые носовую и хвостовую части для измене-

ния кривизны профиля в соответствии с изменением режимов поле-

та. Почти оптимальная конфигурация крыла обеспечивается соот-

ветствующим распределением кривизны вдоль размаха, а также уг-

лом стреловидности.

Основными критериями для установившихся режимов полета, как

известно, являются часовой расход топлива в полете – qч и аэродинами-

ческое качество

KY

X

a

a= .

Удельный часовой расход топлива характеризует экономичность ЛА

и связан с аэродинамическим качеством. Для иллюстрация этой связи

рассмотрим установившийся горизонтальный полет без крена и сколь-

жения, считая при этом угол атаки величиной малой.

В этом случае уравнения движения имеют вид

; ,a aX P Y mg= =где X

a и Y

a – лобовое сопротивление и подъемная сила, действующие на

ЛА; m – масса ЛА; g – ускорение свободного падения.

Учитывая выражение для аэродинамического качества, можно полу-

чить тягу в виде mg

PK

= .

Введем понятие удельного часового расхода топлива Cуд, как отно-

шения часового расхода топлива qч к тяге: Cуд = qч / Р. Тогда выражение

для часового расхода топлива будет иметь вид

qч = Cуд Р = уд

mgC

K.

Следовательно, увеличение аэродинамического качества K позволяет

снижать часовой расход топлива в полете.

Рис. 24

25

Основными аэродинамическими эффектами, используемыми для управ-

ления аэродинамическими характеристиками ЛА являются:

управление кривизной профиля крыла с целью обеспечения максималь-

ного аэродинамического качества при требуемых значениях коэффициента

подъемной силы;

уменьшение лобового сопротивления при крейсерских режимах полета;

снижение потерь аэродинамического качества на балансировку;

компенсация смещения центра давления путем выпуска дестабили-

зирующих аэродинамических поверхностей, изменяющих положение фо-

куса ЛА.

Таким образом, для адаптивного управления ЛА целесообразно исполь-

зовать средства механизации при изменении кривизны профиля и управ-

лении углом стреловидности крыла. В случае применения так называемых

«интегральных» отклоняемых носков и закрылков (рис. 25), получают се-

мейство поляр, а затем и огибающую поляру.

Огибающей поляре соответствует максимальное аэродинамическое ка-

чество Kmax (рис. 26), так как тангенс угла наклона каждой касательной,

проведенной из начала координат к отдельной поляре, определяет макси-

мальное аэродинамическое качество. Нетрудно сделать вывод о том, что

применение адаптивной системы управления кривизной профиля крыла

позволяет добиться максимально возможного K = Kmax при требуемых зна-

чениях Cya. Зависимости K от угла стреловидности χ и числа М (число

Маха) полета дают возможность построения кривых Kmax(M) (рис. 27)

и opt ( )Мχ (рис. 28). Последняя зависимость представляет собой програм-

му управления оптимальным углом стреловидности крыла в зависимости

от числа М полета. Таким образом, имеется принципиальная возможность

создания так называемого адаптивного крыла с соответствующей сис-

темой автоматического управления.

Адаптивное крыло дает возможность производить:


–7,5 градC

ya

Cxa

0

25

–5 град

0

20

26

оптимизацию аэродинамического качества при всех требуемых зна-

чениях Cya

;

управление ЛА по крену;

изменение аэродинамической нагрузки (распределение местных аэро-

динамических сил по размаху крыла) с целью снижения изгибающего

момента в корневой части крыла (у фюзеляжа) при больших перегруз-

ках, а также с целью снижения воздействия атмосферной турбулентно-

сти (подавление упругих деформаций) на конструкцию ЛА.

Важной особенностью ЛА со стреловидным и треугольным крылом

является значительное увеличение запаса продольной статической ус-

тойчивости на сверхзвуковых скоростях. Смещение аэродинамического

фокуса назад может быть скомпенсировано установкой на ЛА выпуска-

емых в полете специальных дестабилизаторов, размещаемых впереди

центра давления.

Методические указания к выполнению работы

При проектировании ЛА режимы взлета и посадки во многом определя-

ют требования к ЛА и его системам. Взлет и посадка являются наиболее

напряженными этапами полета, поэтому к ним предъявляются жесткие тре-

бования по обеспечению безопасности, а действия летчика регламентиру-

ются нормами летной годности самолета (НЛГС).

Взлет ЛА – движение от начала разбега до достижения безопасной

скорости и высоты полета. Безопасная скорость ЛА определяется дос-

тижением необходимого уровня устойчивости и управляемости, а безо-

пасная высота полета по международным нормам равна 10,7 м. Таким

образом, дистанция взлета Lв состоит из длины разбега L1 и длины воз-

душного участка L2 .

Перед началом разбега механизация крыльев ЛА переводится во взлет-

ное положение. Для этого закрылки отклоняются на 15–20 град, чтобы не


Kmax

M0

10

01,0

χopt

M1,0

40

80

27

допустить значительный прирост коэффициента лобового сопротивления

Cxa

. Отклонение закрылков на большие углы (до 35 град) осуществляется в

режиме «посадка», когда должна быть обеспечена максимальная подъем-

ная сила, а большое сопротивление играет положительную роль гасителя

скорости.

После получения разрешения на взлет летчик переводит двигатель

на взлетный режим, отпускаются колесные тормоза и ЛА начинает дви-

жение с ускорением на трех точках с углом атаки, равным стояночному

положению (a = aст). Как только ЛА достигнет скорости V = Vп ст (Vп.ст –

скорость поворота стабилизатора), при которой аэродинамические рули

становятся достаточно эффективными, выполняется поворот стабили-

затора (руля высоты), приводящий к плавному подъему передней стой-

ки шасси и увеличению угла атаки до величины a = aотр, при которой

ЛА отрывается от земли. Дальнейший рост скорости происходит при

движении ЛА на двух точках до тех пор, пока сумма подъемной силы и

проекции тяги на вертикаль не превысит силу тяжести. После отрыва

ЛА набирает безопасную высоту и увеличивает скорость от Vотр до бе-

зопасной скорости.

За взлетом следует начальный набор высоты до достижения высоты

Н = 400 м со скоростью, большей безопасной скорости. В процессе вы-

полнения этого этапа убирается шасси, а механизация переводится в

основное полетное положение; при необходимости меняется угол уста-

новки стабилизатора (руля высоты).

Таким образом, основными параметрами нормального взлета являются

характерные скорости Vп.ст,Vотр, характерные углы атаки aст, aотр и взлет-

ная дистанция L. При расчетах полной взлетной дистанции Lпол учитыва-

ется дальность начального набора высоты до H = 400 м.

Посадка ЛА – заключительный этап полета, включающий снижение с

высоты 15 м до касания взлетно-посадочной полосы (ВПП) и движение по

ВПП с торможением до остановки. Посадочная дистанция Lп состоит из

дистанции воздушного участка L1 и длины пробега L2.

Собственно посадке предшествует маневр захода на посадку с высо-

ты H = 400 м. На этой высоте ЛА переходит к снижению с заданным

углом глиссады Θгл = –2 град 40 мин. Управление при заходе на посадку

происходит по радиосигналам ближнего приводного радиомаяка (БПРМ)

и глиссадного радиомаяка (ГРМ). Они обеспечивают выход ЛА к кром-

ке ВПП на высоте Н = 15 м. Основными параметрами нормальной по-

садки являются характерные скорости: скорость захода на посадку Vз.п и

28

скорость на высоте Н = 15 м (V15). Скорость захода на посадку пример-

но равна скорости на высоте Н = 15 м ( Vз.п = V15). При этом должны

быть обеспечены следующие условия безопасности: скорость V15 долж-

на быть не менее 1,3 от скорости сваливания в посадочной конфигура-

ции (δз = 35 град) и не менее 1,05 от эволютивной скорости. Скорость

сваливания характеризует резкое уменьшение аэродинамического каче-

ства ЛА за счет срыва потока со значительной площади верхней повер-

хности крыла. Скорость сваливания соответствует максимальному зна-

чению коэффициента подъемной силы Cyamax. Эволютивная скорость

характеризуется минимальным значением скорости, на которой в слу-

чае внезапного отказа крайнего двигателя обеспечивается балансиров-

ка ЛА только аэродинамическими органами с креном не более 5 град

при выдерживании прямолинейной траектории. Тяга на участке захода

на посадку должна быть не равна нулю, чтобы обеспечить пологое сни-

жение.

Лабораторная работа состоит из двух основных частей:

исследование влияния механизации крыла модели ЛА на его аэроди-

намические характеристики;

определение и анализ взлетно-посадочных характеристик ЛА с уче-

том эффективности механизации крыла.

Экспериментальная часть работы выполняется с целью получить

коэффициенты аэродинамических сил на взлетно-посадочных режимах

полета ЛА.

Модель ЛА, имеющая крыло c механизацией в виде закрылка или

щитка, устанавливается на тензометрические весы. Для заданных уг-

лов отклонения закрылка или щитка в полетном диапазоне углов атаки

определяются составляющие аэродинамической силы, действующей на

модель ЛА, и строятся зависимости коэффициентов этих сил от угла

атаки и углов отклонения закрылка или щитка.

Порядок выполнения экспериментальной части работы

1. Установить модель ЛА или крыла, имеющего один из видов меха-

низации, на державку двухкомпонентных тензометрических весов.

2. Включить трубу и определить установившееся значениеV∞ скоро-

сти потока по формуле

п.в.д

п.в.д

2 sin,V∞

γ ψ= ϕ ρ

l

29

где п.в.дϕ – поправочный коэффициент при определении скорости по

прибору воздушного давления (микроманометру); п.в.дl – показание мик-

романометра; γ – объемный вес жидкости в микроманометре; ψ – угол

наклона трубки микроманометра. Исходные данные для расчета приве-

дены ниже.

3. Определить составляющие полной аэродинамической силы в ско-

ростной системе координат

2 2; ;

2 2

a axa ya

X YC C

V VS S∞ ∞

= =ρ ρ

( )д ; ,a x x a y yX n n K Y n K= − =для трех углов отклонения закрылка или щитка δз= (0, 20 , 40) град в

диапазоне углов атаки α от α = –5 град, до α = 25 град с шагом ∆α = 5 град,

где nх – число делений прибора, пропорциональное силе сопротивления;

nу – число делений, пропорциональное подъемной силе; nд – число деле-

ний прибора, пропорциональное силе сопротивления державки; S –

характерная площадь ЛА или крыла; Kх, Kу – коэффициенты тарировки

тензовесов.

4. Построить зависимости

1 з 2 з

3 з 4 з

( , ), ( , );

( , ), ( , ).

xa ya

yaya xa

xa

C f C f

CC f C K fC

= α δ = α δ

= δ = = α δ

Таблица 4Экспериментальные и расчетные данные

δ α nx–n

дnу

Суа

Сха

K=Суа

/Сха

0 –5

...

25

20 град

–5

...

25

40 град –5

...

25

30

Исходные данные к экспериментальной части:

1. Температура в помещении лаборатории: t °С.

2. Барометрическое давление: B, мм рт. ст..

3. Плотность воздуха: ρ (определяется по таблице в зависимости от

В и t), кг/м3.

4. Поправочный коэффициент при определении скорости: п.в.дϕ = 1,02.

5. Угол наклона трубки микроманометра: ψ = 30 град.

6. Объемный вес жидкости в микроманометре: γ = 8600 Н/м3.

7. Коэффициенты тарировки тензовесов: Kх, Н/дел.; Kу, Н/дел.

8. Характерная площадь ЛА (крыла): S, м2.

Расчетно-аналитическая часть работы связана с определением

взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) ЛА. Расчет и анализ ВПХ

основан на решении уравнений движения ЛА на этапах взлета и посад-

ки. Для выбранных углов атаки на взлете и посадке с учетом эффектив-

ности механизации определяются скорости взлета и посадки ЛА и дли-

ны разбега и послепосадочного пробега. Анализируются способы улуч-

шения BПX.

Порядок выполнения расчетно-аналитической части работы

1. Составить схему сил, действующих на ЛА при разбеге. На рисунке

показать подъемную силу, силу лобового сопротивления, силу тяжести,

силу тяги, реакции опор (шасси), силу трения, стояночный угол атаки,

угол наклона вектора тяги к продольной оси ЛА.

2. Составить уравнения движения центра масс при разбеге-пробеге

ЛА в скоростной системе координат и получить выражение для ускоре-

ния

( )2cos

.2

pxa ya

P VdV Sg f C fCdt mg mg

ϕ ρ= − − −

3. Рассмотреть схему сил, действующих на ЛА в момент отрыва. На

рисунке показать положение продольной оси ЛА по отношению к гори-

зонту, направление вектора скорости, направление вектора тяги, со-

ставляющие полной аэродинамической силы, силу тяжести, угол атаки

при отрыве ЛА (взлетный угол атаки).

4. Определить условие отрыва ЛА и получить выражение для расче-

та скорости отрыва

31

( )отр

отротр

2 sin.

p

ya

G PV

SC

− ϕ + α = ρ

5. Обосновать и выбрать угол атаки αотр в момент отрыва ЛА от

земли. Используя экспериментальные данные экспериментальной час-

ти работы, определить коэффициенты отрyaC с учетом влияния механи-

зации крыла. Построить график, характеризующий влияние механиза-

ции крыла на скорость отрыва ЛА от земли.

6. Получить аналитическое выражение для определения длины раз-

бега (послепосадочного пробега) ЛА. Для этого использовать уравне-

ния движения

21 .2

dV dV dL dV dVVdt dL dt dL dL

= = =

В полученном дифференциальном уравнении разделить переменные

и проинтегрировать левую и правую части. Пределы интегрирования

разбить на два участка, соответствующие длинам разбега L1 и L2. Счи-

тать, что на протяжении всего участка L1 угол атаки равен αст и в конце

его достигается скорость Vп.ст = 0,9 Vотр. В конце участка L2 достигается

угол атаки αотр, а скорость равна скорости отрыва Vотр.

7. Определить длины разбега, используя данные, полученные в п. 5

и данные экспериментальной части работы. Считать, что при разбеге

ЛА величина тяги равна Р = 0,95Рст , где Рст – тяга «на месте» (задается

в исходных данных). Построить графики, характеризующие влияние ме-

ханизации крыла или исходных данных (если они варьируются), на дли-

ну разбега ЛА.

8. Определить условие посадки ЛА к моменту парашютирования

и получить выражение для расчета скорости посадки. Учесть, что за

время парашютирования скорость уменьшается на 5–6%, а тяга дви-

гателей после касания ВПП убирается и соответствует режиму мало-

го газа (Pп = 0,1 Рст), а при возможности реверсирования может быть

отрицательной. Колеса основных стоек при пробеге тормозятся, по-

этому коэффициент трения при пробеге существенно больше, чем

при разбеге: fпр = (0,2–0,3) для сухого бетона.

9. Обосновать и выбрать угол атаки αп в момент посадки ЛА. Ис-

пользуя данные экспериментальной части работы, определить коэффи-

циенты Суап с учетом влияния механизации крыла. Определить скорос-

32

ти посадки ЛА и построить график, характеризующий влияние механи-

зации крыла на скорость посадки.

10. Определить длины пробега ЛА, используя рекомендации п. 8 и

данные, полученные в п. 9. При пробеге на ЛА действуют те же силы,

что и при разбеге.

11. Выполнить анализ полученных данных, рассмотреть способы улуч-

шения взлетно-посадочных характеристик, сформулировать обобщаю-

щие выводы.

Исходные данные к расчетно-аналитической части

1. Вес ЛА при взлете G, H.

2. Вес ЛА при посадке Gп , H.

3. Тяга двигателей “на месте” Pст, H.

4. Площадь крыла S, м2.

5. Угол наклона вектора тяги к оси ЛА ϕр, град.

6. Угол атаки при стоянке ЛА αст , град.

7. Коэффициент трения колес о грунт f.

8. Высота базирования Н, м.

33

2. ИССЛЕДОВАНИЕ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Движение ЛА, как твердого тела, происходит под действием аэроди-

намических и гравитационных внешних сил и моментов. При движе-

нии ЛА относительно воздушной среды на ЛА действуют аэродинами-

ческие силы и моменты, зависящие от параметров его движения и фи-

зических свойств среды. Аэродинамическое воздействие среды на ЛА

определяется его конфигурацией, положением связанной системы ко-

ординат относительно вектора скорости центра масс (ЦМ) ЛА и векто-

ра угловой скорости ЛА как твердого тела. Целенаправленное измене-

ние конфигурации ЛА, например отклонение органов управления, рас-

сматривается как управление полетом. Отклонения параметров воздуш-

ной среды от принятых стандартных значений рассматриваются как воз-

мущения. Такими возмущениями могут быть флуктуации плотности

или температуры, турбулентность атмосферы, ветровые порывы и т.п.

Для обеспечения полета ЛА по требуемой траектории необходимо, что-

бы ЦМ ЛА удерживался на траектории, а также необходимо, чтобы ЛА

удерживал требуемое определенное угловое положение относительно

вектора скорости. Способность ЛА реагировать на отклонения органов

управления называется управляемостью. Статическая управляемость –

способность ЛА под действием рулей уравновешиваться для восстанов-

ления исходного режима полета. Динамическая управляемость – спо-

собность ЛА под действием рулей нарушать равновесие для изменения

режима полета или выполнения маневра.

Реакция ЛА на возмущающие воздействия характеризуется свойства-

ми устойчивости движения. Под устойчивостью движения ЛА понима-

ют его способность самостоятельно, без вмешательства летчика, вос-

станавливать кинематические параметры невозмущенного движения и

возвращаться к исходному режиму после прекращения действия на ЛА

возмущений [1].

Таким образом, понятия устойчивости и управляемости тесно взаи-

мосвязаны и являются важнейшими характеристиками ЛА.

34


Исследование продольной статической устойчивостилетательного аппарата

Цель работы: определение степени продольной статической устой-

чивости ЛA при различных положениях ЦМ.


Реакция ЛА на возмущения параметров движения характеризует-

ся свойством устойчивости движения. Устойчивость ЛА связана с

тремя возможными типами изменения кинематических параметров

во времени. Если при неограниченном возрастании времени реак-

ция на начальное возмущение кинематических параметров стремит-

ся к нулю «затухает», то движение ЛА считается асимптотически

устойчивым. Если с течением времени реакция на это возмущение

не затухает, но и не возрастает, то движение называется устойчи-

вым. Наконец, если с течением времени реакция на начальное воз-

мущение неограниченно возрастает, движение ЛА считается неус-

тойчивым.

В динамике полета большую роль играет понятие продольной ста-

тической устойчивости, которая определяется равновесием сил и мо-

ментов в прямолинейном установившемся полете с закрепленными

рулями. ЛА считается статически устойчивым, если он обладает ус-

тойчивостью без вмешательства летчика или автопилота.

Продольная устойчивость – это устойчивость ЛА в плоскости, па-

раллельной продольной плоскости ЛА. В условиях установившегося

прямолинейного полета, продольный аэродинамический момент (мо-

мент тангажа), действующий на ЛА, может быть записан в виде

2

кр A2z zV

M m S bρ= ;

в0 вz z z zM M M Mα δ= + α + δ ; в

0 вz z z zm m m mα δ= + α + δ ,

где ρ – плотность воздуха; V – скорость ЛА; Sкр

– площадь крыла; bA–

средняя аэродинамическая хорда крыла;

в

в;z z

z zM M

M Mα δ∂ ∂= =∂α ∂δ ;

в

в;z z

z zm m

m mα δ∂ ∂= =∂α ∂δ ;

35

Mz0

– момент тангажа при в

в 0z zM Mα δα + δ = , б в р;α = α δ = δ ;

в 0zα = δ = ω =&& ; αб, δ

р – балансировочные значения угла атаки и руля

высоты.

Средняя аэродинамическая хорда крыла – хорда условного прямоу-

гольного крыла, равновеликого по площади с реальным крылом и име-

ющего, при равных углах атаки, одинаковые с данным крылом полную

аэродинамическую силу и положение центра давления [1].

Предположим, что при неотклоненном руле высоты (δв = 0) кривая

mz = f(α) имеет вид, показанный на рис. 29. В точках 1, 2, 3 m

z = 0 и,

следовательно, при углах атаки α = α1 = α2 = α3 имеет место равновесие

моментов, действующих на ЛА. Углы атаки, при которых осуществля-

ется это условие, называются балансировочными.

Отклонение ЛА от состояния равновесия (балансировки) ведет к по-

явлению продольного момента (mz ≠ 0). Причем уменьшение угла атаки

α1 на величину ∆α ведет к появлению положительного момента (∆mz).

К аналогичному выводу приходим, рассматривая условия равновесия

при α = α3. Уменьшение же угла α2 на ∆α ведет к появлению отрица-

тельного момента. Принимая во внимание правило знаков момента mz

(положительный момент ведет к увеличению угла атаки, отрицатель-

ный момент – к его уменьшению), можем оценить характер равновесия

ЛА в точках 1, 2, 3.

Очевидно в точках 1, 3 ЛА обладает устойчивым равновесием, а в

точке 2 – неустойчивым. Признаком существования продольной стати-

ческой устойчивости является, очевидно, отрицательный угловой ко-

эффициент наклона касательной к кривой mz ( )α при α=αб, т.е. для

статически устойчивого ЛА∂∂αmz < 0 при α=αб; для статически неустой-

чивого ЛА∂∂αmz > 0 при α=αб; для статически нейтрального ЛА

∂∂αmz = 0

при α = αб.


α1 α2 αз

−∆α α

−∆mz

+∆mz

mz

1 2 30 α

mz

12

3

36

Равноценным признаком продольной статической устойчивости ЛА

является угловой коэффициент наклона касательной к кривой mz(C

y),

где – Cy(α) коэффициент подъемной силы ЛА.

Из [6] известно, что т

A

z F

y

m x xC b

∂ −=∂ , где xт – координата ЦМ или

центра тяжести (ЦТ) ЛА; xF – координата фокуса или точки приложе-

ния подъемной силы при изменении угла атаки α.

Аэродинамический фокус – точка профиля ЛА, относительно кото-

рой момент аэродинамических сил имеет постоянное значение, не зави-

сящее от угла атаки. Обычно понимается, как точка приложения равно-

действующей прироста всех аэродинамических сил, вызванного изме-

нением положения ЛА относительно обтекающего его потока.

Взаимное расположение ЦМ и аэродинамического фокуса ЛА суще-

ственно влияет на численную величину критерия устойчивости: чем

дальше отстоит аэродинамический фокус от ЦМ, тем больше «запас»

устойчивости ЛА. Таким образом, если в полете ЦМ ЛА смещается, то

это приводит к изменению “запаса” устойчивости. Чем он больше (кри-

вая 1 на рис. 30), тем более резкой будет реакция ЛА на вывод его из

состояния равновесия. Если же вывод ЛА из равновесия осуществляет-

ся рулями, то это требует больших управляющих моментов, чем при

малых «запасах» устойчивости.


Модель ЛА типа самолета устанавливается в аэродинамической тру-

бе на однокомпонентных тензометрических весах, которые в данном

случае представляют моментный центровой прибор (рис. 31).

Рис. 31

ZV∞

37

Изменение центровки (положения точки крепления державки ве-

сов к модели) осуществляется путем перемещения модели вдоль оси

Oх.

Однокомпонентные тензовесы выполнены таким образом, что гиб-

кие элементы весов реагируют только на составляющую полного аэро-

динамического момента Mz , т.е. весы реагируют только на момент,

вращающий ЛА относительно оси Oz. Ось Oz в данном случае при

установке модели на крыло располагается в вертикальной плоскости

и проходит через вертикальную ось центрового прибора. Необходи-

мо иметь в виду, что при таком положении модели момент силы тя-

жести модели относительно оси Oz равен нулю, так как направление

вектора веса модели параллельно этой оси. Для определения знака

угла атаки необходимо пользоваться правой системой координат, т.е.

в нашем случае положительным является направление оси Oz в сто-

рону опущенного крыла. Действующий на модель момент тангажа

Mz пропорционален выходному сигналу nmz: Mz =nmz

Kmz .

Коэффициент Kmz

представляет собой цену деления регистрирую-

щего прибора, определяемую при тарировке динамометра. Для изме-

нения угла атаки модели служит винт, поворотом которого модель

разворачивается относительно вектора скорости набегающего пото-

ка.

Для проведения исследований необходимо установить модель ЛА

на тензовесах и провести измерения Mz:

1– при неотклоненном руле для различных значений углов атаки

α и трех положений ЦМ относительно крайней передней точки ЛА;

2 – при одном положении ЦМ, но для пяти положений руля высо-

ты при различных значениях α.


αб

−δр

α

mz

+δр

δр

38

Для обработки опытных данных удобно пользоваться табл. 5 и 6. По

результатам исследований необходимо построить зависимости (рис. 33)

p

т

т 0

p p p бconst

( , ) ;

( , ) ; ( )

z z

z z x

m m x

m m

δ =

=

= α

= δ α δ = δ α

Последняя зависимость строится по моментной диаграмме p( , )zm δ α(рис. 32) при условии p( ) 0zm δ = , т.е. отыскивается для αб такое поло-

жение δр, когда ЛА сбалансируется.

Исходные данные и рабочие формулы1. Барометрическое давление в лаборатории B, мм рт. ст.

2. Температура воздуха в лаборатории t, °С.

3. Коэффициент насадка ПВД, ϕ = 1,02.

4. Объемный вес жидкости в микроманометре γ, Н/м3.

5. Массовая плотность воздуха ρ, кг/м3.

6. Длина столба жидкости в микроманометре l , м.

7. Синус угла наклона микроманометра sin ψ.

8. Средняя аэродинамическая хорда крыла модели bA, м.

9. Площадь крыла модели в плане S, м2.

10. Скорость потока в аэродинамической трубе sin

V2γ ψ= ϕ

ρl

, м/с.

11. Коэффициент момента тангажа 2

кр A2

Z Zm mz

n Km

VS b

=ρ

.

Таблица 5Опытные и расчетные данные

nmZX

тУгол атаки, град , дел. m

z

–5

0

5

10

15

20

39

Таблица 6Опытные и расчетные данные


Определение шарнирных моментоворганов управления летательного аппарата

Цель работы: определение шарнирных моментов комплекса руль -

триммер для различных углов перекладки руля и триммера. Построе-

ние балансировочной характеристики.


При рассмотрении вопросов маневренности и управляемости ЛА

большое значение имеют моменты аэродинамических сил, возникаю-

щих на органах управления относительно их осей вращения. Эти мо-

менты называются шарнирными.

Для создания управляющих усилий при производстве соответствующих

маневров рулевые поверхности ЛА должны отклоняться на определенные

углы. Кроме того, эти отклонения должны производиться с определенной

скоростью. Чтобы обеспечить эти требования, необходимо иметь рулевую

машину достаточной мощности для преодоления момента сопротивления

перекладки руля или для преодоления шарнирного момента.

Шарнирный момент Мш считается по-

ложительным, если он стремится увели-

чить угол отклонения руля δр. В соот-

ветствии с рис. 34 можно написать

Мш= –N

рl ,

Рис. 34

nmZ

Mш

δб

l

Nр

0

Ценр

давления

δр, град Угол атаки, град , дел. m

z

–5

0

5

10

15

20

Ось

вращения руля

40

где NP – нормальная к рулю аэродинамическая сила, приложенная в

центре давления руля; l – плечо этой силы. При этом считается, чтоl >0, если ось вращения находится впереди центра давления руля.

Структурная формула для аэродинамического шарнирного момента

любого руля имеет вид

ш ш р а оп ,М m qS b K=где mш – безразмерный коэффициент шарнирного момента; Kоп – коэф-

фициент, характеризующий торможение потока в районе оперения (и

определяемый отношением скоростного напора, действующего на опе-

рение qоп к скоростному напору невозмущенного потока q); Sр, bа – пло-

щадь руля и его хорда соответственно.

Коэффициент шарнирного момента зависит от числа М набегающего

потока, угла атаки α, угла перекладки руля δр, типа и формы руля в плане и

от взаимного расположения оси вращения и центра давления руля.

С возрастанием скоростей полета и с увеличением площади рулевых

поверхностей возрастают и шарнирные моменты, преодоление которых

требует приложения значительных усилий к рычагам управления. Так,

по нормам летной годности самолетов НЛГС-2 для гражданской авиа-

ции принято: при управлении по тангажу перемещение штурвала впе-

ред-назад не более 350 Н, при управлении по крену – не более 200 Н,

при путевом управлении – перемещение педалей не более 700 Н [7].

Поэтому для облегчения техники пилотирования в современной авиа-

ции широко используются различного типа усилители (бустеры), а так-

же конструктивные мероприятия, направленные на уменьшение шар-

нирного момента в виде частичной или полной его компенсации. Они

объединены под общим названием “средства аэродинамической ком-

пенсации рулей”.

Аэродинамическая компенсация – комплекс конструктивных мероп-

риятий, снижающих усилия, потребных для отклонения рулевых повер-

хностей.

Способы аэродинамической компенсации могут быть условно разде-

лены на две группы: уменьшение плеча и создание компенсирующих

аэродинамических моментов с помощью небольших рулей, расположен-

ных на задних кромках основных рулей.

Первая группа включает в себя методы осевой, роговой и внутрен-

ней компенсаций. Вторая группа объединяет различные варианты ис-

пользования сервокомпенсации.

41

Осевая компенсация представляет собой часть площади руля, распо-

ложенной впереди оси вращения, на которой возникает аэродинами-

ческая сила Nк, создающая на плече hк момент, направленный на уве-

личение угла отклонения руля и частично компенсирующий шарнир-

ный момент (рис. 35, 36).

Степень осевой компенсации определяется отношением площади

руля перед осью вращения Sк к общей площади руля Sp в процентах;

для самолетов нормальной схемы она составляет от 15 до 27%. При

расположении оси вращения в центре давления руля получается пол-

ностью скомпенсированный руль, когда шарнирный момент будет

равен нулю. Если расположить ось вращения позади центра давле-

ния, то получается перекомпенсированный руль, что на практике не

допускается.

Роговая компенсация аналогична осевой, но часть поверхности

руля или элерона, вынесенная также перед осью вращения, размеще-

на в концевой части руля или элерона в виде “рога” (рис. 37). Сте-

пень роговой компенсации составляет от 6 до 12%.

При внутренней компенсации компенсирующая поверхность руля

или элерона перед осью вращения заключена в камеру с прорезами,

расположенную внутри крыла и разделенную герметичным гибким

устройством. Внутренняя компенсация (рис. 38) предпочтительно ис-

пользуется для уменьшения шарнирного момента элеронов. При от-

клонении элерона через щели 1 и 3 между элероном и крылом в по-

лость крыла распространяется то давление, которое возникает на за-



Mш

Nр

Ценр

давления

MкNк

hк

Ось вращения

Ось вращения

Ось вращения1

3

2

Y

l

42

сасывающей и нагнетающей поверхностях элерона. Это давление

воздействует на часть руля впереди оси вращения так же, как и в

случае осевой компенсации. Гибкая непроницаемая диафрагма 2, раз-

деляющая верхнюю и нижнюю чести полости крыла, препятствует

перетеканию воздуха из зоны повышенного давления в зону пони-

женного давления.

Сервокомпенсация – использование рулевой поверхности, состав-

ляющей часть поверхности основного органа управления, отклоне-

ние которой в сторону, противоположную отклонению основного

органа управления, позволяет уменьшить шарнирный момент. Раз-

личают сервокомпенсаторы: пружинный, кинематический, серворуль

и триммер.

В сервокомпенсаторе угол отклонения вспомогательной рулевой

поверхности связан с углом перекладки основного руля. За счет жес-

ткой тяги (рис. 39), соединяющей малый руль с неподвижной стаби-

лизирующей поверхностью, при отклонении большого руля в одну

сторону, малый руль автоматически отклоняется в противополож-

ную сторону и создает момент, частично компенсирующий шарнир-

ный момент большого руля. Степень сервокомпенсации составляет

от 4 до 7%.

Если вместо жесткой тяги будет иметь место механизм раздвиж-

ной тяги (рис. 40), то шарнирный момент на руле компенсируется



Жесткая тяга Механизм раздвижной тяги

Тяга управления Тяга управления

К штурвалу

К летчикуК штурвалу

43

независимым от основного руля отклонением триммирующей повер-

хности. Такое устройство принято называть триммером-флеттнером.

Триммер представляет собой самостоятельный небольшой руль на

задней кромке основного руля с индивидуальным управлением из

кабины летчика (рис. 41). С помощью триммера можно не только

частично, но и полностью скомпенсировать шарнирный момент. В

полете часто используется триммер для обеспечения балансировки

ЛА при длительном удержании руля в отклоненном положении.

Серворуль представляет собой такой же маленький руль, соеди-

ненный жесткой проводкой с ручкой управления и предназначенный

для отклонения основного руля (рис. 42). С основным рулем провод-

ка управления соединена шарнирно, и усилий на него не передает.

При отклонении ручки управления отклоняется серворуль. Момент,

который он создает, приводит к отклонению основного руля. Угол

отклонения основного руля определяется углом отклонения сервору-

ля или углом отклонения ручки управления.


Схема установки для определения коэффициента шарнирного мо-

мента комплекса руль высоты – триммер приведена на рис. 43. Уста-

новка состоит из вертикально расположенного стабилизатора 1, руля

высоты 2 и триммера 3. Модель установлена на тензометрических

весах, укрепленных на массивном основании. Стабилизатор и руль

имеют симметричный профиль, вследствие чего при нулевом угле

атаки с неотклоненным рулем на них не возникает подъемной силы.

Руль вращается на оси 4 с отсчетом углов по лимбу 5. От оси 4 кру-

тящий (шарнирный) момент передается на чувствительный элемент

Рис. 43

1 32

V∞

4

6

5

44

весов 6. Знаки углов отклонения руля в эксперименте задаются про-

извольно.

Шарнирный момент, воспринимаемый чувствительными элемен-

тами, регистрируется в виде делений шкалы прибора, измеряющего

ток pазбаланса мостовой схемы, в плечах которой включены прово-

лочные тензодатчики.

Этот момент представляется в виде

Mш= Kш n,

где Kш – цена деления шкалы прибора, Нм/дел.; n – количество деле-

ний на шкале прибора.

Величина Kш определяется предварительно путем тарировки тен-

зометрической станции и приводится в исходных данных к лабора-

торной работе.

Триммер, являясь частью руля высоты, имеет свою ось враще-

ния и фиксатор отсчета углов поворота. Отклоняя триммер в сторо-

ну, противоположную отклонению руля, можно уменьшить шарнир-

ный момент, возникающий на руле, определить эффективность рабо-

ты триммера и значения углов отклонения руля и триммера, при ко-

торых шарнирный момент будет равен нулю. Это дает возможность

построить балансировочную характеристику.

После определения коэффициентов шарнирных моментов следует

построить диаграмму зависимости коэффициента шарнирного момен-

та от угла отклонения руля высоты при различных фиксированных

углах отклонения триммера ( )ш р тр,m f= δ δ (рис. 44). На основании

полученной диаграммы строится балансировочная кривая δтр= f(δр)

(рис. 45).


mш δтр

δр

δтр= 0

δтр< 0

δтр> 0

δр

45

Для практических расчетов удобно пользоваться приводимой ниже

табл. 7.

Таблица 7

Экспериментальные и расчетные данные

Исходные данные и рабочие формулы

1. Температура воздуха в помещении лаборатории t, °С.

2. Барометрическое давление В, мм рт. ст..

3. Плотность воздуха ρ, кг/м3.

4. Объемный вес жидкости в микроманометре γ, Н/м3.

5. Показания микроманометра, связанного с ПВД l , м.

6. Поправочный коэффициент ПВД ϕ.7. Коэффициент, характеризующий наклон трубки микроманометра

sinψ.

8. Размах оперения L, м.

9. Хорда руля высоты вместе с триммером bP, м.

10. Площадь руля с триммером SP, м2.

11. Скорость воздушного потока 2 sin

Vγ ψ= ϕ ρl

, м/с.

12. Тарировочный коэффициент тензовесов: Kш.

13. Величина шарнирного момента Мш = Kш n, Н⋅м.

14. Коэффициент шарнирного момента ш

ш 2

р р2

Мm

VS b

=ρ

.

δтр

, град δР, град n, дел. M

ш=K

шn, Hм m

ш

0

+10

+20

+30

–10

–20

–30

46

Библиографический список

1. Боргест Н. М., Данилин А. И., Комаров В. А. Краткий словарь авиа-

ционных терминов / Под ред. В. А. Комарова. М.: МАИ, 1992. 224 с.

2. Шульженко М. Н. Конструкция самолетов: Справочник. М.: Ма-

шиностроение, 1971. 416 с.

3. ГОСТ 20058-80. Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Тер-

мины, определения и обозначения. М.: Комитет стандартов, 1981. 52 с.

4. Мельников П. А., Сычев И. Л., Филиппов Н. Ф. Курс газогидродина-

мики. Л.: ЛВИКА им. А.Ф. Можайского, 1968. 746 с.

5. Микеладзе В. Г., Титов В. М. Основные геометрические и аэро-

динамические характеристики самолетов и ракет: Справочник. М.: Ма-

шиностроение, 1990. 144 с.

6. Петунин А. Н. Методы и техника измерений параметров газового

потока. М.: Машиностроение, 1972. 332 с.

7. Клумов А. С. Продольная устойчивость и управляемость манев-

ренного ЛА. М.: Машиностроение, 1988. 196 с.

47

Cодержание

1. Анализ зависимости аэродинамических характеристиклетательного аппарата от полетной конфигурации .................. 3

Лабораторная работа 1. 1. Влияние механизации крыла

на его аэродинамические характеристики................................. 6

Лабораторная работа 1. 2. Влияние обтекателей полезной

нагрузки на аэродинамические характеристики летательного

аппарата ......................................................................................... 13

Лабораторная работа 1. 3. Исследование влияния механи-

зации крыла на взлетно-посадочные характеристики

летательного аппарата ................................................................. 18

2. Исследование устойчивости и управляемости летательногоаппарата ............................................................................................... 33

Лабораторная работа 2. 1. Исследование продольной

статической устойчивости летательного аппарата .................. 34

Лабораторная работа 2. 2. Определение шарнирных момен-

тов органов управления летательного аппарата ....................... 39

Библиографический список .................................................................... 46

Учебное издание

Богословский Сергей Владимирович

Дорофеев Александр Дмитриевич

Зегжда Игорь Сергеевич

Любимов Игорь Александрович

Кокошкин Роман Николаевич

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ

В АЭРОДИНАМИКЕ

Лабораторный практикум

Редактор А. В. Семенчук

Компьютерная верстка А. Н. Колешко

Лицензия ЛР №020341 от 07.05.97. Сдано в набор 12.03.01. Подписано к печати 24.04.01.

Формат 60×84 1/16. Бумага тип. №3. Печать офсетная. Усл. печ. л. 2,79. Усл. кр.-отт. 2,99.

Уч. -изд. л. 3,0. Тираж 100 экз. Заказ №

Редакционно-издательский отдел

Лаборатория компьютерно-издательских технологий

Отдел оперативной полиграфии

СПбГУАП

190000, Санкт-Петербург, ул. Б. Морская, 67