Студопедия Главная Случайная страница Обратная связь

Разделы: Автомобили Астрономия Биология География Дом и сад Другие языки Другое Информатика История Культура Литература Логика Математика Медицина Металлургия Механика Образование Охрана труда Педагогика Политика Право Психология Религия Риторика Социология Спорт Строительство Технология Туризм Физика Философия Финансы Химия Черчение Экология Экономика Электроника

Определение коэффициента момента тангажа и фокуса по углу атаки самолета.




Момент тангажа самолета создается крылом, горизонтальным оперением, фюзеляжем и всеми несущими надстройками и подвесками, если они имеются.

Коэффициент момента тангажа самолета: , где момент аэродинамических сил самолета относительно оси z, S площадь крыла с подфюзеляжной частью, скоростной напор невозмущенного потока.

При малых углах атаки можно принять зависимость коэффициента mz от углов атаки (mz = f(a)) линейной. Тогда , где угол атаки самолета; производная коэффициента момента тангажа по углу атаки, имеющая порядок:

» 0.002 …0.01 » 0.1 …0.6

(3.1)

Здесь производные коэффициентов подъемной силы по углу атаки, соответственно, изолированного фюзеляжа (п. 2.1), консольных частей крыла, горизонтального оперения (п 2.2), изолированных мотогондол и других элементов конструкции самолета, при обтекании которых может возникать подъемная сила;

коэффициенты, учитывающие интерференцию крыла и горизонтального оперения с фюзеляжем (п. 2.3);

коэффициенты торможения потока у крыла, горизонтального оперения, какоголибо элемента конструкции самолета (п 2.4.3);

коэффициенты эффективности крыла и горизонтального оперения, соответственно (п. 2.4.1, 2.4.2);

При малых углах атаки нормальная сила практически не отличается от подъемной силы, поэтому в формуле (3.1) производные можно заменить на производные для самолета и всех его частей.

(3.2)

соответственно расстояния от фокуса консольных частей крыла, го, изолированного фюзеляжа, jй подвески или мотогондолы до оси Z (рис 3.1), которые можно определить по чертежу эквивалентной компоновки с учетом его масштаба или рассчитать эти размеры по данным геометрии эквивалентной схемы самолета. Ось Z согласно ГОСТу проходит через центр масс самолета в сторону правого крыла самолета. Если положение центра масс неизвестно, то ось Z проводят через переднюю кромку САХ крыла с подфюзеляжной частью. Знаки определяются согласно ГОСТу. В случае, когда подъемная сила поверхности, приложенная в ее фокусе, создает относительгно оси Z кабрирующий момент, то знак момента Mz ”+”, если пикирующий то ””.

Положения фокуса консольных частей крыла и го определяются по графикам рис. 3.23.5.,где , для консоли крыла , для консоли го .

Положение фокуса крыла сложной формы в плане определяется по соотношению:

,

где : где производная для 1го крыла (рис.1.5), производная для 2го крыла, - площадь 1го крыла, - площадь 2го крыла, ,

Положение фокуса фюзеляжа определяется по соотношению:

, (3.3)

где коэффициент рассчитывается относительно оси , проходящей через нос фюзеляжа; производные коэффициента подъемной силы по углу атаки, соответственно, фюзеляжа, его носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части; расстояния от фокусов носовой части с учетом влияния цилиндра, кормовой части до оси . Знаки плеч в формуле (3.3)те же, что и в формуле (2.2)

Рис. 3.1

Рис 3.2

Рис 3.3

Рис 3.4

Рис 3.5

Рис. 3.6

Фокус кормовой части можно принять на середине ее длины 0.5Lкорм .

Координата фокуса кормовой части .

Координата фокуса носовой части определяется по формуле:

, (3.4)

где , длина и объем носовой части фюзеляжа;

учитывает смещение фокуса под влянием числа Маха и определяется по графику рис. 3.6. в зависимости от параметров и .

Для определения координат фокусов частей самолета относительно носка САХ крыла с подфюзеляжной частью необходимо нанести их на чертеже эквивалентной компоновки (рис. 3.1) и снять координаты .

Далее по формуле 3.2 рассчитывается коэффициент .

Положение фокуса самолета при малых углах атаки определяется из соотношения:

;

. (3.5)

полученное из соотношения (3.5) положение фокуса самолета необходимо нанести на чертеже эквивалентной компоновки (отложить от носка САХ крыла с подфюзеляжной частью и перенести на ось Х).

При наличии мотогондол и подвешиваемых грузов их фокус рассчитывается аналогично фокусу фюзеляжа. Сила, создающая момент тангажа приложена в фокусе мотогондолы или подвески. Плечо в формуле 3.2 для каждой мотогондолы или подвески также может быть определено по чертежу эквивалентной компоновки.

В первом приближении интерференцией самолета и подвешиваемых грузов можно пренебречь.







Дата добавления: 2015-10-19; просмотров: 1159. Нарушение авторских прав


Рекомендуемые страницы:


Studopedia.info - Студопедия - 2014-2020 год . (0.004 сек.) русская версия | украинская версия