Определение балансировочных углов атаки

Аэродинамическая компоновка нормальной схемы,

Коэффициент подъемной силы самолета при его балансировке

а) Статический устойчивый самолет ( ) (рис. 6.1)

Рис 6.1

(6.13)

В пределах малых углов атаки

где (6.13^/)

б) статически неустойчивый самолет ( ) (рис. 6.2)

Рис 6.2

(6.14)

В пределах малых углов атаки

где (6.14^/)

6.3.2. Аэродинамическая компоновка схемы "Утка".

а) статический устойчивый самолет ( ) (рис. 6.3)

Рис. 6.3

(6.15)

,

В пределах малых углов отклонения ПГО и

где (6.15^/)

б) статически неустойчивый самолет ( ) (рис. 6.4)

Рис 6.4

(6.16)

В пределах малых углов атаки и

где (6.16^/)

6.4.1. Построение зависимости при известном значении (формула 3.1 раздел 3) (рис. 6.5).

Рис. 6.5

6.4.2. Определение или

(6.17)

где определяется по формулам (6.4), (6.6), (6.7), – формулам (6.8), (6.9), (6.10). Для нормальной аэродинамической компоновки изменение коэффициента момента тангажа от отклонения управляющих поверхностей на угол или (отклонение против часовой стрелки), при или (отклонение по часовой стрелке).

В случае отклонения ПГО на угол или – , при или – .

6.4.3Определение . На графике (Рис. 6.5) отложить по оси , значение или при значениях () или () и провести прямые, параллельные зависимости . Точки пересечения этих прямых с осью углов атаки определяет значения углов атаки () при , при ). Балансировочный угол атаки можно определить из DАОВ (рис.6.5).

(6.18)

при этом необходимо проследить размерность [1/град] или [1/рад]. Размерность определяется размерностью .

6.4.4. Определение

– формулы (6.13^/),(6.14^/),(6.15^/),(6.16^/), – по графику рис. 6.5 или формула(6.18).

6.5. Построение балансировочной поляры самолета при .

6.5.1. Построение исходной поляры (обе ветви поляры при и ) в соответствии с проведенным расчётом при неотклоненных рулевых поверхностях. При этом предполагалось , , т.к. эквивалентная схема компоновки заданного самолета принята симметричной относительно плоскости XОZ. Исходная поляра 1 на рис.6.6

6.5.2 Определение .

– приращение коэффициента сопротивления от отклонения управляющих поверхностей в продольной плоскости. Аналогично

, – производные коэффициентов изолированных консолей ГО и ПГО.

6.5.3. Построение балансировочной поляры статически устойчивого самолета нормальной аэродинамической компоновки при и отклонении горизонтального оперения при балансировке на угол ± j.

На рис. 6.6:

1) По оси откладывается от т. О или .

2) По оси от точки откладывается значение при , точки О" и О'

3) Построение поляр самолета 2 и 3 при отклонении горизонтального оперения на балансировке: смещение исходной поляры 1 таким образом, чтобы т. О совпала с т. О¢ – поляра 2 и с т. О" – поляра 3, На полярах 3 и 2 точки А и В, соответствующие самолета при .

4) Точки АОВ соединяются. Полученная кривая – балансировочная поляра. В т. О, О¢, О" касательные к этим полярам перпендикулярны оси . Отвал балансировочной поляры , больше отвала исходной поляры 1, что определяет потери на балансировку.

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.

Дата добавления: 2015-07-13