Момент тангажа горизонтального оперения
Для обеспечения продольной устойчивости и управляемости самолета нормальной схемы и схемы "утка" служит горизонтальное оперение, которое может состоять из управляемого стабилизатора, из подвижного стабилизатора и руля высоты и из неподвижного стабилизатора и руля высоты. Профиль горизонтального оперения, как правило, симметричный, а относительная толщина не превосходит относительную толщину профиля крыла.
Рассмотрим схему аэродинамических сил, действующих на горизонтальное оперение в установившемся прямолинейном полете (рис. 3).
Рис.3. Схема аэродинамических сил, действующих на горизонтальное оперение
самолета нормальной схемы
Нормальная и продольная аэродинамические силы приложены в центре давления горизонтального оперения. Поскольку момент от силы мал, то в дальнейшем будем им пренебрегать. Поэтому момент тангажа горизонтального оперения относительно оси , проходящей через центр масс самолета можно приближенно принять равным
, (2.12)
учитывая, что нормальная и подъемная аэродинамические силы близки.
Здесь - плечо горизонтального оперения, за которое приближенно принимают длину проекции на продольную ось самолета отрезка, соединяющего заданную точку на САХ крыла {обычно в диапазоне центровок самолета) с точкой, лежащей на 1/4 САХ горизонтального оперения. Для самолета нормальной схемы , а для самолета схемы "утка" .
Определим аэродинамическую подъемную силу горизонтального оперения при нейтральном положении органов управления:
, (2.13)
где - площадь горизонтального оперения; - скоростной напор потока воздуха на горизонтальном оперении. Вследствие торможения воздуха
, (2.14)
где - коэффициент торможения потока в области горизонтального оперения, равный 0,85...0,95 на дозвуковых и 0,7...0,85 на сверхзвуковых скоростях полета.
Как обычно , и тогда
. (2.15)
Определим угол атаки горизонтального оперения (рис.4)
Рис.4. Определение угла атаки горизонтального оперения
Из рисунка следует, что
, (2.16)
где - угол атаки крыла;
- угол установки стабилизатора ( , если задняя кромка стабилизатора отклонена вниз);
-угол скоса потока в области горизонтального оперения.
В достаточно широком диапазоне углов атаки средний угол скоса потока имеет линейную зависимость от :
, (2.17)
где - угол скоса потока при нулевой подъемной силе самолета без горизонтального оперения.
Имея ввиду, что
и , (2.18)
получим следующее выражение для определения угла скоса потока:
, (2.19)
где .
На величину существенное влияние оказывает сжимаемость воздуха. На рис.5 показан примерный вид зависимости от числа полета самолета.
Рис. 5. Примерный характер изменения угла скоса потока в области оперения от числа М
С учетом (2.19) выражение (2.16) примет вид:
. (2.20)
Поскольку , то .
Следовательно
, (2.21)
(2.22)
Поделив на , получим
(2.23)
где - безразмерный момент площади горизонтального оперения относительно центра масс. Это важный параметр самолета, сильно влияющий на его продольную устойчивость и управляемость. У современных самолетов величина составляет от 0,18 до 0,6 и более.
Продифференцируем по :
. (2.24)
Эта величина называется коэффициентом эффективности стабилизатора.
Введем обозначение .
Эта величина называется коэффициентом момента тангажа горизонтального оперения при нулевой аэродинамической подъемной силе ( ) и нулевом угле установки стабилизатора ( ).
Обозначим .
Эта величина учитывает смещение фокуса самолета из-за влияния горизонтального оперения.
У самолета нормальной схемы , и, следовательно, , т.е. фокус самолета относительно точки (положение фокуса самолета без горизонтального оперения) сдвинут назад.
У самолета схемы "утка" , и, следовательно, , т.е. фокус самолета сдвинут вперед относительно точки .
Таким образом, окончательно можно записать
. (2.25)
Дата добавления: 2016-06-29; просмотров: 3388;