Text
                    

А. А. ЛЕБЕДЕВ, Л. С. ЧЕРНОБРОВКИН ДИНАМИКА ПОЛЕТА БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Издание второе, переработанное и дополненное Под редакцией д-ра техн. наук. проф. А. А. ЛЕБЕДЕВА Допущено Министерством высшего и среднего специального образования СССР в качестве учебного пособия для высших технических учебных заведений Москва «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 1973
лзз УДК 629.7.015(075.8) Лебедев А. А., Чернобровкин Л. С Динамика полета бес- пилотных летательных аппаратов. Учебное пособие для вузов. Изд. 2-е, переработанное и доп. М., «Машиностроение», 1973, 616 с. В книге изложены вопросы аэродинамики н динамики по- лета беспилотных летательных аппаратов в атмосфере Земли. Более полно, чем в первом издании, рассмотрены уравнения движения летательных аппаратов, изложены приближен- ные методы расчета аэродинамических характеристик аппара- тов различных аэродинамических схем и компоновок. В отли- чие от первого издания эти методы учитывают нелинейность аэродинамических характеристик, что позволяет производить расчеты при больших значениях углов атаки, скольжения и от- клонения органов управления в широком диапазоне чисел М. В 'книге рассмотрены траекторные задачи динамики полета и динамические свойства летательного аппарата как объекта управления. В новом издании дан анализ более широ- кого круга аэродинамических схем и включен ряд дополни- тельных вопросов, например, вопрос о влиянии упругости кон- струкции на динамические свойства летательного аппарата. Книга предназначена для студентов высших технических учебных заведений, и может быть также полезна инженерно- техническим работникам. Табл. 23, ил. 281, список лит. 24 назв. Рецензент д-р техн, наук, проф. Б. Г. Щербаков 3183-187 Л ------------187-73 008(01)-73 S :© Издательство «Машиностроение», 1973 г.
ПРЕДИСЛОВИЕ Объекты, изучаемые в курсе динамики летательных аппара- тов, весьма разнообразны и чаще всего существенно различают- ся по аэродинамической компоновке, характеру'траекторий, ди- намическим свойствам, системам управления и наведения и т.п. В этой книге рассматриваются вопросы аэродинамики и дина- мики только беспилотных летательных аппаратов и главным об- разом управляемых снарядов, летающих в атмосфере Землил Курс динамики беспилотных летательных аппаратов целесооб- разно делить на две части. Первая часть курса — динамика самого летательного аппарата: уравнения движения, траектории полета и методы их расчета, а также динамические свойства летательного аппарата как звена системы управления. Вторая часть — динамика летательного аппарата с учетом процессор, р системе управления. В настоящей книге излагаются вопррод,/ относящиеся только к первой части курса, при этом опускает;-/ ся некоторые вопросы, либо достаточно подробно освещенные в учебной литературе, либо выходящие за рамки учебного посо- бия. Гл. II, VIII—XIV написаны А. А. Лебедевым, а гл. III— VII — Л. С. Чернобровкиным, введение и гл. I записаны авто- рами совместно. Гл. I является вводной; в гл. II выводятся уравнения движе- ния летательного аппарата; гл. III—VII посвящены аэродина- мическим силам и моментам, действующим на летательный аппарат. Здесь изложены приближенные методы расчета аэро- динамических характеристик летательных аппаратов в широком диапазоне чисел М, основанные на обобщении теоретических и экспериментальных исследований, опубликованных в печати. Расчетные формулы составлены применительно к летатель- ным аппаратам с плоским и крестообразным расположением несущих поверхностей, с различным положением рулей относи- тельно крыльев (обычная схема, схемы «бесхвостка», «утка» и с поворотными крыльями). Учтена нелинейная зависимость подъемной и боковой сил, а также моментов тангажа, рыскания и крена от углов атаки, скольжения и отклонения рулей, что дает возможность производить расчеты аэродинамических ха- рактеристик в широком диапазоне изменения этих углов. Поскольку изучению курса динамики полета предшествует изучение основ теоретической и экспериментальной аэродина- мики, авторы считали возможным при написании гл. III—VII в' ряде случаев ограничиться самым кратким изложением мате- /
риала, сделав упор на чисто прикладной стороне рассматривае- мых вопросов. В гл. VIII—X полет летательного аппарата исследуется в предположении, что система управления работает идеально, а моменты инерции летательного аппарата равны нулю. Это позво- ляет рассматривать полет летательного аппарата как движение управляемой материальной точки. В гл. XI—XIV изучаются динамические свойства летательного аппарата как линейного зве- на системы управления. При этом предполагается, что читатель знаком с основами теории автоматического управления. Весь конкретный цифровой материал, приведенный в тексте книги и использованный при составлении расчетных графиков и формул, заимствован из ранее опубликованных работ и в боль- шей своей части имеет учебный характер. При подготовке рукописи 2-го издания книги к печати были учтены замечания рецензента Б. Г. Щербакова. Авторы выража- ют ему свою благодарность. Авторы будут весьма признательны всем читателям, которые своими критическими замечаниями помогут улучшить содержа- ние книги. Все пожелания следует направлять по адресу: Моск- ва, Б-78, 1-й Басманный пер., 3, изд-во «Машиностроение».
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ а —скорость звука в м/с; Ооо,ац,.... а«, ..I — динамические коэффициенты лета- тельного аппарата в продольном дви- жении; b — хорда крыльев в м; bt— корневая хорда (в плоскости симмет- рии летательного аппарата) в м; bi —концевая хорда в м; *ю. .... 6а, ... — динамические коэффициенты лета- • тельного аппарата в движении рыска- ния; Ьл — средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыльев с подкорпусной ча- стью в м; Ьл к — САХ консолей в м; бд.р — САХ рулей в м; Ьв — бортовая хорда в м; Суд — удельный расход топлива в кг топл/(Н ч); с — относительная толщина профиля; с», Сц, ...—динамические коэффициенты лета- тельного аппарата в движении крена; ср — коэффициент подсасывающей силы; ct — коэффициент поверхностного трения; сп — коэффициент нормальной силу консо- лей (в системе осей координат, свя- занной с хордой крыла); Сй—коэффициент тяги ПВРД; сх — коэф< шциент лобового сопротивления; с<| — коэффициент тангенциальной силы (в . системе осей координат OxigiZi, свя- занной с осью корпуса); с, — коэффициент подъемной силы; Cyt — коэффициент нормальной силы (в си- стеме осей OxtyiZi); с, —коэффициент боковой силы; Си — коэффициент поперечной силы; с, — коэффициент тангенциальной силы (в системе осей координат, связанной с хордой крыла); D — диаметр мнделевого сечения корпуса в м; Dt — диаметр корпуса в области передних консолей в м; _ Dn — то же в области задних консолей; D = D1l — относительный диаметр корпуса; doo, d,.... dM, ... — коэффициенты в разложении нор- мального потенциала Земли; Р — подсасывающая сила в Н; —омываемая потоком поверхность кор- пуса в м2; f — собственная частота колебаний лета- тельного аппарата в Гц; G — вес летательного аппарата в Н; g — ускорение силы тяжести в м/с’; 5
Н —высота полета в м; /«>/»./«—моменты инерции летательного аппа- рата относительно связанных осей Oxi, Оуi, Ozi в кг-м1; I — коэффициент интерференции вихря » несущей поверхности; / — ускорение центра мдсс летательного аппарата относительно земли в м/с1; К, К*. Кп. К» — передаточные коэффициенты лета- тельного аппарата; Кы, ^80> *jo — коэффициенты интерференции корпу- са н несущих поверхностей; k — показатель адиабаты; A, Ар, Ai, Ai, ... —поправочные коэффициенты; А» — коэффициент торможения потока; Ащ — коэффициент, учитывающий влияние щели; L — характерная длина летательного ап- парата в м; —длина корпуса в м; Двое — длина носовой части корпуса в м; /корм —длина кормовой части корпуса в м; Lib —длина хвостовой части корпуса (от конца бортовой хорды консоли до кормового среза корпуса) в м; I— полный размах несущей поверхности в м; 1п — размах двух консолей в м; М— число Маха; МИр — критическое число Маха; Мш — шарнирный момент органов управле- ния в Н м; М, — момент крена в Н м; Mv — момент рыскания вН м; Л1. — момент тангажа в Н м; т — масса летательного аппарата в кг; Щ».с«к — секундный массовый расход воздуха в кг/с; Шт.евк — секундный массовый расход топлива в кг/с; тх — коэффициент момента крена; т„ — коэффициент момента рыскания; nix — коэффициент момента тангажа; а — перегрузка летательного аппарата-, относительная эффективность рулей; л*. nv, п„ ... — проекции вектора перегрузки на оси координат; Лиотр, л₽цотр, Лхпотр — потребные перегрузки; Лрасо. Лрраса. Лхраси —располагаемые перегрузки: Р — сила тяги двигателей в Н; Ру* — удельная тяга двигателя в Н-с/кг топя; р—давление воздуха или газов в Н/м*; оператор Лапласа; отношение ско- рости летательного аппарата к скоро- сти цели; р„ — давление газов в камере сгорания реактивного двигателя в Н/№; ри — давление газов на срезе сопла двига- теля в Н/м1; б
р — коэффициент давления; q — скоростной напор в Н/м2; qx — погонная аэродинамическая нагрузка по длине корпуса в Н/м; R — радиус Земли в м; Re —число Рейнольдса; Re< — критическое число Рейнольдса; г — полярная координата; радиус кри- визны траектории; расстояние между летательным аппаратом и целью; рас- стояние между летательным аппара- том и командным пунктом в м; ко- эффициент восстановления темпера- туры; S — характерная площадь летательного аппарата в м*; Sa — площадь выходного сечения сопла реактивного двигателя в м2; Т — абсолютная температура в К; Т, Т„ Та, Та. Тц, Гт — постоянные времени летательного аппарата в с; Теон — период собственных колебаний в с; Тст — температура стенки (поверхности ле- тательного аппа’ра.та) в К; Тг —температура восстановления в К; Т* — определяющая температура в К; , t — время в с; температура в °C; и — скорость горения твердого топлива в см/с; V — скорость центра тяжести летательного аппарата относительно воздуха (при отсутствии ветра скорость относи- тельно Земли); скорость невозму- щенного воздушного потока в м/с; U? — передаточная функция; объем в м1; w — скорость газовой струи в реактивном двигателе в м/с; и>а — средняя скорость истечения газа че- рез выходное сечение сопла в м/с; и1,—эффективная скорость истечения га- зов из сопла реактивного двигателя в м/с; X —лобовое сопротивление в Н; Xi — тангенциальная сила в Н; х — обобщенное обозначение какого-либо параметра движения; координата вдоль оси Oxi (от носа корпуса) в м; хт — координата центра тяжести летатель- ного аппарата в м; Хя.пл —координата центра тяжести площади в м; хл —координата центра давления в м; хе». x>S|, Xf4h — координаты фокусов летательного ап- парата по углам а, бг и бп в м; Xt —безразмерная координата точки пере- хода; У — подъемная сила в Н; Ук — подъемная сила двух консолей в при- сутствии корпуса в Н; 7
У,Ф — подъемная сила, индуцируемая крыль- ями на корпусе в И; У| — нормальная сила в Н; у — координата вдоль оси Оу} в м; Z — боковая сила в Н; Z| — поперечная сила в Н; г — координата вдоль осн Ozt в м; z—2г/1 — безразмерная координата; а — угол атаки в град; р — угол скольжения в град: Г — циркуляция скорости в м’/с; у —угол крена в град; yft — угол крена в скоростной системе коор- динат в град; Д — приращение, отклонение какой-либо величины; б, бр — угол отклонения органов управления в град; бв —угол отклонения органов управления тангажом (рулен высоты) в град; 6п — угол отклонения органов управления рысканием (рулен направления) в град; ба — угол отклонения органов управления креном (элеронов) в град; б* — толщина вытеснения в м; е — ошибка системы управления; угол скоса потока в град; С — угол пеленга цели в град; £=2г// —безразмерная координата; И — угол упреждения, угол крена относи- тельно начальной стартовой системы координат в град; T)“6o/6i —сужение крыльев с подкорпусной ча- стью; т)и"бв/б| —сужение консолей; Лкорн —сужение кормовой части корпуса; т]ц — курсовой угол в град; W — угол наклона траектории к горизонту; О — полуугоя при вершине конуса в град; —угол тангажа относительно местных географических или земных осей в град; х—поправочный коэффициент; параметр характеризующий режим работы дви- гателя; X — удлинение крыльев с подкорпусной частью; Хк — удлинение двух консолей; 1«орм —удлинение кормовой части корпуса; Хиос —удлинение носовой части корпуса; X*—удлинение корпуса (фюзеляжа); ц—динамический коэффициент вязкости воздуха в Н с/м1; v —кинематический коэффициент вязко- сти воздуха в мг/с; —безразмерная координата; 8
t • c, go, — относительный коэффициент демпфи- рования летательного аппарата; р—плотность воздуха или газов в кг/м’; о — перерегулирование (относительная величина заброса перегрузки, угла атаки и т. д.); Ф—предельный коэффициент расхода воз- духа через двигатель; Ф(г)—функция Лапласа — Гаусса от аргу- мента г; <р — полярная координата; угол между ли- нией визирования летательного аппа- рата или цели и земной осью Ох <э в град; сдвиг фазы вынужденных колебаний; коэффициент расхода воз- духа; фт — угол тангажа относительно началь- ной стартовой системы координат в град; <ря8 —угол установки двигателя относитель- но оси Oxt в град; . ' фц — геоцентрическая широта в град; Хо — угол стреловидности по передней кромке крыла в град; Zo.5 — то же по линии середин хорд; Xi — то чке по задней кромке; Хр —то же по оси вращения руля; Хэ — то же по осн вращения элерона; Хе — то же по линии максимальных толщин сечений крыла; ’F — угол поворота траектории в град; , ф — угол поперечной V-образности крыль- ев; угол рыскания относительно зем- ных осей координат в град; <о — угловая частота колебаний летатель- ного аппарата в рад/с; <»« — собственная частота колебаний лета- тельного аппарата в рад/с; Шр, <0i — проекции вектора угловой скорости летательного аппарата на связанные оси координат OxIt Oyt, Ozi в рад/с; — ых1 — а>и1 _ <<>г£ *** = 2V * Шу~~2У’ ш*~—^“—безразмерные проекции угловой ско- рости летательного аппарата на свя- занные оси. ИНДЕКСЫ I — передняя несущая поверхность; II —задняя несущая поверхность; + +, XX, -1-Х, Х+ — варианты поперечной ориентировки передних и задних несущих поверхно- стей; оо — невозмущенный поток; А — средняя аэродинамическая хорда (САХ); А.к — САХ консолей; А.р — САХ рулей; б — бортовой;
бал —режим балансировки: в — рули высоты, вихрь, волновой; аз —воздухозаборник; в.о — вертикальное оперение; вх — входное сечение воздухозаборника; го — горизонтальное оперение; дн — дойный срез корпуса; из.кр — изолированные крылья; из.р — изолированные рули; нз.ф — изолированный корпус; инт —интерференция; к — консоли; камера сгорания; корм — кормовая часть корпуса; кр — крылья; н —рули направления; нос —носовая часть корпуса; о.к —осевая компенсация; ол —оперение; п — поперечный; потр —потребный; р —рули; расп — располагаемый; расч —расчетный; ромб — ромбовидный профиль; ст — стенка (поверхность тела); теор — теоретический: тр —трение; уст—установившееся значение какой-либо величины; ф — корпус (фюзеляж); цил — цилиндрическая часть корпуса; э —элероны; эфф — эффективный; г — фокус; max —максимальный. Частные производные от сил и моментов и их коэффициентов по пара- метрам движения обозначаются верхним индексом, например: _ дс" . * да ’ <х = дМу и т. д.
ВВЕДЕНИЕ § 1. ПРЕДМЕТ КУРСА ДИНАМИКИ ПОЛЕТА БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Основным содержанием курса динамики летательных аппа- ратов является составление и исследование уравнений движе- ния летательного аппарата, изучение общих закономерностей полета, а также его особенностей в различных частных случаях. При составлении и исследовании уравнений движения беспи- лотных летательных аппаратов опираются на основные положе- ния теоретической механики, аэродинамики, теории автоматиче- ского управления и ряда других дисциплин. Задача исследования полета беспилотного летательного ап- парата в самой общей постановке весьма сложна. Действитель- но, летательный аппарат с фиксированными рулями имеет, как всякое твердое тело, 6 степеней свободы, и его движение в про- странстве описывается системой 12 дифференциальных уравне- ний первого порядка. Динамика же такой сложной электроме- ханической системы, как, например, управляемый по радио ле- тательный аппарат, описывается значительно большим числом дифференциальных уравнений. Исследование подобной системы требует совместного интегрирования уравнений движения лета- тельного аппарата и уравнений механических и электрических процессов, протекающих во всех элементах системы управления полетом. Ввиду чрезвычайной сложности задачи исследования полета любого летательного аппарата ее обычно решают по час- тям, разбивая исследование на несколько этапов и постепенно переходя от менее трудных задач к более трудным. На первом этапе исследования во многих случаях оказывает- ся вполне допустимым рассматривать движение летательного аппарата как движение управляемой материальной точки. Как известно, движение твердого тела в пространстве раскладывает- ся на движение центра масс тела и на вращение его вокруг центра масс. Для изучения основных закономерностей поле- та вращательное движение при определенных условиях можно не рассматривать. Тогда движение тела (в данном случае лета- тельного аппарата) представляется как движение материальной 11
точки, масса которой равна массе летательного аппарата и к которой приложены сила тяжести, сила тяги двигателя и аэро- динамические силы. Соответственно схематизируется и работа системы управления: на движение центра масс летательного аппарата накладываются связи, описывающие идеальную рабо- ту системы управления. Следует отметить, что даже при такой упрощенной постанов- ке задачи в ряде случаев приходится учитывать моменты сил, действующих на летательный аппарат, и потребные углы откло- нения органов управления, так как в противном случае невоз- можно установить однозначную зависимость, например, между подъемной силой и углом атаки, боковой силой и углом сколь- жения. Это в первую очередь относится к таким схемам лета- тельных аппаратов, у которых подъемная и боковая силы суще- ственно изменяются при отклонении органов управления (схема с поворотными крыльями). На втором этапе детально исследуются уравнения движения летательного аппарата с учетом его вращения вокруг центра масс. Задачей этого этапа является изучение динамических свойств аппарата, рассматриваемого как элемент системы уп- равления. При этом главным образом интересуются реакцией летательного аппарата на отклонения органов управления и на воздействия различных внешних возмущений. Лишь после такого изучения можно перейти к заключитель- ному и наиболее сложному этапу — исследованию динамики замкнутой системы управления, включающей в себя среди ряда других элементов и сам летательный аппарат (объект управле- ния). Одной из основных задач последнего этапа является иссле- дование точности полета, характеризуемой величиной и вероят- ностью отклонений летательного аппарата от требуемой траек- тории. Эти отклонения (ошибки) возникают вследствие того, что в действительности все элементы системы управления рабо- тают не идеально точно, летательный аппарат не идеально сле- дит за отклонениями органов управления и, кроме того, в поле- те на летательный аппарат и его систему управления воздейст- вуют случайные возмущения. Для изучения вопросов точности управления необходимо движение летательного аппарата и процессы в системе управления описывать достаточно полно дифференциальными уравнениями и, кроме того, учитывать слу- чайные возмущения. В результате требуется исследовать систе- мы обыкновенных дифференциальных уравнений весьма высо- кого порядка, которые могут быть нелинейными, с правыми ча- стями, явно зависящими от времени, с запаздывающими аргу- ментами, со случайными функциями в правых частях и т. д. Для исследования таких уравнений используют все методы, ко- торыми располагает современная наука и техника, в частности, методы математического анализа, теории вероятностей и слу- 12
чайных процессов, вычислительной математики, теории автома- тического управления, вычисления на электронных машинах. Настоящая книга охватывает круг вопросов, относящихся лишь к первым двум этапам исследования полета, т. е. в ней рассматривается только динамика самого летательного аппа- рата. § 2. МЕСТО ДИНАМИКИ ПОЛЕТА В ПРОЦЕССЕ РАЗРАБОТКИ КОМПЛЕКСА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Летательный аппарат является частью более сложной систе- мы, называемой комплексом беспилотного летательного аппара- та. Этот комплекс представляет собой совокупность самого ле- тательного аппарата и всех прочих устройств, предназначенных для пуска аппарата и управления им, а также для проверочных работ и эксплуатации. Так, например, комплекс управляемого снаряда, или ракет- ный комплекс, складывается из ряда частей, совокупно выпол- няющих задачу поражения цели. В комплекс входят: I) снаряды, которые, в свою очередь, состоят из конструкции, двигательной установки с топливом, бортовой аппаратуры систе- мы управления полетом, бортовой энергосистемы, боевой части и взрывателя; 2) внебортовая аппаратура управления полетом; 3) носители (самолеты, корабли, подводные лодки и т. п.); 4) пусковые установки; 5) испытательное, заправочное и подъемно-транспортное оборудование. Задачи проектирования отдельных частей ракетного комп- лекса (например, самого аппарата, системы управления, пуско- вой установки) взаимосвязаны и не могут быть решены незави- симо друг от друга. Основные этапы разработки ракетного комплекса. Ракетный комплекс разрабатывают на основании тактико-технических требований, которые определяют его назначение, технические и эксплуатационные характеристики, взаимодействие составных частей. К основным характеристикам управляемого снаряда можно отнести дальность и точность стрельбы, тип боевой части и ее вес, способ пуска, тип двигателя и компоненты топлива, число ступеней, тип системы управления полетом, боеготовность, надежность. Процесс разработки ракетного комплекса включает в себя ряд этапов. На первом этапе проводят поисковые работы и предварительные исследования, рассматривают различные ва- рианты комплекса. Задачами этого этапа являются оценка воз- можности создания ракетного комплекса, удовлетворяющего заданным тактико-техническим требованиям, и получение ис- 13
ходных данных для основного проектирования, а также оценка стоимости проведения всех работ и сроков их исполнения. Итогом работ первого этапа является выпуск предэскизного проекта управляемого снаряда, где приводят предварительные материалы по балдистике (расчеты траекторий полета), аэроди- намическим характеристикам, прочности, управляемости, устой- чивости и т. д. Кроме того, в предэскизном проекте содержатся материалы по возможности использования имеющегося обору- дования, а также существующих производственных мощностей. Второй этап разработки — эскизное проектирование. Перед началом этого этапа уточняют отдельные тактико-технические данные ракетного комплекса и характеристики его основных частей. В процессе эскизного проектирования глубоко изучаются все вопросы, связанные с созданием снаряда и других частей комп- лекса. Кроме расчетов, используют материалы лабораторных исследований и экспериментальной отработки отдельных узлов, агрегатов и систем: приборов и агрегатов системы управления, наземного оборудования, отдельных узлов конструкции, двига- телей (стендовые испытания) и т. д. На следующем этапе создания ракетного комплекса разраба- тывают чертежно-техническую документацию (технический проект) и изготавливают опытные образцы. Этот этап трудно отделить по времени от этапа эскизного проектирования, так как часть документации и даже изготовление отдельных узлов и систем проводят в период эскизного проектирования. В осо- бенности это относится к аппаратуре и узлам, имеющим дли- тельный технологический цикл изготовления. Далее следует стендовая отработка опытных образцов (от- дельных элементов и систем). Этот этап в той или иной мере также может совпадать по времени с предыдущими этапами. На заключительном этапе происходит отработка и оценка опытных образцов путем летных испытаний. Этому этапу работ предшествует подготовка документации, необходимой для про- ведения летных испытаний и, в частности, выпуск инструкций по всем видам работ, проводимым на полигоне. Особо следует отметить разработку вопросов баллистического обеспечения летных испытаний (выбор полигона, трасс стрельбы, районов падения снарядов и отделяющихся элементов их, выбор и обос- нование программ управления полетом, расчет траекторий поле- та и установочных данных системы управления). Летные испытания опытных образцов предназначены для проверки соответствия фактических и заданных летно-техниче- ских характеристик снаряда, аппаратуры управления, наземно- го оборудования, определения путей совершенствования и т. д. Этот этап играет важную роль в создании ракетного комплекса. На основании результатов испытаний вносят необходимые из- менения в конструкцию комплекса. ы
Роль динамики полета в процессе разработки ракетного комплекса. При создании ракетного комплекса и, в частности, самого управляемого снаряда большую роль играет решение задач баллистики, устойчивости полета, управляемости и точно- сти стрельбы. По результатам этих расчетов определяют основ- ные характеристики снаряда и его компоновку. При решении вопроса о возможности создания снаряда, удовлетворяющего за- данным тактико-техническим требованиям, проводят большое число баллистических расчетов, на основании которых опреде- ляют рациональные варианты компоновочной схемы, основные параметры снаряда, его вес, опорные траектории полета. Вопросы управляемости и устойчивости решают путем иссле- дования динамической схемы снаряда. Последнюю можно опи- сать дифференциальными уравнениями возмущенного движе- ния, коэффициенты которых определяются компоновочной схе- мой и параметрами снаряда, а также параметрами движения по опорной траектории. Рассматривая различные варианты решений, выбирают наи- более рациональную динамическую и, следовательно, компоно- вочную схему снаряда. При этом приходится преодолевать ряд противоречий. Может оказаться, что компоновочная, схема, удовлетворяющая баллистическим, конструктивно-технологиче- ским и эксплуатационным требованиям, не будет удовлетворять требованиям управляемости и устойчивости полета. Использова- ние некоторых достаточно эффективных органов управления (управляющие камеры, газовые рули и т. п.) приводит к пони- жению удельной тяги двигательной установки. На этапе эскизного проектирования роль динамических ис- 4 следований еще более велика. На этом этапе требуется дать исчерпывающий ответ на вопрос о достаточности принятых ре- шений для обеспечения заданной дальности и точности стрель- бы, управляемости и устойчивости во всех возможных эксплуа- тационных условиях, т. е. при всех условиях пуска, при различ- ных метеорологических условиях, отклонениях параметров сна- ряда и аппаратуры управления от номинальных значений нт. д. В решении перечисленных выше вопросов ярко проявляется метод комплексной разработки, при котором комплекс рассмат- ривается как единое целое. В процессе проектирования прихо- дится находить рациональные компромиссные решения по мно- гочисленным взаимосвязанным вопросам. Так, например, выбор способа управления влияет на компоновку и энергетику снаря- да; выбор траекторий связан с весом и размерами снаряда, тем- пературными и прочностными ограничениями, требованиями к точности стрельбы, типом системы управления и многими дру- гими факторами; выбор места установки гироскопических при- боров связан с вопросом обеспечения устойчивости упругого снаряда; выбор способа разделения ступеней — с требованиями, предъявляемыми к характеристикам двигательных установок. 15
Тесная взаимосвязь между различными вопросами проекти- рования ракетного комплекса вынуждает вести проектирование в несколько этапов, согласуй на каждом из них полученные ре- зультаты со всеми соисполнителями. Особо тщательно подходят к выбору аппаратуры системы управления вследствие большой сложности ее изготовления и относительно высокой стоимости. При решении задач динамики полета широко используют вы- числительную технику. В частности, все баллистические расчеты проводят с помощью электронных цифровых вычислительных машин (ЦВМ). При анализе устойчивости движения основным методом ис- следования является моделирование возмущенного движения снаряда на электронных аналоговых вычислительных машинах (АВМ), часто с использованием элементов или полного комп- лекта реальной бортовой аппаратуры управления. Этот метод позволяет получить достаточно полное представление о реаль- ных процессах, имеющих место в полете. В последнее время для исследования устойчивости движения начинают широко использовать аналого-цифровые комплексы (АЦК), представляющие собой соединение аналоговой и цифро- вой вычислительных машин с реальной аппаратурой системы управления полетом. Такой комплекс позволяет гораздо более оперативно, всесторонне и на высоком техническом уровне ре- шать задачи динамики движения. Кроме расчетов на ЦВМ и моделирования на АВМ, широко используют графо-аналитические методы исследования, особен- но на этапе предварительного проектирования. Применение гра- фо-аналитических методов требует существенного упрощения динамической схемы снаряда. Из ряда необходимых упрощении следует указать на линеаризацию уравнений движения и заме- ну переменных коэффициентов этих уравнений постоянными (прием «замораживания» коэффициентов). Так, например, при предварительном исследовании устойчивости движения снаря- да принимают отмеченные упрощения, чтобы затем использовать частотный метод или метод корневого годографа. Линеаризация уравнений при исследовании точности стрельбы дает возмож- ность применить соответствующие методы теории вероятностей. В тех случаях, когда нельзя пренебречь нелинейными свойства- ми снаряда или системы управления, используют такие прибли- женные методы, как метод гармонического баланса или метод статистической линеаризации. Графо-аналитические методы по- зволяют инженеру глубже проникнуть в сущность исследуемого явления, что облегчает последующее применение более точных методов с использованием ЦВМ, АВМ и АЦК-
ЧАСТЬ I Уравнения движения, аэродинамические характеристики, траектории летательных аппаратов

ГЛАВА t УСЛОВИЯ ПОЛЕТА И ОСОБЕННОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА КАК УПРАВЛЯЕМОЙ МЕХАНИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ Решение любой задачи динамики начинается с составления математической модели (динамической схемы) полета летатель- ного аппарата, которая описывается более или менее сложными уравнениями движения. Математическая модель определяется, в первую очередь, поставленной задачей, в зависимости от кото- рой исследователь выбирает ту или иную модель условий поле- та, модель самого аппарата, модель сил и моментов, приложен- ных к нему и т. д. От того, насколько рационально составлена математическая модель полета, зависит успех исследования. Ниже приводятся основные сведения об условиях полета и осо- бенностях летательного аппарата как управляемой механиче- ской системы, которые необходимо иметь в виду при составле- нии математических моделей в задачах динамики полета. § 1. ДВИЖЕНИЕ, ФОРМА И ГРАВИТАЦИОННОЕ ПОЛЕ ЗЕМЛИ Движение Земли Земля совершает сложное движение, состоящее в основном из следующих составляющих. 1. Вращение вокруг своей оси с запада на восток с периодом в 23 ч 56 мин 4,091 с = 86164,091 с среднего солнечного времени, или 24 ч = 86400 с звездного времени; угловая скорость враще- ния при этом соответственно равна ш3=-----—----=7,2921 IO"5 рад,'с. 86164,091 н ‘ Вектор угловой скорости Земли шз направлен по оси враще- ния от южного полюса к северному в соответствии с правилами знаков для правых систем координат. 19
2. Годичное обращение вокруг Солнца со средней скоростью' движения по орбите 29,893 км/с. 3. Нутационные колебания земной оси с периодом около- 18,6 года и амплитудой, не превосходящей 9,2". 4. Прецессионное движение относительно осн эклиптики с периодом 25 800 лет. 5. Движение вместе с солнечной системой относительно дру- гих звезд. При исследовании полета летательных аппаратов все эти составляющие движения Земли, кроме суточного вращения, не: учитываются, так как их влияние чрезвычайно мало. Считается,, что центр масс Земли движется прямолинейно и равномерно и Земля вращается равномерно вокруг оси, направление которой не изменяется. Явления, связанные с вращением Земли’ играют весьма большую роль в динамике баллистических ракет. Так, при расчете траекторий движения ракет приходится учитывать, силы инерции, обусловленные суточным вращением Земли. Вследствие своего вращения Земля представляет собой сплюснутый сфероид, у которого расстояние между полюсами меньше диаметра экватора. Это обстоятельство вместе с други- ми отклонениями формы Земли от сферической и неравномер- ное распределение масс внутри Земли затрудняют определение по величине и направлению силы притяжения Земли, действую- щей на ракету. Форма Земли Земля представляет собой тело сложной формы. Поверхность Земли со всеми ее неровностями называется физической поверх- ностью Земли. Физическую поверхность Земли практически не- возможно описать математически, вследствие чего ее нельзя использовать в качестве поверхности, к которой относятся ре- зультаты расчетов. За такую поверхность следует принять по- верхность тела, которое бы наиболее близко подходило к Земле в целом по форме и размерам, а поверхность его выражалась доступной для практического использования математической за- висимостью. Из геометрических тел, описывающих форму Зем- ли, наиболее близко подходит к реальной Земле тело, получив- шее название геоид. Чтобы дать определение этого тела, напом- ним понятие об уровенной поверхности силы тяжести. Как известно, суточное вращение Земли создает центробеж- ную силу инерции, которая воздействует на тело, находящееся на поверхности Земли. Поэтому невозможно эксперименталь- ным путем отделить центробежную силу инерции Fa от силы земного притяжения GT. Результирующий вектор этих сил G является вектором силы тяжести (рис. 1.1), направление кото- рого в пространстве можно определить при помощи отвеса или уровня. 20
Уровенная поверхность силы тяжести — это поверхность, в каждой точке которой нормаль к поверхности коллинеарна на- правлению силы тяжести. Геоид представляет собой тело, огра- ниченное уровенной поверхностью силы тяжести, совпадающей с поверхностью океанов (невозмущенной приливами и волнами) и продолженной под материками (рис. 1.2). Поверхность геоида непрерывна, замкнута и не имеет резких перегибов и складок. Так как направление силы тяжести зависит от прнтягнвающе- Рис. 1.1. Схема прило- жения силы притяжения, центробежной силы и силы тяжести сечение земного злпипсооВа. Рис. 1.2. Физическая поверхность Земли, геоид и общий земной эллипсоид го действия неравномерно распределенных внутри Земли масс, то поверхность геоида является весьма сложной и не может быть описана математически. По этой причине геоид заменяет- ся более простым телом таким, чтобы его поверхность возможно меньше отличалась от геоида, а проведение вычислений на этой поверхности не представляло значительных трудностей. В первом приближении Землю можно считать шаром, объем которого равен объему Земли. Радиус такого шара /? = = 6 371 НО м. В одних задачах динамики это приближение удовлетворяет требуемой точности расчета, в других, например, при подготовке летных испытаний и анализе результатов пуска баллистических ракет такое приближение вносит большую по- грешность в определении точек падения головных частей. В большинстве случаев с достаточной для практики точ- ностью геоид заменяется эллипсоидом вращения, полученным вращением эллипса вокруг малой оси. Такой надлежаще ориен- тированный эллипсоид, наилучшим образом приближающийся к поверхности реального геоида, носит название общего земного эллипсоида (см. рис. 1.2). 21
• Общий земной эллипсоид определяют исходя из следующих условий: 1) центр эллипсоида совпадает с центром массы Земли, а плоскость его экватора с плоскостью экватора Земли; 2) объемы эллипсоида и геоида равны; 3) сумма квадратов отклонений (по высоте) поверхности общего земного эллипсоида от поверхности геоида должна быть минимальна. Определение размеров общего земного эллипсоида является одной из основных задач геодезии. К настоящему времени эта задача полностью не решена, так как не на всех материках еще проведены соответствующие измерения (геодезические, астроно- мические и гравиметрические), служащие исходным материалом для решения указанной задачи. Все имеющиеся размеры общего земного эллипсоида являются приближенными и в той или иной степени отличаются от размеров действительного общего земно- го эллипсоида. В дальнейшем будем исходить из следующих приближенных значений параметров, определяющих размеры общего земного эллипсоида: — большая полуось (радиус экватора) а=6 378 137 м; а — b 1 . — сжатие а=---------------------, где о — малая полуось а 296,25 1 общего земного эллипсоида. Поверхность даже самого точного по размерам общего зем- ного эллипсоида, правильно ориентированного по отношению к Земле, может отклоняться от поверхности геоида по высоте на десятки метров. По мнению ряда ученых, наибольшие значения этих отклонений находятся в пределах ±150 м. В некоторых случаях с целью уменьшения ошибок замены геоида общим зем- ным эллипсоидом вводят понятие о референц-эллипсоиде. Референц-эллипсоидом называется эллипсоид вращения с со- ответствующими размерами, определенным образом ориентире-, ванный относительно Земли и к поверхности которого относятся результаты геодезических работ на рассматриваемой части зем- ной поверхности (в данном государстве). На ориентировку ре- ференц-эллипсоида налагаются следующие условия: а) наибольшая близость поверхности референц-эллипсоида к поверхности геоида лишь на рассматриваемой части земной поверхности; б) параллельность оси вращения референц-эллипсоида и оси вращения Земли (совпадение его центра массы с центром массы Земли не обязательно). На территории СССР за размеры референц-эллипсоида мож- но принять размеры эллипсоида Красовского, а именно: боль- шая полуось а = 6 378 245 м; сжатие а= 1/298,3. Центр эллипсои- да Красовского удален от центра массы Земли на некоторое расстояние. 22
Системы координат, определяющие положение точки на земной поверхности Для определения положения точки на земной поверхности, математического описания гравитационного поля Земли и ряда других задач используют следующие системы координат. Геоцентрическая система координат (рис. 1.3). Положение точки М на поверхности эллипсоида Красовского определяют две координаты к и фц. Рис. 1.3. Геоцентрическая система координат: NABS — начальный (Гринвичский) ме- ридиан; NMLS — местный меридиан; QBLQ — экватор —180*^X^180* -во*^тц^9а* Рис. 1.4. Геодезическая систе- ма координат: NABS - начальный (Гринвичский) меридиан: NMLS — местный мери- диан: QBLQ — акватор; рр — каса- тельная к местному меридиану аллипсонда Красовского в точке At -180“1ё>< 180’ -90*«тг« 90* Долгота к — двугранный угол между плоскостями начально- го (Гринвичского) меридиана и местного меридиана, проходя- щего через точку М. Восточные долготы, т. е. долготы точек, расположенных восточнее Гринвичского меридиана, считаются положительными, а западные — отрицательными. Широта геоцентрическая срц— угол между плоскостью эква- тора и радиусом-вектором г, проведенным из центра эллипсоида через точку М. Северные широты, т. е. широты точек, располо- женных севернее экватора, принято считать положительными, южные — отрицательными. Геодезическая система координат (рис. 1.4). В этой системе точка М на поверхности эллипсоида Красовско- го имеет следующие две координаты: геодезическую долготу к, которая определяется так же, как и в геоцентрической системе координат, и геодезическую широту фт, представляющую собой 23
угол между плоскостью экватора и нормалью к поверхности эллипсоида в точке М. Геодезическим азимутом направления называется угол ф, отсчитываемый по часовой стрелке от северного направления р геодезического меридиана данной точки до заданного направ- ления I. Геоцентрическая и геодезическая широты связаны между со- бой соотношением sin (?г—тд)=е2 sin ?r cos ?и, где е — эксцентриситет меридианного эллипса общего земного эллипсоида. Гравитационное поле Земли Согласно закону всемирного тяготения Ньютона каждая частица массой М притягивает другую частицу массой т с си- лой гравитационного притяжения (тяготения) GT, определяемой зависимостью (I.I) где f — гравитационная постоянная; г — расстояние между частицами. При полете летательного аппарата на него действуют силы притяжения Земли и других небесных тел. В непосредственной близости Земли силы притяжения небесных тел чрезвычайно малы по сравнению с силой притяжения Земли (так. силы при- тяжения к Луне и Солнцу приводят к незначительному измене- нию ускорения силы притяжения и отклонения отвеса; влияние остальных небесных тел еще меньше). В связи с этим в дальней- шем нами рассматривается только гравитационное поле Земли. Сила притяжения является консервативной, т. е. имеющей силовую функцию. Силовая функция материальной точки мас- сой М называется ньютоновским потенциалом н равна U=fy~, (I.2) где г — расстояние от материальной точки до рассматриваемой точки пространства. Ньютоновский потенциал произвольного тела массой М мо- жет быть записан в виде (1.3) J г .и где г — расстояние от частицы, имеющей массу dm, до рассмат- риваемой точки пространства. 24
В первом приближении, если считать, что масса Земли со- средоточена в точке или распределена внутри шара так, что плотность во всех точках, равноудаленных от центра шара, оди- накова, потенциальная функция Земли записывается в виде (1.2). В этом случае величина г является расстоянием от центра Земли. Используя свойство силовой функции, можно определить проекции силы притяжения частицы единичной массы на оси некоторой системы координат Oxyz: dU dU . dU .... gl'~ dx ’ g">~ dy ’ glt tdz ' 1 L4) В частности, проекция силы притяжения на радиус-вектор г определяется выражением № , М (1.5) В этом случае ускорение, сообщаемое частице сферической Землей, направлено к центру Земли, и равно Я г г (1.6) Произведение гравитационной постоянной f на массу Зем- ли Л1 постоянно и для приближенных расчетов может быть при- нято равным: fM = 3,986004 • 10N м3/с2. Нормальный потенциал Земли. В общем виде задача опреде- ления потенциальной функции U для реальной Земли, имеющей сложную форму и неравномерное распределение масс, оказы- вается весьма трудной. В гравиметрии принято потенциал Зем- ли представлять в виде бесконечного ряда Щг, ?lt)=^- + ^-PM(sin?u)+-^P49(sin (1.7 Г Гл г*> в котором присоединенные полиномы Лежандра определяются выражениями: п / • \ 3 . , I рм (Sin <?„)= — sin • ?ц - у ; р« (sin <рц)=sin4 <рв--— sin3 ?ц + о 4 6 И Т. Д. Ограничиваясь в выражении (1.7) членами, являющимися главными сферическими функциями нулевого, второго и четвер- того порядков, получают удобную формулу для потенциала 25
притяжения, называемого нормальным потенциалом Земли: . </о-*-+тХй,**-т)+ • <^40 / • 4 6. « । 3 \ /1о$ sin4t?«—Z-sin2 <?„+— , (1.8) О \ I UU / где doo. da>, d« — постоянные коэффициенты, зависящие от уг- ловой скорости вращения <оз и параметров принятой модели Земли: doo=/^; ^20= -£эк«4 (т “-а2—Г Н—7“^) ; , 8 6/ 7 , 5 \ ^ = -77- g».a6 — а2 - — на ; ои \ z z у а — Ь а =-------- а н=——; £эк 8зк — ускорение силы тяжести иа экваторе. Нормальный потенциал Земли соответствует потенциалу не- которого сфероида, представляющего идеа- лизированную Землю, и несколько отличает- ся от потенциала Зем- ли. Это отличие выра- жается в виде анома- лии поля .притяжения и учитывается при точ- ных расчетах. Нормальный потен- циал притяжения Зем- ли зависит только от расстояния г до рас- сматриваемой точки и геоцентрической широ- ты фц. Вектор напря- женности нормального поля притяжения всегда расположен в плоскости меридиана, проходящего через ось вращения Земли и рассматриваемую точ- ку пространства. Поэтому вектор дг ускорения силы нормально- го притяжения может быть задан двумя составляющими д-п и дТ2, лежащими в плоскости меридиана (рис. 1.5), при этом dr ' ’ Г dta (1.9) 2fi
или S„=-^- + y^(3sin’T.-l) + 35 ^4о /с • 4 ' 30 * ? I 3 \ + —---У- 5sin4<p„--—sin4a4-v : ^T2=~ sin 2<?д4- 4”^7“COS ?u(7sin3?n—3sin ?ц). z r* z г* (1.10) Относительная погрешность этих формул сравнительно мала (не превышает 3-10-5) и вполне допустима при решении боль- шинства задач динамики, связанных с расчетом траекторий по- лета. При выводе уравнений движения летательного аппарата удобно рассматривать следующие две составляющие ускорения силы притяжения (см. рис. 1.5): gTr. направленную к центру Земли; gTM, направленную параллельно оси вращения Земли. Чтобы их найти, необходимо разложить, в свою очередь, ме- ридиональную составляющую ускорения силы притяжения gT2 на две составляющие в направлении радиуса-вектора г и оси вращения Земли: ^=^2 tgr'P»; Составляющая g-t\ направлена противоположно составляю- щей рТ1. Поэтому Гтгв<т1“£г (!-12) Окончательно получим +-T--^T-(2lsin’T.-l4sin,?,-|-l); (1.13) о Г6 Ят»=3-^2- sin <РП—^—^2-sin ?ц(7 зт’Тц-З). (1.14) Г* z г® Если не требуется особо высокая точность расчетов, то мож- но ограничиться первыми членами разложения в ряд, т. е. при- нять —7 ^-(Ssin’T.- I); (1.15) £„=3-^2-sin т„ (1.16) 27
где d00=3,9861679-10й м3/с=; у ^=26,32785-102« м5/с2. § 2. АТМОСФЕРА Аэродинамические силы, действующие на летательный аппа- рат, существенно зависят от параметров атмосферы — плотно- сти, давления и температуры воздуха. Эти параметры, в свою очередь, зависят от высоты полета, географической широты места, времени года и суток и ряда других факторов, например, от степени активности Солнца. Для расчета траекторий и других исследований, проводимых при проектировании летательного аппарата, обычно использу- ются таблицы стандартной атмосферы (СА), которые дают не- которые средние значения параметров спокойной атмосферы в зависимости от высоты. Отклонение параметров атмосферы от стандартных значений, а также ветер представляют собой ат- мосферные возмущения, которые также влияют на полет ра- кеты. В СССР принята стандартная атмосфера СА-64 для высот до 6-200 000 м (ГОСТ 4401—64). Для высот 200 000—300 000 м в. этом же ГОСТе приведены характеристики атмосферы, реко- мендуемые координационной комиссией при АН СССР по со- ставлению ГОСТа на стандартную атмосферу. В СА за нулевую высоту принят уровень моря, причем дав- ление на нулевой высоте принято равным 760 мм рт. ст., а тем- пература воздуха 288 К (15°С). При этих условиях массовая плотность воздуха равна Р 1,2255 кг/м3. Зависимости параметров воздуха от высоты подобраны та- ким образом, что СА ближе всего подходит к условиям в сред- них широтах северного полушария в летнее время года. Пользуясь СА, можно сравнить результаты летных испыта- ний нескольких летательных аппаратов, произведенных в раз- личных условиях по времени года, суток и географической ши- роте места испытаний. Для этого необходимо произвести пере- счет результатов испытаний на условия СА, т. е. подсчитать, какие летные данные будут иметь эти летательные аппараты в условиях СА. Все аэродинамические расчеты летательных аппаратов так- же проводятся применительно к условиям СА, поэтому резуль- таты расчетов легко сопоставлять между собой. В приложении I приведена таблица стандартной атмосферы (ГОСТ 4401—64). 28
Для решения задач динамики полета, кром.е стандартных значений параметров атмосферы, нужно знать также диапазоны возможных отклонений этих параметров, соответствующие опре- деленному уровню вероятности как без учета времени года и мест на земном шаре, так и с их учетом. Кроме того, для более точных исследовании требуется знание статистических зависи- мостей между случайными отклонениями каждого параметра на разных высотах и т. п. Возможны различные методы описания возмущений пара- метров атмосферы. Рассмотрим один из них. Температура Т и плотность атмосферы р могут быть представлены в виде Т(Я)=Г„(//) + дГ(//); (1.17) р(Я)врс1(Я)[ 1 + -^-(//)] , (1.18) где ТС1(Н) и рст(Я)—стандартные значения температуры и плотности; &Т(Н) —отклонение температуры от стандарт- ной; (//) — относительное отклонение плотности Рет воздуха от стандартной. Для задания случайных функций ДГ и Ар/рст можно исполь- зовать метод канонических разложений (5]. Применительно к рассматриваемому случаю параметры ат- мосферы как случайные функции высоты точки над поверхно- стью Земли представляются в виде канонического разложения следующим образом: дГ(й)=дТ(й)-|-2дЛ(Л)^; (1-19) /-1 (Л) (А) + У (й) с„ (1.20) Per Рст Pct 7-1 где ДГ (й), —— (й) — средние отклонения от значений СА, со- Рст ответствующие рассматриваемой точке; ДГ, (й), Лр' (й)—некоторые неслучайные отклонения от Рст средних отклонений ДГ(й) и (й). ~ Р£т 1акая запись параметров «случайной атмосферы» соответ- ствует представлению ее в виде суммы некоторого количества m «атмосфер» со случайными коэффициентами Ь, и Эти коэф- 29
фициенты и координатные функции АЛ (Л) и (Л) опре- Рст деляются на основе накопленных статистических данных, ха- рактеризующих состояние атмосферы. Достаточно точное пред- ставление случайных параметров атмосферы дает разложение, включающее 10—11 членов. Использование метода канонических разложений случайных параметров атмосферы позволяет решать различные задачи, возникающие при проектировании летательных аппаратов. Ти- пичным примером является задача о рассеивании баллистиче- ских ракет. Построение канонического разложения в этом слу- чае сводится к определению неизвестных случайных величин и координатных функций для достаточно обширной области по данным метеозондирования атмосферы. При проектировании летательных аппаратов встречается и другая группа расчетов (например, при оценке прочности аппарата), целью которых является изучение характеристик объекта для наихудших (крайних) условий полета и оценка влияния предельных от- клонений. В некоторых случаях с целью упрощения расчетов вместо использования канонических разложений для крайних условий можно использовать предельные значения температуры атмос- феры по высоте. В качестве предельных распределений темпе- ратуры при этом принимаются температуры для так называе- мых стандартных дней — максимальные температуры теплого дня и минимальные температуры холодного дня. Соответствующие предельные значения относительной плот- ности воздуха определяются из уравнения состояния и диффе- ренциального уравнения равновесия. По аналогии с определением случайных параметров атмос- феры определяются характеристики ветра. При решении перво- го типа задач выделяется систематический ветер постоянного направления (с запада на восток) и случайная составляющая ветра. При расчете управляемости и прочности летательного аппарата используется огибающая скоростей вегра по высоте, соответствующая предельным значениям. § 3. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ Аэродинамические силы, возникающие при движении лета- тельного аппарата в атмосфере, можно привести к одной резуль- тирующей силе Я, проходящей через центр масс и называемой полной аэродинамической силой, и результирующему момен- ту Л?, действующему относительно центра масс летательнога аппарата и называемому полным аэродинамическим моментом. Величина и направление векторов R и М зависят от ряда фак- торов, в том числе от ориентации аппарата относительно векто-
Рис. 1.6. Связанная система осей координат (стрелками показаны по- ложительные направления отсчета моментов, угловых скоростей и углов отклонения органов управления) ра скорости набегающего воздушного потока, плотности возду- ха и ,т. д. В динамике летательных аппаратов для определения ориен- тации аппарата относительно вектора воздушной скорости и разложения силы R и момента Af по осям координат обычно ис- пользуются поточная и связанная системы осей координат. Связанная система осей координат Oxiy{Zi представляет со- бой декартову прямоуголь- ную правую систему осей координат, неподвижную от- носительно летательного ап- парата (рис. 1.6). Оси этой системы сокращенно назы- вают связанными осями. Начало координат свя- занной системы помещают в центре масс, который будем считать неподвижным отно- сительно корпуса аппарата. Оси Ох\ и Оу\ располагают в плоскости симметрии лета- тельного аппарата, причем ось Ох\ направляется впе- ред, а ось Оу\ располагают в той плоскости симметрии аппарата, которая в момент пуска совпадает с плос- костью стрельбы. Тогда ось Ozi, перпендикулярная к плоскости симметрии Ох\у\, будет направлена в сторону правого крыла. Ось Ох, может быть направлена либо параллельно хорде крыла летательного аппарата, либо вдоль оси корпуса. В этой книге будем направлять ее вдоль оси корпуса аппарата. Обычно связанные оси близки к главным центральным осям инерции летательного аппарата. Поточная система осей координат Oxayuzn — декартова пря- моугольная правая (рис. 1.7). Начало координат этой системы совпадает с центром масс аппарата; ось Охп направлена по вектору скорости 1’и- аппарата относительно воздушной среды; ось Оуа лежит в плоскости симметрии Ox\yi и направлена вверх при нормальном расположении летательного аппарата относи- тельно Земли. Если летательный аппарат имеет две плоскости симметрии, то ось Оуа располагается в той плоскости симметрии, которая вертикальна при нормальном положении летательного аппарата в полете. Боковая ось Огп, перпендикулярная этой пло- скости симметрии, очевидно, будет направлена в сторону правого 31
горизонтального крыла. Ориентация аппарата относительно век- тора воздушной скорости Vw в общем случае определяется угла- ми атаки а и скольжения р, т. е. углом р — между вектором скорости Ей- и плоскостью симметрии Ох|</( и углом а—между Рис. 1.7. Поточная система осей координат проекцией вектора скорости Vw на плоскость симметрии аппа- рата Ох\у\ и продольной осью ОХ\. Переход к произвольному положению связанных осей отно- сительно поточных осуществляется посредством двух враще- Рис. 1.8 Переход от поточных к связан- . ным осям ний — поворота связан- ных осей относительно оси Оу\ на угол скольже- ния р и затем относитель- но оси Ozi на угол а (рис. 1.8). Косинусы углов меж- ду связанными и поточ- ными осями приведены в табл. 1.1. Если ограничиться только поворотом вокруг оси Оуа на угол р, то при- дем к полусвязанной си- стеме координат Ox2yzi. В этой системе коорди- нат ссь Ох2 совпадает с проекцией скорости Vw на плоскость симметрии летательного аппарата Oxii/i, ось Оуп — с аналогичной поточной осью, а ось Ozt — с аналогичной связанной осью. Следовательно, косинусы углов между поточными и полусвязанными осями легко получить из табл. 1.1, положив в ней а=0. При исследовании в аэродинамических трубах аэродинами- ческие силы измеряют непосредственно в полусвязанной систе- 32
л Таблица 1.1 и Косинусы углов между связанными и поточными осями Оси °'n °*n Oxj COS a COS P sin a — cos a sin 3 Oy\ — Sin a COS 3 COS a sin a sin 3 Oix sin p 0 cos 3 ме координат. Это обусловлено особенностями конструкции аэродинамических весов. Полную аэродинамическую силу Л, зависящую от углов а и р, обычно раскладывают на составляющие X, Y, Z по поточ- ным осям координат или на составляющие X|, Уь Z[ по связан- ным осям: /?=%+r+Z = X1 + ri-}-Z1. (1.21) Так как проекция силы Я на поточную ось Охп всегда отри- цательна, принято рассматривать составляющие X и Хг силы R по отрицательным направлениям осей Оха и Охь Поэтому про- екции силы R на эти оси — сила лобового сопротивления и осе- вая сила соответственно равны: На основании теории аэродинамического подобия аэродина- мические силы обычно выражают следующим образом: X=cxqS‘, Yx=cyXqS, I (1.22) где <7=P — скоростной напор; р — плотность воздуха; S — характерная площадь; сх и су; сХ1 и су1 — безразмерные аэродинамические коэффи- циенты. Аэродинамические коэффициенты зависят в основном от формы летательного аппарата, его ориентации относительно вектора воздушной скорости (т. е. углов а, р, 68, бн, бэ) и от кри- териев аэродинамического подобия — чисел Маха N\=Vw/a и Рейнольдса Re = УМ— , .;ц ; 2-3422 33
где а — скорость распространения звука в воздухе; L — характерный размер; v — кинематический коэффициент вязкости воздуха. Учитывая изложенное выше, можно сказать, что аэродина- мические силы зависят от формы и размеров летательного аппа- рата, углов атаки, скольжения и отклонения рулей, скорости воздушного потока и высоты полета. Полный аэродинамический момент, действующий на лета- тельный аппарат, обычно раскладывают на составляющие по осям (?Х|, Оу\, Ozi. Эти составляющие А!д, Му и Мг называются соответственно моментами крена, рыскания и тангажа. Величина и направление полного аэродинамического момен- та зависят от тех же факторов, что и величины аэродинамиче- ских сил, и. кроме того, от некоторых дополнительных факто- ров (например, угловой скорости летательного аппарата). Аэродинамические характеристики детально изучаются в гл. Ill—VII. § 4. ХАРАКТЕРИСТИКИ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ 4.1. КЛАССИФИКАЦИЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ На современных летательных аппаратах, как правило, при- меняются двигатели, использующие силу прямой реакции газо- вой струи. В таких двигателях, называемых реактивными, не требуется дополнительного устройства — движителя (напри- мер, воздушного винта, отбрасывающего назад массу воздуха), так как двигатель и движитель совмещены в одном агрегате. Газообразные продукты сгорания топлива непосредственно воз- действуют на внутренние поверхности двигателя с силой, про- тивоположной по направлению выбрасываемой газовой струе. Реактивные двигатели можно разделить на две основные * группы: воздушно-реактивные и ракетные. Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) ис- пользуют для создания газовой струи атмосферный воздух, ко- торый участвует в реакции горения; с этой целью воздух перед поступлением в камеру сгорания двигателя сжимается и смеши- вается с топливом — керосином, бензином и т. п. По способу сжатия воздуха перед поступлением его в каме- ру сгорания воздушно-реактивные двигатели разделяются на бескомпрессорные и компрессорные. К бескомпрессорным двигателям относятся прямоточные (ПВРД) и пульсирующие (ПуВРД) воздушно-реактивные дви- гатели, а к компрессорным—турбореактивные (ТРД). Ракетные двигатели используют для создания реактивной струи газы, образующиеся в камере сгорания двигателя без участия атмосферного воздуха. Благодаря этому ракетные дви- 34
гатели создают тягу как в воздушной среде, так и в безвоздуш- ном пространстве. В ракетных двигателях возможно использование трех видов энергии: химической, ядерной и солнечной. Химические ракетные двигатели делятся на жидкостные ра- кетные двигатели (ЖРД), работающие на жидком топливе, подаваемом в камеру сгорания из баков, ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ), в которых топливо находится непо- средственно внутри камеры сгорания, и смешанные («гибрид- ные») двигатели, работающие на твердо-жидком топливе. Ракетные двигатели на химическом топливе имеют в не- сколько раз большие по сравнению с воздушно-реактивными дви- гателями расходы топлива на 1 Н создаваемой тяги. 4.2. СИЛА ТЯГИ Как известно, сила тяги реактивного двигателя Р ссязана с секундными расходами топлива тт.еек и воздуха гив.сек, ско- ростью истечения продуктов сгорания а?0, давлением газов на срезе сопла ра, атмосферным давлением рх, скоростью поле- та V и площадью выходного сечения сопла Sa зависимостью се« + «т «к) - ГПь «>У + (Pa ~ Р-) $а- ( 1.23) Тяга ракетного двигателя (при тв.сек=0): P=m,.tCh'wa-]-(pa-p.)Sa. (1.24) В этом выражении первый член характеризует собой тягу, создаваемую за счет отбрасывания газа из сопла и называемую реактивной силой; второй член характеризует тягу, которая оп- ределяется разностью статических давлений на срезе сопла (ра) и в окружающей среде (рх). Сила тяги ракетного двигателя не зависит от скорости поле- та летательного аппарата. Одним из наиболее важных показателей экономичности ре- активных двигателей является удельная тяга (называемая так- же удельным импульсом). Под удельной тягой Руд понимают тягу двигателя, отнесенную к массовому секундному расходу топлива: Р^=—-Г— П-25) тт.сек В соответствии с формулой (1.24) получим выражение удель- ной тяги ракетного двигателя с -------(Рв-Роо). (1,-26) ’ «г.еек 2 35
Так как главную роль играет первое слагаемое, то числен- ная величина удельной тяги в первую очередь определяется ско- ростью истечения газа из сопла, которая в основном зависит от теплотворной способности топлива и от отношения давлений в камере сгорания и на.срезе сопла pjpa. Наиболее широкое применение для ЖРД в настоящее время нашли две основные группы топлив, отличающиеся типом окис- лителя: а) топлива на основе азотной кислоты и других кислород- ных соединений азота; б) топлива на основе жидкого кислорода. Характеристики некоторых топлив для ЖРД приведены в табл. 1.2. Таблица 1.2 Основные характеристики некоторых жидких топлив при рк = 400 Па (40 ата), рв=ря=10 Па (1 ата) и оптимальных соотношениях горючего и окислителя Состав топлива Плотность рт. кг.'м’ Темпера- тура горе- ния -т^к Удеаыие тега H-crttr то«л Окислитель Гррючее 98%-ная азотная Тонка-250 1320 3045 2450 кислота HNOs 60% HNOj+40% Тоика-250 1360 3150 2550 N,O« Жидкий кислород 93,5%-ный этило- 990 3300 2700 Жидкий кислород вый спирт Керосин 1000 3610 2800 Жидкий кислород Жидкий водород 260 2755 3640 Для РДТТ применяются топлива двух видов: баллиститные, представляющие собой твердые растворы органических ве- ществ, содержащие горючее и окислитель, и смесевые — меха- нические смеси органического горючего и неорганического, а иногда и органического окислителя. Характеристики некоторых твердых топлив приведены в табл. 1.3. Скорость горения большинства твердых топлив растет при повышении давления в камере сгорания, так как при этом уве- личивается теплоотдача к поверхности горения. Кроме того, скорость горения зависит от начальной температуры заряда: чем она ниже, тем большее количество тепла необходимо под- вести, чтобы началась реакция разрушения твердой фазы топ- лива, следовательно, тем меньше будет скорость горения. Примерная зависимость скорости горения от давления в ка- мере и начальной температуры заряда приведена на рис. 1.9. Для оценки экономичности воздушно-реактивных двигателей наряду с удельной тягой часто применяют другую величину — 36
Таблица 1.3 Основные характеристики некоторых твердых топлив при рк=700 Па (70 ата), рЛ=рп«|О Па (1 ата) и /=20’С /ЯдрКЛ ИЛИ условное обозначе- ние Состав топлива Плотность рт. кг/м> Темпера- тура горе- ния Г . К Скорость горе нм я «, СМС Удельная тяга Руд. Н с КГ T01U Окислитель Горючее Баллиститкые JPN Нитроглицерин 4- Нитроклетчатка Смесевые 1610 3160 1,65 2300 А Перхлорат аммо- ния Полибутадиен 1700 — 1,17 2500 Б Перхлорат аммо- ния Полиуретан 1680 — 0,56 2380 В Перхлорат аммо- ния и калия • 1700 — 1,28 2360 удельный расход топлива Сул, т. е. часовой расход топлива, при- ходящийся на 1 Н развиваемой двигателем тяги: . ___ 3600тт.еек у* р Между удельным расходом топлива и удельной тягой можно установить следующую связь: Рис. 1.9. Примерная зависимость скорости горения твердых топлив от давления и начальной темпе- ратуры заряда: • 1 — баллистнтное топливо; 1 — смесевое топливо на основу нитрата аммония Рис. 1.10. Изменение силы тяги ЖРД во время полета ракеты: 1 — команда на запуск; 2 — воспламенение; 3 — отделение ракеты от стартового устрой- ства; 4—3— участок номинальной тяги: 6 — команда на выключение двигателя; 5—6 — участок последействия 37
Тяга ракетного двигателя существенно меняется по времени на переходных режимах (при запуске и выключении двигате- ля). Зависимость тяги от времени (переходная характеристика ракетного двигателя) представлена на рис. 1.10. Как видно, дав- ление в камере сгорания, а следовательно, и сила тяги дости- гают номинального значения не сразу после запуска. Некоторое время проходит от момента подачи команды на запуск двигате- ля до начала воспламенения. Тяга появляется практически в момент воспламенения. При выключении двигателя тяга также исчезает не мгновен- но — наблюдается так называемое явление последействия. 4.3. ВЫСОТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Сила тяги ракетного двигателя при заданном режиме рабо- ты, как следует из формулы (1.24), зависит только от величины атмосферного давления на данной высоте (р^=рн)- Следова- тельно, наибольшая тяга ракет- Рпс. 1.11. Высотная характери- стика ракетного двигателя с постоянным соплом ного двигателя будет в пустоте, когда .противодавление на срезе сопла равно нулю (Дн = 0): Р„ = ^.^а + ^ара. (1-28) Если тягу на любой высоте Рн выразить через тягу на земле Ро, то получим зависимость, на- зываемую высотной характерис- тикой ракетного двигателя Рн=Ро+(Ро-Рн^а, (1.29) где через ро обозначено атмо- сферное давление на земле. ракетного двигателя с постоянным 1.11. Высотная характеристика сечением сопла представлена на рис. 4.4. СКОРОСТНАЯ И ВЫСОТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Турбореактивные двигатели Характеристики турбореактивных двигателей зависят глав- ным образом от степени повышения давления в компрессоре лк* и от температуры газа перед турбиной Тл*. У современных двигателей значение лк* колеблется в довольно широких преде- лах. Двигатели, предназначенные для длительного полета с до- звуковыми скоростями, имеют высокие значения пк*= 104-14, при которых достигается минимальный расход топлива. При 38
Рис. 1.12. Зависимость относительной тяги ТРД от скорости и высо- ты полета: а) «к-в, 7^1200 К; <г> **-!!. 7*-1200 к 3 Рис. 1.13. Зависимость удельного расхода топлива ТРД от скорости и высоты полета 39
увеличении скорости и при уменьшении дальности полета более важное значение приобретает вес двигателя. Для снижения веса уменьшают степень повышения давления до 4—6. Температура газа перед турбиной ограничивается жаростой- костью ее лопаток и достигает в настоящее время примерно 1100—1200 к. На рис. 1.12 показан график примерной зависимости относи- тельной тяги ТРД £=Р/Р0 от числа М и высоты полета. Через Ро обозначена стендовая тяга двигателя (Л1=0; Н=0), а через Р — тяга двигателя на данной высоте при данном числе М. На рис. 1.13 представлен график зависимости удельного рас- хода топлива Суд (т. е. расхода топлива в час на 1 Н тяги) от тех же параметров. Графики на рис. 1.12 и 1.13 получены расчетным путем при условии идеального регулирования геометрии входного диффу- зора и сопла в зависимости от режима полета. Зная силу тяги на каком-либо режиме полета и пользуясь, рис. 1.12 и 1.13, можно построить характеристики двигателя во всем интересующем нас диапазоне скоростей и высот полета. Прямоточные двигатели Силу тяги прямоточного ВРД принято характеризовать ко- эффициентом тяги Cr, равным отношению силы тяги Р к скоро- стному напору q и площади сечения камеры сгорания двигате- ля 5ДВ: При данной скорости и высоте полета коэффициент тяги и удельный расход топлива зависят, главным образом, от геомет- рии входного диффузора двигателя и сопла, а также от темпе- Рис. 1.14. Скоростные характеристики ПВРД (Я^П км) О) СЛ-/(М): б) Сул-/(М) 10
ратуры газов в камере сгорания Гэ*, которая определяется со- ставом смеси. В зависимости от перечисленных факторов характеристики ПВРД могут колебаться в широких пределах. На рис. 1.14 изо- бражен примерный характер скоростной характеристики ПВРД, полученной расчетным путем при различных значениях темпе- ратуры в камере сгорания. * . Сплошные кривые соответствуют случаю полного регулиро- Рис. 1.15. Высотная характеристика ПВРД С„ Суя. а) —-—<h -----------f(H) CRU суяп полета. Пунктиром показаны примерные характеристики нере- гулируемых прямоточных двигателей, геометрические парамет- ры которых подобраны для режимов полета М=2,5; 3,5 и 4,5 при Тз* = 2000 К. На рис. 1.15 показана высотная характеристика ПВРД в ви- де графиков зависимостей Cj?u где Сн1| и Суди — коэффициент тяги и удельный расход топлива на высотах км. § 5. УПРАВЛЯЮЩИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ. СХЕМЫ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ . Схема летательного аппарата характеризуется способом со- здания управляющих сил и управляющих моментов, а также взаимным расположением устройств, создающих эти силы и мо- менты. Правильный выбор схемы аппарата обеспечивает возмож- ность управления его полетом, которое необходимо для выпол- нения поставленной задачи — доставки полезного груза в задан- ную точку' пространства (цель) с приемлемой точностью. 41
S.1. УПРАВЛЯЮЩИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ Общее движение летательного аппарата можно разложить на движение его центра масс и вращение относительно центра масс. В соответствии с этим и задачу управления полетом мож- но разделить на две части: 1) управление движением центра масс, т. е. изменение вели- чины и направления вектора скорости полета; 2) управление вращательным движением относительно цент- ра масс. Очевидно, что для изменения величины, и направления векто- ра скорости полета по требуемому закону надо иметь возмож- Рис. 1.16. Схема сил, действующих на лета- тельный аппарат при полете в вертикальной плоскости ность изменять величину и направление равнодействующей всех сил, приложенных к летательному аппарату: силы тяги двига- телей, аэродинамических сил и сил тяжести (рис. 1.16)*. Но поскольку сила тяжести направлена все время по вертикали вниз, а ее величину нельзя регулировать произвольно, то прак- тически управление полетом осуществляется с помощью первых двух сил. Разложим равнодействующую этих сил Аг на две со- ставляющие, одна из которых направлена по касательной к тра- ектории: ^=Pcos(a-|-?,.)-A’ (1.30) и вторая — по нормали к траектории: ^=Psin(a-K?w)+r. (1.31) Касательная сила Nx служит для поддержания заданной скорости полета или изменения ее по требуемому закону. Если 2Vx>Gsin0, то скорость возрастает; при /Vx<Gsin6 скорость * Для простоты рассуждений рассматриваем движение в вертикальной плоскости. 42
уменьшается; наконец, в частном случае, когда Afx=Gsin0, скорость полета постоянна. Нормальная составляющая Nv служит для изменения на- правления полета, а также для сохранения заданного направле- ния. Если NV^G cos 0, то траектория будет искривляться в ту или иную сторону. Для сохранения прямолинейного полета не- обходимо выдержать условие NV='G cos 0. Поскольку силы Мх и Nv используются для управления дви- жением центра масс летательного звание управляющих сил. Итак, управляющие си- лы — это проекции равно- действующей аэродинамиче- ских и реактивных сил на касательную и нормаль к траектории. Управление полетом мо- жет осуществляться .или на некоторой части траектории, или на всей траектории. В первом случае необходимо управлять как величиной аппарата, они получили на- Рис 1.17. Траектория полета баллисти- ческой ракеты скорости, так и направлением полета, т. с. использовать обе уп- равляющие силы Nx и Mv. В качестве примера можно привести баллистическую ракету, управляемую только на начальном ак- тивном участке полета. В конце активного полета (т. е. в момент окончания работы двигателя) ракета должна иметь строго опре- деленные, заранее вычисленные, скорость Va и угол наклона тра- ектории 0» (рис. 1.17). При этих условиях ракета, продолжая полет по инерции, попадет в заданную точку — цель. Большинство других беспилотных летательных аппаратов наводится на цель в течение всего полета. В этом случае можно ограничиться регулированием только направления полета, т. е. использовать лишь нормальную управляющую силу Nv. Устройства, с помощью которых регулируется величина уп- равляющих сил, называются органами управления. Органы уп- равления действуют в соответствии с сигналами, вырабатывае- мыми системой управления. В большинстве случаев изменение величины нормальной уп- равляющей силы требует поворота корпуса летательного аппа- рата относительно вектора скорости на некоторый угол (угол атаки, угол скольжения или угол крена). Для поворота корпуса необходимо приложить к летательному аппарату соответствую- щие моменты относительно центра масс, которые принято назы- вать управляющими моментами. Таким образом, органы управ- ления • воздействуют на величину нормальной управляющей силы обычно путем создания управляющих моментов. 43
Управляющие моменты нужны не только для регулирования управляющих сил, но и для поддержания требуемой угловой ориентации корпуса летательного аппарата в пространстве, т. е. для его угловой стабилизации. Это связано с тем, что на лета- тельный аппарат непрерывно действуют возмущения, вызван- ные его несимметрией, эксцентриситетом силы тяги и воздейст- вием неспокойной атмосферы. Устройства, которые создают управляющие моменты, необ- ходимые для угловой стабилизации, называются органами ста- билизации. Из сказанного выше можно сделать вывод, что в большин- стве случаев функции органов управления и органов стабилиза- ции могут выполняться одними и теми же устройствами. Но в некоторых случаях органы управления воздействуют на величину нормальных управляющих сил без поворота корпуса, т. е. без создания управляющих моментов. Тогда на летатель- ном аппарате необходимо делать самостоятельные органы ста- билизации. 5.2. СПОСОБЫ СОЗДАНИЯ НОРМАЛЬНЫХ УПРАВЛЯЮЩИХ СИЛ Как было отмечено выше, управляющие силы по своей фи- зической природе могут быть аэродинамическими и газодина- мическими (реактивными). Способ создания нормальных управ- ляющих сил является одним из главных признаков, характери- зующих схему летательного аппарата. Можно выделить 3 группы схем: аэродинамические, газоди- намические и комбинированные (аэрогазодинамические). Рас- смотрим особенности каждой из этих групп. Аэродинамические схемы Для полной характеристики аэродинамической схемы необ- ходимо рассмотреть два признака: 1) число и поперечную ориентировку крыльев (т. е. их рас- положение относительно корпуса при виде спереди); с этой точ- ки зрения различают схемы с плоским и пространственным рас- положением крыльев (рис. 1.18); 2) взаимное положение подвижных и неподвижных несущих поверхностей по длине корпуса; по этому признаку все аэроди- намические схемы делят на 4 типа: — обычная схема *; — схема «бесхвостка»; — схема «утка»; . — схема с поворотными крыльями. * Часто употребляется равнозначный термин — «нормальная» схема. 44 1
При всем разнообразии аэродинамических схем для всех них характерно то, что управляющая сила создается в основном не- сущими поверхностями — крыльями. Это — подъемная сиЛа ле- тательного аппарата Y. Доля управляющей силы, создаваемая тягой двигателя и равная Рsin(a+<p4B), в большинстве случаев невелика. Рис. 1.18. Классификация аэродинамических схем летательных аппаратов Крылатые летательные аппараты наиболее часто применя- ются для полета на малых и средних высотах. При больших вы- сотах полета выгоднее применять схемы летательных аппара- тов, в которых используется газодинамический принцип созда- ния управляющих сил. Газодинамические схемы Различные варианты таких схем показаны на рис. 1.19. В первом из них для получения нормальной управляющей си- лы необходим поворот всего аппарата на некоторый угол атаки по отношению к вектору скорости полета. Большая часть управ- ляющей силы (Р sin а) создается основным двигателем. Подъ- 45
емная сила корпуса и оперения чаще всего невелика (особенно на больших высотах) и поэтому играет второстепенную роль. Поворот корпуса осуществляется органами управления, со- здающими необходимые управляющие моменты. Эти же органы обеспечивают и угловую стабилизацию летательного аппарата. Второй вариант газодинамической схемы (рис. 1.19, б) пред- ставляет собой бескрылый летательный аппарат с поворотными коленчатыми соплами. В данной схеме используется чисто газо- динамический принцип создания управляющих сил, так как угол атаки корпуса все время равен нулю и аэродинамическая подъ- емная сила отсутствует. Рис. 1.19. Газодинамические схемы летательных аппара- тов: о — вектор силы тяги совладает с осью корпуса: 6 - вектор си- лы тяги ис связан с осью корпуса (схема с поворотными ко- ленчатыми соплами); а — вектор силы тяги перпендикуля- рен оси корпуса (схема с боковыми соплами) Управляющие силы создаются ракетным двигателем с ко- ленчатыми соплами, расположенными в центре масс. Регулиро- вание величины управляющих сил достигается поворотом этих сопел на соответствующие углы. Таким образом, коленчатые сопла являются органами управления. Для угловой стабилизации в данном случае необходимы от- дельные органы стабилизации, расположенные в кормовой или носовой части корпуса. Третий вариант газодинамической схемы (рис. 1.19, в) —это бескрылый летательный аппарат с боковыми соплами. Несколько сопел ракетного двигателя расположены в обла- сти центра масс аппарата, причем их оси перпендикулярны про- дольной оси корпуса. С помощью распределительного устрой- ства, которое в этой схеме является органом управления, про- дукты сгорания топлива направляются в то или иное сопло (или 46
в несколько сопел сразу). Таким образом, создается управляю- щая сила нужного направления. Как и в предыдущем варианте, для угловой стабилизации летательного аппарата необходимы специальные устройства — органы стабилизации. Характер действия боковых сопел может быть различным: непрерывным, импульсным или разовым (последний способ ис- пользуется только для однократной корректировки траектории). Комбинированные схемы В диапазоне высот // = 354-45 км, по-видимому, целесообраз- ны схемы, основанные как на аэродинамическом, так и на газо- динамическом принципах создания нормальных управляющих сил. В этих схемах, кроме основного двигателя, имеется управ- ляющий двигатель с соплами, расположенными вблизи центра масс. При полете на малых высотах маневренность обеспечи- вается крыльями; при полете на больших высотах включается управляющий двигатель, который дает дополнительную нор- ' мальную управляющую силу. SJ. СПОСОБЫ СОЗДАНИЯ УПРАВЛЯЮЩИХ МОМБНТОВ Выше было отмечено, что управляющие моменты создаются с помощью органов управления и стабилизации. Эти устройст- ва размещаются в носовой или кормовой части летательного аппарата, вдали от его центра масс. По принципу своего дейст- вия они могут быть аэродинамическими и газодинамическими. Аэродинамические органы управления и стабилизации Наиболее часто применяемые типы аэродинамических орга- нов управления и стабилизации представлены в табл. 1.4. Рули типа поворотного оперения. Такие рули применяются главным образом при полете со сверхзвуковыми скоростями, так как они обладают хорошей эффективностью при больших чис- лах М. Рули, расположенные вдоль задней кромки неподвижных не- сущих поверхностей — крыльев, стабилизаторов, килей. Нан- /большее распространение такой тип рулей получил для дозву- ковых летательных аппаратов. При дозвуковых скоростях поле- та отклонение рулей приводит к появлению подъемной силы не только на самих рулях, но и на расположенной перед ними не- подвижной поверхности. Поэтому при малой площади рулей можно добиться их высокой эффективности. 47
Таблица 14 При сверхзвуковых скоростях полета возмущения, вызван- ные отклонением рулей, не передаются вперед, вследствие чего подъемная сила образуется только на самих рулях. Концевые рули и концевые элероны. В данном случае рули или элероны также составляют лишь часть оперения или крыль- ев, но расположены они не на задней кромке, а на концах этих поверхностей. Такие рули эффективны при больших числах М. К недостаткам концевых рулей надо отнести конструктивные трудности размещения подшипников оси вращения и рулевого привода в сравнительно тонком оперении или крыльях. Роллероны. Одним из специфических устройств для угловой стабилизации относительно оси Ох\ являются так называемые роллероны, устанавливаемые на крыльях или стабилизаторах. Они представляют собой элероны, в которые вмонтированы мас- сивные зубчатые диски — роторы. Ротор одним своим краем слегка выступает за контур элерона, вследствие чего в полете он раскручивается встречным потоком воздуха. 48
В отличие от элеронов роллероны не имеют приводов управ- к ления. Если угловая скорость крена равна нулю, то роллероны Г устанавливаются по потоку и не создают никаких моментов от- Еноситсльно продольной оси Oxj. Но при вращении летательного * аппарата с угловой скоростью на роторы действует гироско- х иический момент, под влиянием которого роллероны отклоня- * ются на некоторые углы. Применяя известное из механики nPa- К. вило для определения знака гироскопического момента, легко показать, что роллероны на правом и левом крыльях (стабили- Ь заторах), всегда будут отклоняться в разные стороны, создавая . при этом аэродинамический момент крена, тормозящий враще- |' ние аппарата. Таким образом, роллероны увеличивают поперечное демпфи- | рованне летательного аппарата, снижая тем самым угловую & скорость его вращения вокруг оси Ох\, вызванную различными ^возмущениями. Но в то же время они не могут обеспечить неиз- менную поперечную ориентацию аппарата (у=0). Летательный I аппарат с роллеронами будет вращаться в полете, хотя и значи- ’ -тельно медленнее, чем аппарат без роллеронов. Интерцепторы. Интерцептор (прерыватель потока) пред- I ставляет собой пластинку, установленную вдоль задней кромки I крыла или оперения перпендикулярно набегающему потоку. I При перемещении пластинки в верхнее или нижнее положение Е возникает подъемная сила соответствующего знака. Достоин- ством интерцепторов является отсутствие шарнирных моментов К и, как следствие, — простота управления ими. Недостаток ин- ® терцепторов — большое дополнительное сопротивление. Газодинамические органы управления >.<& и стабилизации Некоторые газодинамические органы управления и стабнли- ' зацин представлены в табл. 1.5. Газовые рули. Такие рули сравнительно просты по конструк- * ции. Их эффективность линейно связана с углом отклонения (по | крайней мере, при бг.р^20°). Достоинством газовых рулей яв- ляется также то, что путем дифференциального управления ими I можно создавать не только моменты тангажа и рыскания, но и моменты крена. К недостаткам их следует отнести большое ло- бовое сопротивление, эквивалентное снижению силы тяги двига- Ктеля на 3^—5%, и быстрое обгорание, особенно в струе РДТТ, В содержащей твердые частицы. Дефлекторы. Дефлекторы представляют собой кольца, рас- £ положенные вокруг среза сопла и отклоняемые, относительно Э одной или двух взаимно перпендикулярных осей. Так как деф- j лектор вступает в контакт со струей только при отклонении от Ж
Таблица 1.5 Газодинамические органы управления Kj = Р sin 5 A'l =/>(| — cos &) ДС = 20Р10-4 Ki =0,018Р& (ЗРа2-ю-< Н - | 4PJ2-10-4 Дб = 12PI0 4 ЮР-10 4 («) («> (а) (tf) Лб = (0.05Р + 8Г, + 2,2Ггуяр)-10-2 Дб = (0,1Р 4- 1 (45Г1Туп[1) 10-2 ь CJ 50
нейтрального положения, то обгорание его незначительно. Шар- нирные моменты дефлекторов малы. Однако по сравнению с газовыми рулями дефлекторы обла- дают меньшей эффективностью. Кроме того, зависимость управ- ляющего момента от угла отклонения дефлектора имеет нели- нейный характер. Разновидностью дефлекторов являются сопловые насадки. Юнн более эффективны, но при отклонении таких насадков воз- никают большие шарнирные моменты. Качающиеся двигатели. Этот способ создания управляющих моментов с успехом может применяться для летательных аппа- ратов с ЖРД, камера которых устанавливается на карданном Iподвесе. При отклонении камеры в какой-либо плоскости вместе с ней отклоняется газовая струя и вектор силы тяги. Качающиеся сопла. Отклонение газовой струи при неподвиж- ной камере двигателя может быть достигнуто отклонением сопла : или его части. В этом варианте требуется надежная герметиза- ция соединения подвижной и неподвижной частей сопла, рабо- тающего в условиях высоких давлений и температур. Вдув или впрыск в сопло. Путем вдува газа или впрыска жидкости внутрь сопла через его боковую стенку также можно добиться отклонения газовой струи и возникновения управляю- щего момента. Достоинством такого способа является отсутст- вие подвижных элементов двигателя или его сопла. Общий недостаток дефлекторов, сопловых насадков, качаю- щихся сопел и камер — это невозможность создания управляю- щих моментов крена при наличии одного сопла или одной каме- ры. Кроме того, все рассмотренные выше устройства, включая и газовые рули, действуют только при работающем двигателе. При пассивном 'же полете действие этих органов управления прекращается. Струйное управление. Указанных выше недостатков лишены так называемые системы струйного управления. В этом случае управляющие моменты относительно всех трех осей создаются с помощью нескольких вспомогательных сопел (струйных ру- лей), максимально удаленных от центра масс. Струйные рули работают в импульсном режиме, хотя в принципе можно обес- печить и непрерывный режим их работы. 5.4. ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ СХЕМ С ПЛОСКИМ И ПРОСТРАНСТВЕННЫМ РАСПОЛОЖЕНИЕМ КРЫЛЬЕВ Летательные аппараты традиционно сложившейся самолет- / пой или двухкрылой схемы имеют два крыла, плоскости кото- рых параллельны плоскости XjOzi или составляют с ней неболь- шой угол, называемый углом поперечной V-образности. При такой £хеме маневр в вертикальной плоскости обычно выполняется путем изменения угла атаки корпуса а, от которо- 51
го зависит величина подъемной силы аппарата. Управляющие’ моменты, необходимые для изменения угла атаки, создаются рулями высоты. Значительно реже для той же цели применяют поворотные крылья, которые являются одновременно и устрой- ствами для создания подъемной силы и органами управления- Боковой маневр может быть выполнен двумя способами. 1. Плоский разворот с использованием боковой силы: (рис. 1.20, а). Эта сила создается корпусом и вертикальным Рис. 1.20. Схема плоского (а) и координиро- ванного (б) разворотов двухкрылого летатель- ного аппарата оперением при наличии угла скольжения р. Угол р регулируется путем отклонения ру- лей направления. 2. Координирован- ный разворот с исполь- зованием подъемной силы Y. Для выполне- ния такого разворота надо накренить лета- тельный аппарат на не- который угол у (рис 1.20, б) с помощью эле- ронов и одновременно придать ему нужный угол атаки а с по- мощью рулей высоты. Координируя соответ- ствующим образом от- клонение элеронов и рулей высоты, можно добиться желаемых на- правления и величины управляющей силы У. В этом случае рули направления служат только для стабилизации снаряда относи- тельно оси Оу\. С точки зрения простоты работы системы управления пред- почтителен плоский разворот. Но маневренность в плоскости XjOzi при этом очень мала, так как корпус и вертикальное опе- рение не могут создать значительной боковой силы. К этому на- до добавить, что для создания положительного угла р приходит- ся отклонять рули направления (расположенные в хвостовой части летательного аппарата) на отрицательный угол 6Н, вслед- ствие чего боковая сила рулей вычитается из общей боковой силы. При наведении аппарата на точечные цели, в особенности: быстродвижущиеся (например на самолет), необходимо приме- нять координированный разворот, хотя такой способ разворота усложняет работу системы управления. 52
При плоском расположении крыльев применяются различ- ные схемы оперения (рис. 1.21). Наибольшее распространение получили варианты а, б и в, в которых имеется горизонтальное и вертикальное оперения. Горизонтальное оперение может на- ходиться как в кормовой, так и в носовой части корпуса, а вер- тикальное— только в кормовой части, так как в противном слу- чае летательный аппарат не будет обладать статической устой- чивостью пути. д) Рис. 1.21. Различные варианты оперения, применяемые при плоском расположении крыльев Для маневренных управляемых снарядов чаще всего приме- няются схемы с крестообразными крыльями, расположенными во взаимно перпендикулярных плоскостях. В зависимости от поперечной ориентировки можно различать плюс- и иксообраз- ные схемы. Оценим величину подъемной силы таких летательных аппа- ратов. Очевидно, что если к аппарату с горизонтально располо- женными крыльями добавить аналогичную вертикальную пару крыльев, то подъемная сила от этого не изменится, независимо- от того, вызвана ли она наличием угла атаки корпуса а или поворотом крыльев на угол б. Другими словами, можно на- писать Здесь индекс « + » относится к плюсообразной схеме. Рассмотрим теперь нксобразную схему и сравним ее с само- летной схемой. Отклонение корпуса на некоторый угол атаки а в вертикальной (биссекторной) плоскости можно представить как геометрическую сумму отклонений корпуса в плоскостях первой и второй пар крыльев на углы Если обозначить V 2 подъемную силу самолетной схемы при угле атаки а через У<а), 53
то как первая, так и вторая пары крыльев создадут подъемные силы 2, а их равнодействующая по-прежнему будет рав- на У(а) (рис. 1.22, а). Таким образом, и при Х-образной ориентировке крыльев справедливо равенство с’ =с“. и* v Можно аналогичным способом доказать, что не только при -{--образной или Х-образной ориентировке крестообразных крыльев, но и при любой промежуточной ориентировке их про- изводная сау остается неизменной и равной с* аналогичной двухкрылой схемы. Следовательно, в каком бы направлении Рис 1 22. К определению подъемной силы летательного аппарата с Х-образными крыльями: а — при а-* 0; б — при А О мы нн отклоняли продольную ось корпуса (на один и тот же угол), величина нормальной силы будет одинаковой. Учитывая это свойство, схемы с крестообразным расположением крыльев часто называют аэродинамически осесимметричными схе- мами *. Иная картина возникает, если подъемная сила создается путем поворота крыльев относительно корпуса на угол д. Обозначим подъемную силу двухкрылой схемы через У(«). В случае Х-образной схемы для создания силы в биссекторной плоскости необходимо отклонить обе пары крыльев (рис. 1.22, б). Каждая из них создаст подъемную силу У.^), а * При больших углах атаки свойство аэродинамической осеснмметрии крестокрылых летательных аппаратов исчезает вследствие нелинейного харак- тера зависимости с,(а). 54
равнодействующая этих сил будет равна K(S)y 2 . Другими сло- вами 4х=4*/2 =4/2, т. е. подъемная сила поворотных крыльев (или рулей) в биссек- торной плоскости на 40% больше, чем в плоскостях той или иной пары крыльев (рулей). При крестообразной схеме летательного аппарата приме- няется, как правило, плоский разворот (без крена), благодаря чему быстродействие аппарата несколько повышается, а систе- ма управления получается более простой. Для некоторых типов летательных аппаратов (например, уп- равляемых авиационных бомб и торпед) потребная маневрен- ность в вертикальной плоскости больше, чем в горизонтальной. В этих случаях могут применяться схемы расположения крыль- ев, показанные на рис. 1.23: иксобразная схема с углом чр<45° и схемы с разнесенными вертикальными крыльями. Рис. 1.23. Схемы с Х-образным (а) и Н-образным (б) расположе- . пнем крыльев Известны также летательные аппараты с кольцевыми несу- щими поверхностями. 5.5. ВЗАИМНОЕ РАСПОЛОЖЕНИЕ ПОДВИЖНЫХ И НЕПОДВИЖНЫХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ Важным признаком, характеризующим аэродинамическую схему летательного аппарата, является расположение подвиж- ных несущих поверхностей (органов управления) относительно неподвижных поверхностей и центра масс. Как уже упомина- лось, по этому признаку различают четыре варианта: обычная схема, схемы «бесхвостка», «утка» и схема с поворотными крыльями. ' Обычная схема (рис. 1.24). В этой схеме органы продольного управления находятся в кормовой части корпуса, позади центра масс. Отличительная особенность обычной схемы состоит в том, что для создания положительного угла атаки а требуется откло- нить рули на отрицательный угол 6. Схема «бесхвостка» (рис. 1.25). Стремление увеличить пло- щадь крыльев и в то же время сохранить небольшой размах их 5S
приводит к сильному возрастанию бортовой хорды крыльев. В этом случае рули примыкают вплотную (или почти вплотную) к задней кромке крыльев и могут быть связаны с ними конст- руктивно. Такая схема получила название «бесхвостка», по- скольку самостоятельное хвостовое оперение в ней отсутствует. «Бесхвостка» является разновидностью обычной схемы. Рис. 1.24. Летательный аппарат Рис. 1.25. Летательный аппарат обычной схемы схемы «бесхвостка» Схема «утка» (рис. 1.26). В этой схеме рули высоты нахо- дятся в носовой части корпуса, впереди центра масс. Рули на- правления при крестообразном расположении крыльев также расположены спереди, а при плоском расположении крыльев — сзади. Отличие схемы «утка» от рассмотренных выше схем состоит в том, что для создания положительного утла атаки требуется отклонить рули на положительный угол. Рнс. 1.26. Летательный аппарат схемы «утка»: а —с крестообразными крыльями; б — с плоским расположением крыльев Рис. 1.27. Летательный аппарат с по воротными крыльями Схема с поворотными крыльями (рис. 1.27). Если в схеме «утка» постепенно увеличивать площадь рулей и перемещать их назад, одновременно уменьшив и сдвинув назад неподвиж- ные несущие поверхности, то в конце концов можно прийти к схеме с поворотными крыльями. В этой схеме крылья располо- жены вблизи центра масс аппарата и выполняют одновременно функции органов управления; неподвижные же несущие поверх- ности служат в качестве стабилизаторов. Таким образом, схема с поворотными крыльями является разновидностью «утки», хотя и имеет специфические особен- ности. 56
В отличие от рассмотренных ранее схем, в которых для со- здания подъемной силы требовалось повернуть весь аппарат на угол атаки а, в схеме с поворотными крыльями в принципе можно обойтись и без углов атаки, так как подъемная сила воз- никает непосредственно в результате поворота крыльев относи- тельно корпуса. Такой способ создания подъемной силы заметно улучшает динамические свойства летательного аппарата. § 6. ВОЗМУЩАЮЩИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ В реальном полете на летательный аппарат всегда дейст- вуют возмущающие силы и моменты, обусловленные различны- ми факторами. При составлении математической модели полета и ее иссле- довании невозможно учесть все эти возмущающие факторы. В зависимости от конкретных условий приходится учитывать, лишь те из них, которые существенно влияют на решение дан- ной задачи. Поэтому здесь ограничимся кратким обзором основ- ных групп возмущающих факторов, перенеся более детальное- их рассмотрение в соответствующие разделы книги: Такие возмущающие факторы, как отклонения параметров /(веса аппарата, силы тяги двигателей, секундного расхода топ- лива и др.) от номинальных значений, обусловлены главным об- разом производственными погрешностями при изготовлении и сборке элементов и агрегатов, комплектующих аппарат, и раз- бросом характеристик топлива. Эти отклонения и такие произ- водственные погрешности, как эксцентриситет тяги основного- двигателя, несимметрия аппарата, перекос корпуса и т. п., вы- зывают появление случайных возмущающих сил (сил тяжести, реактивных и аэродинамических) и их моментов. Атмосфера является другим источником возмущений. Откло- нения параметров атмосферы от стандартных значений приво- дят к появлению возмущающих аэродинамических сил и момен- тов и к отклонению тяги от номинальной величины. Ветровые воздействия также вызывают возмущения аэродинамических сил и моментов. Атмосферные возмущения представляют собой случайный процесс и описываются случайными функциями. Все эти возмущающие силы и моменты приложены непосред- ственно к летательному аппарату. Кроме них, всегда действуют возмущающие силы и моменты, возникающие в результате раз- личных ошибок в отклонении органов управления. Обычные источники таких возмущающих воздействий — это шумы, по- грешности в работе аппаратуры и отклонения параметров ап- паратуры от их номинальных значений, приводящие к различ- ным ложным сигналам в элементах системы управления и со- ответственно к ложным отклонениям органов управления. В результате появляются возмущающие силы и моменты, кото- рые являются, вообще говоря, случайными величинами. 57
Очень важным возмущающим воздействием (с точки зрения влияния на точность управления) являются шумы, поступающие на входы устройств измерения координат цели и летательного аппарата, приемников команд и других устройств. Эти шумы, называемые обычно флюктуационными, в общем случае описы- ваются нестационарными случайными функциями. Они приво- дят к случайным отклонениям органов управления (рис. 1.28) и, следовательно, к появлению соответствующих возмущающих сил и моментов. Рис. 1.28. Отклонения рулей при полете снаряда класса «воздух — воздух» по результатам моделирования Возмущающие факторы, воздействуя непосредственно на ле- тательный аппарат и на процессы управления, в конечном счете приводят к ухудшению летных характеристик и снижению точ- ности управления. § 7. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ Управляемым летательным аппаратом называется объект, движущийся в пространстве и обладающий средствами изме- нения направления движения. Примерами управляемых летательных аппаратов могут слу- жить самолет, управляемый снаряд, ракета для исследования верхних слоев атмосферы, ракета-носитель искусственного спут- ника Земли, ракета для межпланетных полетов и т. д. Под управляемым полетом понимается изменение направле- ния движения летательного аппарата, а также изменение скоро- сти движения в целях выполнения задачи полета. Траектории полета пилотируемых летательных аппаратов могут быть самыми разнообразными, так как они произвольно 58
определяются летчиком. В случае же автоматически управляе- мого летательного аппарата траектория должна быть подчинена определенным закономерностям или связям. Только при этом условии система управления полетом будет способна привести летательный аппарат в заданную точку, т. е. обеспечить его встречу с целью. Все. траектории беспилотных летательных аппаратов можно условиться делить на две группы: 1) программные траектории; 2) траектории наведения на цель. В первом случае летательный аппарат движется по заранее заданной траектории, причем в процессе полета эта траектория уже не может быть изменена. Такой метод сближения летатель- ного аппарата с целью называется полетом по программе, а со- ответствующая траектория полета — программной. Во втором случае траектория полета заранее не определена. Направление полета летательного аппарата в каждый момент времени устанавливается в зависимости от направления и ско- рости движения цели с таким расчетом, чтобы обеспечить встре- чу летательного аппарата с целью. Существует целый ряд мето- дов определения направления полета, обеспечивающих встречу летательного аппарата с целью. Их обычно называют методами наведения. В этом случае траектории полета можно называть траекториями наведения на цель. Система управления полетом представляет собой совокуп- ность устройств, предназначенных для приведения в действие органов управления и обеспечивающих встречу летательного аппарата с целью или полет по заранее намеченной траектории. Система управления полетом состоит из: I I) системы стабилизации; 2) системы наведения. 7.1. СИСТЕМЫ СТАБИЛИЗАЦИИ И НАВЕДЕНИЯ Система стабилизации или, точнее, система угловой стабили- зации — это группа устройств, расположенных на летательном аппарате и обеспечивающих сохранение требуемого углового положения или установившегося углового движения летательно- го аппарата. Иногда эту группу устройств называют автоматом стабилизации. Обычно беспилотный летательный аппарат стабилизируется относительно всех трех его координатных осей. В некоторых системах управления полетом принципиально можно обойтись без стабилизации крена, однако с целью повы- шения точности управления и улучшения условий пуска беспи- лотные летательные аппараты и в таких случаях, как правило, снабжаются системой стабилизации угла крена или угловой ско- рости крена. 59
Заметим, что при полете в достаточно плотных слоях атмос- феры стабилизация беспилотного летательного аппарата отно- сительно осей Oyi и Ozi в некоторых случаях может осущест- вляться без применения автоматических устройств — аэродина- мическими средствами путем придания летательному аппарату свойств статической устойчивости. Так как при вращении лета- тельного аппарата вокруг продольной оси Oxt аэродинамические силы практически не изменяются, то стабилизация крена не мо- жет быть обеспечена с помощью аэродинамики. Для этой цели могут служить лишь автоматические системы стабилизации угла или угловой скорости крена. Рис. 1.29. Система стабилизации с дифференцирующим гиро- скопом (датчиком угловой скорости): а —режим стабилизации; б — режим управления Так как на летательный аппарат беспрерывно действуют возмущающие силы и моменты, автоматические системы стаби- лизации, очевидно, должны быть системами замкнутого типа. В таких системах стабилизация осуществляется путем создания управляющих моментов, направленных на уничтожение возник- шей ошибки (рассогласования). Пример системы стабилизации можно видеть на рис. 1.29. Задача системы, в состав которой входят измеритель угловой скорости летательного аппарата и рулевой привод, состоит в том, чтобы независимо от действия возмущающих моментов сохра- нить требуемое значение угловой скорости тангажа О, задавае- мое сигналом наведения ии. При наличии замкнутой системы стабилизации летательный аппарат с автоматической аппаратурой образуют единую дина- мическую систему, в которой летательный аппарат является 60
одним из элементов этой системы. При этом динамические свой- ства замкнутой системы стабилизации в заметной степени опре- деляется динамическими свойствами летательного аппарата. В дальнейшем под системой стабилизации будем понимать автоматическую систему, состоящую из летательного ап- парата и аппаратуры, предназначенной для его стаби- лизации. \ Системой наведения будем называть группу устройств, за- дающих закон движения центра масс летательного аппарата и обеспечивающих полет по этому закону путем соответствующе- го изменения нормальных и тангенциальных управляющих сил. Другими словами, систему наведения можно определить как си- стему управления движением центра масс летательного аппара- та путем изменения управляющих сил. Соответственно под на- ведением будем понимать управление движением центра масс летательного аппарата. Чтобы осуществить наведение, необходимо изменять направ- ление вектора скорости летательного аппарата. Так как направ- ление вектора в пространстве определяется двумя координата- ми, то для наведения летательного аппарата необходимо и до- статочно, чтобы система наведения состояла из двух каналов. Часть устройств системы наведения может быть расположе- на на самом летательном аппарате (бортовая аппаратура си- стемы наведения), другая часть может находиться вне его, т. с. на земле, корабле, самолете и т. д. (внебортовая аппаратура си- стемы наведения). Система наведения выполняет обычно следующие функции: 1) получает и обрабатывает информацию о движении цели и летательного аппарата, на основании которой вырабатывает сигналы наведения-, 2) передает сигналы наведения на борт летательного аппа- рата, если первая функция выполняется внебортовой аппара- турой; 3) преобразует сигналы наведения в нормальные управляю- щие силы. Последняя функция выполняется группой устройств, которую условимся называть системой управления нормальными (управ- ляющими) силами. В § 5 было отмечено, что возможны два способа изменения нормальных управляющих сил: непосредственный (без поворо- та корпуса) и путем поворота корпуса относительно вектора ско- рости летательного аппарата. При непосредственном способе создания нормальных управ- ляющих сил система управления нормальными силами и систе- ма-стабилизации являются обычно независимыми (в том смысле, что они не имеют общих устройств). Если нормальные управляющие силы создаются путем изме- нения углового положения летательного аппарата, то можно 61
различать две схемы стабилизации и управления нормальными силами. В первой схеме, наиболее простой, используется аэродина- мическая стабилизация углов атаки и скольжения, а управление нормальными управляющими силами осуществляется с помощью рулевого привода, преобразующего сигналы наведения в откло- нения органов управления. Система управления нормальными силами получается при этом разомкнутой. Во второй схеме два канала замкнутой автоматической си- стемы стабилизации используются для управления нормальны- ми управляющими силами. Другими словами, система управ- ления нормальными силами и соответствующие два канала си- стемы стабилизации состоят из одних и тех же устройств, т. е. тождественны. Такая система выполняет одновременно следую- щие функции: I) преобразует сигналы наведения в нормальные управляю- щие силы; 2) стабилизирует при воздействии возмущений угловое по- ложение летательного аппарата, задаваемое сигналами наве- дения. Этим функциям автоматической системы соответствуют два режима ее работы: режим управления и режим стабилизации. В качестве примера рассмотрим систему стабилизации угло- вой скорости тангажа, приведенную на рис. 1.29. Работа этой системы в режиме стабилизации уже описывалась выше (см. - рис. 1.29, о). В режиме управления (см. рис. 1.29, б) сигнал на- ведения изменяется как функция времени задавая непо- средственно требуемое значение угловой скорости тангажа б(/) и косвенно — нормальные силы Р——+Y^mVb*. 57,3 1 Задача системы в режиме управления состоит в том, чтобы, несмотря на воздействие возмущающего момента, создавать требуемые нормальные управляющие силы. Следует иметь в виду, что режимы управления и стабилизации представляют со- бой модели или расчетные схемы реального сложного процесса, в котором функции управления и стабилизации выполняются одновременно. Как видно, термин система стабилизации, часто ис- пользуемый для рассматриваемой автоматической системы, не вполне точен. В американской литературе такая система назы- вается обычно системой управления. Так как в отечест- венной литературе понятие системы управления имеет более ши- • См гл. VIII. XI. 62
рокнй смысл, а точное определение система угловой стабилиза- ции и управления нормальными силами слишком громоздко, приходится обычно пользоваться термином система стабили- зации. Таким образом, когда нормальные управляющие силы созда- ются посредством изменения углового положения летательного аппарата, два канала системы стабилизации являются структур- ными элементами системы наведения. Эти два канала системы стабилизации, используемые для управления нормальными си- лами, представляют собой по отношению к системе наведения некоторый сложный «объект управления». Система наведения является замкнутой автоматической си- стемой. Это значит, что система наведения стремится уничто- жить некоторую ошибку е, посылая в систему управления нор- мальными силами соответствующие сигналы. За ошибку систе- мы наведения е принимается обычно отклонение какой-либо •функции параметров движения летательного аппарата от зна- чений этой функции, соответствующих требуемому движению. Так, например, при наведеннн летательного аппарата методом совмещения за ошибку системы наведения принимается линей- ное отклонение аппарата от линии «пункт управления — цель». В замкнутую систему наведения входит в качестве одного из звеньев объект управления: либо сам летательный аппарат, либо система стабилизации — самостоятельная замкнутая си- стема, в состав которой входит летательный аппарат. Хотя летательный аппарат и система (аппаратура) наведения как технические изделия существенно отличаются друг от друга, они вместе составляют единую динамическую систему. Поэтому под системой наведения будем понимать автоматическую систему, состоящую из аппаратуры наведения и летатель- ного аппарата. Канал управления скоростью представляет собой группу устройств системы наведения, обеспечивающих требуемый за- кон изменения скорости полета путем соответствующего измене- ния тангенциальных управляющих сил. Так как для решения ряда задач наведения управление скоростью не требуется, то этот канал часто отсутствует в составе системы управления по- летом многих летательных аппаратов. Каналы управления скоростью могут быть как разомкнуты- ми, так и замкнутыми. Летательный аппарат входит в состав замкнутого канала управления скоростью как объект управ- ления. Система управления полетом, как следует из вышеизложен- ного, представляет собой сложную автоматическую систему, со- стоящую в общем случае из систем стабилизации и наведения. Поскольку мы условились рассматривать летательный аппарат как элемент этих систем, то логично теперь в отличие от опре- деления на стр. 59 понимать под системой управления полетом 63
автоматическую систему, состоящую из летательного- ап- парата (объекта управления) и аппаратуры управ- ления. 7.2. КЛАССИФИКАЦИЯ СИСТЕМ НАВЕДЕНИЯ Системы управления полетом обычно классифицируют по ти- пу системы наведения. Это объясняется тем, что системы стаби- лизации у большинства беспилотных летательных аппаратов сходны. В то же время системы наведения могут существенна отличаться друг от друга по принципам своего действия. Прежде всего все системы наведения можно подразделить на два типа: I) программные системы наведения; 2) системы наведения, получающие информацию от цели. В программных системах наведения управляющим воздейст- вием служит сигнал, вырабатываемый программным механиз- мом. Этот сигнал определяет требуемую траекторию полета, отклонения от которой система наведения стремится уничто- жить. Программа полета задается перед пуском летательнога аппарата в зависимости от координат цели. Какая-либо инфор- мация о координатах цели во время полета в систему наведения не поступает, и траектория летательного аппарата, заданная перед пуском, в процессе полета не может изменяться. По этой причине наводить летательные аппараты по программе можно только на неподвижные цели. Напротив, системы наведения, имеющие устройства для по- лучения информации о положении цели, могут изменять в тече- ние полета траекторию летательного аппарата в соответствии с движением цели. Благодаря этому такие системы могут наво- дить летательные аппараты как на неподвижные, так и на дви- жущиеся цели. В рассматриваемом случае параметры движения цели или ее координаты служат управляющим воздействием для системы наведения. Приведенная классификация систем наведения принимает во внимание лишь самые общие свойства этих систем. Если в осно- ву классификации положить принцип действия системы наведе- ния, определяющий, на основании какой информации выраба- тывается сигнал наведения и какие физические явления исполь- зуются для определения координат цели и летательного аппарата, то приходим к следующему общепринятому разделе- нию систем наведения: 1) автономные системы; 2) системы самонаведения; 3) системы теленаведения; 4) комбинированные системы. Рассмотрим краткую характеристику этих классов систем наведения. 64 ’ • •
Автономные системы Автономные системы наведения в процессе полета летатель- ного аппарата не получают никакой информации ни от цели, ни от командного пункта, ни от какого-либо другого искусственно- го источника информации (Например, от радиомаяка), что и объясняет название этих систем. Положение цели относительно поверхности Земли предполагается известным. Аппаратура на- ведения, целиком размещенная на борту летательного аппара- та, определяет его местонахождение относительно земной по- верхности, вычисляет отклонения от заданной траектории поле- та и в соответствии с этими отклонениями вырабатывает сигна- лы наведения. Системы самонаведения В системах самонаведения устройства, находящиеся на бор- ту летательного аппарата, получают информацию непосредст- венно от цели. Рис. 1.30. Система самонаведения Блок-схема системы самонаведения показана на рис. 1.30. Для получения сигнала ошибки «« координатор цели определяет положение цели относительно системы осей, связанных с коор- динатором и ориентированных в пространстве определенным образом в зависимости от принятого метода наведения. Сигнал ошибки преобразуется затем в сигнал наведения иа, поступаю- щий в систему управления нормальными силами, в результате действия которых изменяется направление вектора скорости по- лета и, следовательно, положение цели относительно осей, свя- занных с координатором. Системы самонаведения можно назвать полуавтономными, так как для них характерно отсутствие связи между летатель- ным аппаратом и командным пунктом при наличии связи с целью. Системы теленаведения В системах теленаведення бортовые устройства получают информацию (командные сигналы или опорные сигналы) от ис- 3-3422 65
точника, находящегося вне летательного аппарата: с командно- го пункта, радиомаяков и т. п. Системы теленаведения в свою очередь можно разбить на три подкласса: 1) командные системы наведения; 2) системы наведения по лучу; 3) радионавигационные системы. Командные системы наведения Наиболее характерной чертой командной системы является наведение летательного аппарата с помощью сигналов (команд), которые формируются на командном пункте и по линии связи передаются на борт летательного аппарата. Для выработки сигналов наведения необходимо определять положение в пространстве летательного аппарата и цели. С этой точки зрения возможны два способа наведения. В первом спо- собе координаты летательного аппарата и цели определяются относительно осей, связанных с командным пунктом (наведение в координатах командного пункта); во втором — координаты цели определяются относительно осей, связанных с летательным аппаратом (наведение в координатах летательного аппарата). Система наведения в координатах командного пункта (рис. 1.31) Измерение координат цели и летательного аппарата относи- тельно командного пункта производится с помощью устройств, называемых координаторами. Координаты летательного аппарата и цели используются для определения отклонения летательного аппарата от требуемой теоретической траектории, а затем для формирования сигнала наведения. Вычисление параметров теоретической траектории, определе- ние отклонения летательного аппарата от этой траектории и выработка сигналов наведения выполняются с помощью устрой- ства выработки команд. Сигналы наведения по линии связи (по радио или по прово- дам) передаются на борт летательного аппарата и затем посту- пают в систему управления нормальными силами. Таким образом, основными элементами командной системы наведения в координатах командного пункта являются (см. рис. 1.31): 1) ^координаторы цели и летательного аппарата; 2) устройство выработки команд; 3) устройства радиотелеуправления; 4) система управления нормальными силами. 66
Всю аппаратуру, предназначенную для определения коорди- нат цели и летательного аппарата, выработки и передачи сигна- лов наведения, часто называют станцией наведения. Устройства радиотелеуправления состоят из блоков, располо- женных на станции наведения (шифратор, передатчик сигналов наведения) и на борту летательного аппарата (приемник сиг- налов наведения, дешифратор). Аппретурные Ьоьнущаю- ошибки щае силы и Рис. 1.31. Командная система наведения в координатах командного пункта (Ив — сигнал наведения) При наведении в координатах командного пункта для пра- вильного выполнения команд, передаваемых со станции наведе- ния на борт летательного аппарата, необходимо обеспечивать совпадение осей системы координат на станции наведения и на борту. Эта задача, характерная для рассматриваемых систем на- ведения, решается системой стабилизации крена. Система наведения по лучу В системе наведения по лучу сигналы наведения вырабаты- ваются на борту летательного аппарата по измеренным отклоне- ниям аппарата от оси луча радиолокатора, который перемещает- ся в пространстве в соответствии с принятым методом наведения. В зависимости от способа управления перемещением луча системы наведения по лучу могут быть двух вариантов: одно- лучевые и двухлучевые. В однолучевой системе наведения (рис. 1.32) координатор цели (луч) непрерывно следит за целью, а координатор на бор- ту аппарата определяет его отклонение от оси этого радиолуча. з* 67
В двухлучевой системе один луч используется для определе- ния координат цели, которые поступают в устройство выработки команд. Последнее вырабатывает сигналы, управляющие пере- Рис. 1.32. Однолучевая система наведения по лучу Станция наведения Управляеный снаряд Рис. 1.33. Двухлучевая система наведения по лучу мещением второго луча радиолокатора, вдоль оси которого движется летательный аппарат. На рис. 1.33 приведена блок- схема двухлучевой системы наведения. Радионавигационные системы К системе наведения по лучу примыкают радионавигацион- ные системы наведения. Несколько наземных станций наведения передают синхронизированные сигналы, задающие определен- ным образом траекторию летательного аппарата. Бортовая ап- паратура наведения, сравнивая эти сигналы, определяет откло- нение летательного аппарата от заданной траектории и выраба- тывает сигналы наведения, корректирующие движение аппарата. 68
Комбинированные системы Выбор системы наведения определяется тактическими сообра- жениями применения летательного аппарата, техническими воз- можностями каждой системы наведения (главным образом даль- ностью действия и точностью наведения) и техническими харак- теристиками пусковых устройств. Часто для того чтобы удовлет- ворить сложным тактико-техническим требованиям, применяют комбинированные системы наведения. В комбинированных системах различные системы наведения используются последовательно пли параллельно во времени. В первом случае на разных этапах движения летательного аппарата применяют различные системы наведения. Так, напри- мер, для зенитного управляемого снаряда возможно следующее комбинирование систем наведения: 1) автономное наведение на начальном участке траектории; 2) наведение по командам или по лучу на среднем участке; 3) самонаведение на конечном участке. Во втором случае различные системы наведения используют одновременно. Примером может служить система наведения бал- листической ракеты, у которой управление движением в верти- кальной плоскости осуществляется автономно, а отклонения от этой плоскости устраняются путем наведения по лучу. § 8. ОСНОВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА КАК ДИНАМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ При полете летательного аппарата с работающим двигателем состав аппарата непрерывно изменяется. Происходит отбрасыва- ние продуктов горения, благодаря чему возникает реактивная сила тяги, а в том случае, когда двигатель воздушно-реактивный, в него поступают все новые и новые частицы воздуха. Обычно конструктивные параметры летательного аппарата и параметры его движения существенно изменяются в течение по- лета. Изменения параметров движения связаны с большим се- кундным расходом топлива и перемещением аппарата с перемен- ной скоростью в атмосфере, плотность которой с высотой резко падает. В результате большого расхода топлива изменяются та- кие характеристики аппарата, как масса, моменты инерции и положение центра масс. Изменение высоты полета и плотности атмосферы в сочетании с резким изменением скорости движения ракеты приводят к специфическому характеру изменения величи- ны скоростного напора и числа М. С изменением числа М изме- няются и аэродинамические характеристики летательного аппа- рата. У многоступенчатых ракет, кроме указанных изменений непре- рывного характера, имеют место также скачкообразные изме- нения параметров ракеты, связанные с отделением отработав- 69
шей ступени. Скачкообразные изменения параметров могут иметь место как в моменты времени разделения ступеней, так и в мо- менты отделения элементов конструкции ракеты. В полете имеют место изменения секундного расхода массы, вызываемые изменением режима работы двигателя, а также различными случайными факторами. Наиболее значительные из- менения секундного расхода происходят на переходных режимах работы двигателя (включение, переключение на меньшую тягу, полное выключение). В результате изменения параметров летательного аппарата и параметров его движения в процессе полета существенно из- меняются динамические свойства летательного аппарата как объекта управления (эффективность органов управления, реак- ция на отклонение органов управления и др ). Летательный аппарат вместе с системой управления образует замкнутую динамическую систему, процессы в которой (движе- ние аппарата, упругие колебания корпуса и колебания жидкого топлива в баках, преобразования электрических сигналов, от- клонения органов управления и др.) описываются сложной сис- темой дифференциальных уравнений. Эта система имеет очень высокий порядок и является нелиней- ной стохастической системой уравнений. Действительно, если даже рассматривать летательный аппарат как абсолютно твер- дое тело, то его движение характеризуется шестью степенями свободы и описывается системой дифференциальных уравнений 12-го порядка. Упругие свойства конструкции и наличие свободных поверхно- стей жидкого топлива значительно повышают число степеней свободы. Многочисленные элементы системы управления, влияю- щие на характер полета, еще больше повышают число степеней свободы динамической системы, образуемой летательным аппа- ратом и аппаратурой управления. Нелинейность уравнений движения обусловлена рядом входя- щих в них нелинейных зависимостей. Среди них можно отме- тить, например, зависимости аэродинамических сил и моментов от параметров движения, ограничения отклонений органов уп- равления, характеристики с насыщением и зонами нечувствитель- ности элементов системы управления и др. Наконец, стохастический характер дифференциальных урав- нений обусловлен воздействием на процесс полета многочислен- ных случайных возмущений. Очевидно, что любые попытки абсолютно полного учета всех перечисленных особенностей движения летательного аппарата, даже при использовании ЦВМ, не могут увенчаться успехом. Поэтому решение любой задачи исследования движения лета- тельного аппарата инженер начинает с составления или обосно- вания рациональной математической модели полета. Эта модель должна удовлетворять двум противоречивым требованиям: она 70
должна быть достаточно сложной для того, чтобы получить пра- вильный ответ на поставленный вопрос, и в то же время доста- точно простой, чтобы затраты труда и времени на вычисления не были бы чрезмерно большими. В последующих главах изучаются и обосновываются наибо- лее типичные модели беспилотных летательных аппаратов, пред- назначенных для полета в атмосфере Земли.
ГЛАВА П УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ РЕАКТИВНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА § 1. ОСНОВНЫЕ ТЕОРЕМЫ ДИНАМИКИ СИСТЕМЫ ПЕРЕМЕННОГО СОСТАВА Полет реактивного летательного аппарата осуществляется под действием силы тяги реактивного двигателя. При работе дви- гателя состав летательного аппарата непрерывно изменяется: продукты горения отбрасываются, а в воздушно-реактивный дви- гатель, кроме того, поступают все новые и новые частицы воз- духа. Рассматривая движение летательного аппарата, удобно в каждый момент времени включать в его состав только те мате- риальные частицы, которые в этот момент находятся внутри оп- ределенного объема, занимаемого летательным аппаратом. При такой постановке задачи реактивный летательный аппа- рат с работающим двигателем представляет собой систему пере- менного состава, к которой непосредственно нельзя применить теоремы динамики твердого тела. Однако, основываясь на этих .классических теоремах, можно доказать аналогичные теоремы для системы переменного состава и установить принцип состав- ления уравнений движения реактивного летательного аппарата. Этим вопросам и посвящен настоящий параграф, причем изло- жение соответствует результатам, полученным Ф. Р. Гантмахе- ром и Л. М. Левиным [6]. 1.1. КИНЕМАТИЧЕСКИЕ СООТНОШЕНИЯ В сплошной среде, состоящей нз разнообразных (твердых, жидких, газообразных) частиц, рассмотрим замкнутую поверх- ность S. Пусть частицы среды движутся относительно некоторой системы координат Охуг, а поверхность S перемещается относи- тельно Охуг и деформируется (рис. 2.1). Совокупность материальных частиц данной среды, заключен- ных внутри поверхности S, является системой переменного соста- ва, так как с течением времени некоторые частицы среды прохо- дят сквозь поверхность S. Обозначим эту систему через S. Количество движения системы S и главный момент количеств 72
движения этой системы относительно точки О обозначим соот- ветственно через Q и К. Чтобы можно было использовать классические теоремы дина- мики, рассмотрим систему постоянного состава 2*, состоящую из тех материальных частиц, которые в некоторый фиксирован- ный момент времени t находились внутри поверхности S. Коли- чество движения и главный момент количеств движения системы 2* обозначим через Q* и К*. В момент времени t си- стемы 2 и 2* совпадают, в последующие же моменты времени некоторые из час- тиц системы 2* будут нахо- диться вне объема, ограни- ченного поверхностью S. На рис. 2.1 сплошной ли- нией показано положение поверхности S, ограничива- ющей частицы систем 2 и 2* в момент t, штрих-пунктир- ной — положение поверхно- сти, ограничивающей части- цы системы 2 в момент Л, пунктирной — положение поверхно- сти, ограничивающей частицы системы 2*, в момент ti. Очевидно, что в момент t q‘=Q, к*=к, (2.1) но при этом dQ dQ' dK dK* dt ' dt ’ dt dt Чтобы найти связь между этими производными, рассмотрим системы 2 и 2* в момент fi = f+At Пусть Qu —количество движения в момент /1 частиц, вошед- ших за время At в объем, ограниченный поверхностью S, а фу— соответственно вышедших из этого объема. Обозначим через (J| и $1* количества движения систем 2 и 2* в момент /(. Нетрудно видеть, что Q^Qj+Qv-Qu- (2.2) Аналогично имеем + (2.2а) 73
Вычтем равенства (2.1) из (2.2) и (2.2а), разделим на Д/ и перейдем к пределу при Д/-+-0. Тогда получим i g dK‘ - dK \h dt dt dt dt Г ' (2.3' где q и Л—секундные расходы количества движения и момента количеств движения через поверхность S в момент времени t: q = lim — ---; k = Hm —5-----— . Д/-.0 Д/ «-0 M Соотношения (2.3) имеют кинематический характер и поэ- тому справедливы как для инерциальной, так и неинерциальной системы координат, а также для любой подвижной и деформи- рующейся поверхности S. Пусть замкнутая поверхность S, ограничивающая систему переменного состава S, является недеформирующейся. Такую по- верхность будем называть твердой оболочкой системы S. В слу- чае ракеты, например, твердой оболочкой является поверхность, проходящая через поверхность ракеты и выходное сечение сопла. Введем систему осей координат Ox\y\Z\, неизменно связанную с твердой оболочкой S. Эта система осей в общем случае не яв- ляется инерциальной, так как движется вместе с оболочкой про- извольным образом относительно инерциальной системы осей координат Охуг. Определим изменение количества движения и момента ко- личеств движения относительно системы осей OxiyiZt. Индексом «г» отметим все величины в относительном движении, относи- тельную производную обозначим через d/dt. Тогда соотношения (2.3) примут вид dt dt ' dt dt (2-4) где qr и Лг — относительные секундные расходы количества дви- жения и момента количеств движения через по- верхность S в момент времени t. Для примера вычислим qr. Рассмотрим элемент dS поверхно- сти S в момент времени t. Пусть vT — относительная скорость частиц среды (т. е. скорость относительно осей Ox\y\Z\) на этом элементе; vn — нормальная составляющая этой скорости *; ppndS— секундный расход массы через элемент dS. Тогда эле- ментарный относительный секундный расход количества движе- • Направление внешней нормали к поверхности S принимается положи- тельным. 74
ния будет равен punvrdS. Геометрическая сумма этих элементар- ных расходов будет (2-5) Пусть, например /псек= — ----секундный массовый рас- ход газа через выходное сечение сопла ракеты; wa— средняя (по этому сечению) скорость истечения частиц газа относительно корпуса ракеты. Тогда ?,=mceKwa. 1J. ТЕОРЕМА О КОЛИЧЕСТВЕ ДВИЖЕНИЯ Теорему об изменении количества движения, согласно которой производная по времени от количества движения системы равна главному вектору внешних сил, можно применить только к сис- теме X*. имеющей постоянную массу. Пусть/’ — главный вектор (равнодействующая) внешних сил, действующих в момент времени t на систему переменного соста- ва 2, а следовательно, и на систему 2*. Тогда в рассматриваемый фиксированный момент времени t (2.6) dt ' Теперь надо связать равенства (2.4) с уравнением (2.6). Для этого представим абсолютное движение каждой частицы систе- мы 2* как сложное. Пусть движение частицы относительно обо- лочки S и осей 0х\у\2\ будет относительным. Тогда переносным движением частицы будет ее движение вместе с оболочкой S и осями Ox\yiZ\ относительно инерциальной системы координат Охуг. Абсолютную, переносную и относительную скорости частицы обозначим через vie н а ускорения соответственно через ate и а(г. Кориолисово ускорение частицы обозначим а,к. Очевидно, что Ц (2.7) По теореме сложения ускорений al =а1г + а1е Поэтому = + (2-8) 75
Вспомним, что * *Vjr dt Следовательно, вектор 2mtacr представляет собой производную количества движения системы 2* в относительном движении: Ут.а1г=Zm, --------- =-^~ . (2.9) ‘ 1г ‘ dt dt т dt Вектор ViM,. '(2.10) представляет собой главный вектор кориолисовых сил инерции. Поскольку среда 2 непрерывно меняет свой состав, можно говорить лишь о движении твердой оболочки S относительно осей Охуг, т. е. о переносном движении среды 2. В момент вре- мени t системы 2 и 2* совпадают и имеют одинаковое значение вектора 2/п,а,е. Таким образом, переносное движение среды 2 в момент вре- мени t описывается следующим уравнением, которое получим из уравнения (2.6), используя (2.8), (2.9), (2.10) и кинематическое соотношение (2.4): 2^/е=^+(-^)+Л+• (2.11) Все члены правой части этого уравнения имеют размерность силы. Вектор (—gr) можно рассматривать как главный вектор реактивных сил, обусловленных переносом количества движения среды через поверхность S. Силы, главный вектор которых ра- вен ’ можно назвать вариационными. Эти силы воз- никают вследствие нестационарности относительного движения среды и обусловлены изменениями (вариациями) количества движения относительно осей Ох}у\2\. Если относительное движе- ние среды стационарное, т. е. в каждой точке, неподвижной от- носительно осей Oxii/]Zi, плотность среды и скорость частиц не меняются с течением времени, то вариационные силы равны нулю. Левую часть уравнения (2.11) необходимо привести к обыч- ному виду. Однако теперь не можем записать равенства, анало- гичные (2.7), так как между переносными скоростями и ускоре- ниями имеет место следующая связь ♦: at где со —угловая скорость вращения системы координат Ох{у\ги * См., например [16], § 74. 76
Поэтому введем фиктивные скорости с помощью соотно- шения тогда - (2-12) Фиктивное количество движения Q, = Snii»<, можно тракто- вать следующим образом. Это количество движения можно по- лучить, если представить, что в момент времени t система пере- менного состава S затвердела, т. е. прекратилось движение час- тиц относительно твердой оболочки (й,г=0). Тогда переносные ускорения частиц системы 2 будут равны абсолютным ускорени- ям частиц полученного таким путем фиктивного твердого тела. Обозначим это фиктивное твердое тело через S. Меняя момент затвердевания t, получим различные твердые тела S, которые ограничены одной и той же твердой оболочкой S и отличаются друг от друга только величиной своей массы и распределением ее внутри оболочки. Различные тела S можно рассматривать и как одно фиктивное «твердое тело переменной массы», внутри которого с течением времени возникают или исче- зают материальные частицы, неподвижные относительно твердой оболочки тела. Как видно, движение фиктивного твердого тела S , совпадает с движением реальной твердой оболочки S. Для производной по времени от количества движения тела S получим на основании (2.11) и (2.12) следующую формулу: (2.13) at \ at / Это уравнение представляет собой запись теоремы об изменении количества движения системы переменного состава. Оно показы- вает, что для определения движения тела S и, следовательно, твердой оболочки S к числу внешних сил надо отнести внешние силы Р, действующие на систему S, реактивные силы — qr, ко- - ЬОг риолисовы силы FK и вариационные силы------. 1.3. ТЕОРЕМА О МОМЕНТЕ КОЛИЧЕСТВ ДВИЖЕНИЯ Результат, аналогичный приведенному в разд. 1.2, можно по- лучить и для теоремы об изменении главного момента количеств движения системы переменного состава. Рассмотрим твердое тело S, которое получилось бы при за- твердевании системы переменного состава S в некоторый момент времени /. Твердое тело S неизменно связано с оболочкой S и, 77
начиная с момента времени t, движется вместе с нею. Примем центр масс твердого тела S за начало О системы координат 0хху\2\. (Центры масс системы 2 и тела S совпадают.) Введем следующие обозначения для моментов относительно точки О (индекс «О» будем опускать): К,— главный момент количеств движения тела S при дви- жении относительно осей, проходящих через центр масс О и движущихся поступательно; М— главный момент всех внешних сил, действующих на систему 2 в момент времени t\ —Лг — главный момент реактивных сил; Л7К— главный момент кориолисовых сил; ----—----главный момент вариационных сил. С помощью рассуждений, аналогичных изложенным в разд. 1.2, получим для момента времени t + Аг)4-Л?к + ( . (2.14) dt \ dt / Это уравнение описывает вращательное движение твердой обо- лочки S относительно центра масс О системы переменного сос- тава 2. 1.4. ПРИНЦИП ЗАТВЕРДЕВАНИЯ Обобщая теоремы об изменении количества движения и глав- ного момента количеств движения системы переменного состава, можно сформулировать следующий принцип. Уравнения движения твердой оболочки системы переменного состава 2 в произвольный момент времени t могут быть записа- ны в виде уравнений движения твердого тела постоянного соста- ва, если представить, что в этот момент времени система пере- менного состава 2 затвердела и что к полученному таким обра- зом фиктивному твердому телу приложены: 1) внешние силы, действующие на систему 2; 2) реактивные силы; 3) кориолисовы силы и 4) вариационные силы. § 2. СИЛА ТЯГИ РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ Принцип затвердевания применим к реактивному летательно- му аппарату, поскольку последний представляет собой частный случай системы переменного состава с твердой оболочкой. Одна- ко для летательного аппарата формулировку этого принципа следует видоизменить, так как в инженерной практике использу- ется определение реактивной силы, несколько отличающееся от принятого в разд. 1.2. Для определения силы тяги реактивного двигателя восполь- зуемся уравнением (2.13), описывающим движение твердой обо- 78
лочки системы переменного состава при заданных внешних, ре- активных и других силах. Однако теперь будем решать другую задачу: предполагая известными движение твердой оболочки и внешние силы, определим реактивные силы. Для упрощения задачи рассмотрим поступательное равномер- ное движение летательного аппарата по горизонтальной прямой. Пусть летательный аппарат симметричен относительно своей продольной оси Ох\ и направление скорости полета V совпадает с этой осью. Решение задачи существенно облегчится, если вос- пользоваться принципом обращения движения. Wg Ла Рис. 2.2. Схема определения силы тяга реактивного двигателя Пусть на неподвижный летательный аппарат набегает воз- душный поток со скоростью, равной скорости полета, но проти- воположно направленной. Силы взаимодействия летательного аппарата с воздушной средой (в частности, реактивные силы, возникающие за счет отбрасывания назад струи газов) при та- ком обращении движения не изменятся, так как они зависят только от относительного движения аппарата и воздуха. Казалось бы, что твердую оболочку, ограничивающую систе- му переменного состава, можно выбрать так, чтобы она проходи- ла через поверхность летательного аппарата, входное сечение диффузора и выходное сечение сопла. Однако в таком случае будут неизвестными скорости частиц и состояние (давление и плотность) воздушной среды во входном сечении диффузора. Из этого затруднительного положения можно выйти, если в рассматриваемую систему переменного состава включить струю воздуха, втекающую в диффузор. Тогда за твердую оболочку следует принять поверхность указанной струи воздуха, поверх- ность реактивного аппарата, плоскость выходного сечения сопла аа' и плоскость сечения ОСИ воздушной струи (рис. 2.2). Сече- ние 00' проведем вдали от аппарата, где местные скорости час- тиц, давления и плотности воздушной среды равны их значениям в невозмущенном потоке (V, р00} Роо) • Применим теперь уравнение (2.13) к системе переменного состава, ограниченной данной твердой оболочкой. Так как обо- 79
дочка неподвижна, то &=0 и Рк = 0. Тогда Р=^+-^г- (2.15) at Составим развернутое выражение равнодействующей F всех внешних сил, приложенных к системе переменного состава, вклю- чающей в себя реактивный аппарат и струю воздуха, поступаю- щую в диффузор. Внешними силами являются: I) сила тяжести (вес); 2) реакции опор, на которых закреплен аппарат; 3) силы давления и трения, приложенные ко всей внешней поверхности твердой оболочки. Силу тяжести можно исключить из рассмотрения, так как в дальнейшем равенство (2.15) будет спроектировано на горизон- тальную ось координат Ох}. Поскольку мы рассматриваем неподвижный реактивный аппа- рат, нельзя забывать об опорах, на которых аппарат закреплен. Пусть летательный аппарат действует на опоры с силой Лэфф. Тогда реакция опор, приложенная к аппарату, будет равна /?эфф. Пусть р — давление на внешнюю поверхность оболочки. Пред- ставим это давление в виде суммы атмосферного давления р,*>, т. е. давления в невозмущенном потоке, и избыточного давления Ар, возникающего при относительном движении аппарата и воз- духа: Р=р-4-Др. Равнодействующая сил атмосферного давления, приложен- ных к поверхности alOO'1'a', имеющей «отверстие» в сечении аа', равна по величине pxSa, где So — площадь выходного сечения сопла. Эта сила направлена в сторону «отверстия». В выходном сечении сопла на внешнюю поверхность твердой оболочки действует сила paSa, где ра — среднее давление газов в этом сечении. Следовательно, .равнодействующая сил атмосферного давле- ния и давления газа в выходном сечении сопла равна по вели- чине ^,=(Pa-p-)Sa и направлена по оси Ох\. Равнодействующая сил трения и избыточного давления, при- ложенных к внешней поверхности летательного аппарата, пред- ставляет собой аэродинамическую силу, называемую лобовым сопротивлением X. Равнодействующую сил избыточного давления, приложенных к поверхности воздушной струи 100'Г, обозначим через AXro. во
Эту силу называют добавочным сопротивлением воздухозабор- ника. Силы X и ДХМ действуют вдоль оси Oxi. Они считаются положительными, если направлены в отрицательную сторону оси Oxi. Таким образом, равнодействующая внешних сил F= — . + А + ДА'М. Подставляя это равенство в выражение (2.15), получим следую- щее уравнение равновесия реактивного аппарата, неподвижно закрепленного на опорах: -йфф+Л+*+д*.Ж-?,)+(--^)=о. Рассмотрим испытание двигателя в аэродинамической трубе. Из перечисленных выше сил, действующих на аппарат, прибо- рами можно измерить только силу давления реактивного ап- парата на опоры W=(-f,)+ (--^-)+Л-|-*+дХз. (2.16) Силу ЛЭфф будем называть эффективной тягой двигателя. Пусть двигатель испытывается без потока (У=0). В этом случае лобовое сопротивление отсутствует; добавочное сопротив- ление воздухозаборника также равно нулю, так как на границе струи 100'Г всюду р=р<х и Др = 0. Сила давления реактивного аппарата на опоры, измеряемая приборами, будет (^)и-0=( -?,) + ( - (2.16а) Поскольку реактивную силу (—qr) непосредственно измерить не удается, принято объединять вместе собственно реактивную силу (—qr), внешние силы, вызванные атмосферным давлением и давлением газа в выходном сечении сопла, и вариационные силы, возникающие вследствие нестационарное™ движения газа и жидкого топлива внутри реактивного аппарата. Полученную таким образом силу будем называть силой тяги двигателя или просто тягой и обозначать через Р. В соответствии с изложенным выше условились силу тяги реактивного двигателя в любых условиях полета определять выражением 7М-*г)+7?.+ <2Л7> При этом эффективная тяга [см. уравнение (2.16)] будет 7ё9ф1)=Р+*4-Д*.»- (2.18) 81
Вычислим величину силы тяги Р. Спроектируем (2.17) на ось Oxi (все векторы в правой части направлены вдоль Oxi): Р=-Чг+(ра-Р^Зл —(2.19) Найдем qr—расход количества движения среды через твер- дую оболочку. Проектируя (2.5) на Oxt, получим j P'V^dS. Пусть Soo — площадь сечения ОО'. В этом сечении оп = ^х= =i—V, р=р« и расход количества движения составляет р«.И25®. В выходном сечении сопла аа' возьмем средние по сечению зна- чения скорости истечения газов wa и плотности газа ро- В ре- зультате получим ^=p.l/2S_-pX5a- Обозначим через /пв.Сек секундный расход воздуха, входяще- го в двигатель (/ne.0«<=p<»VSo0), а через щт.гск— секундный рас- ход топлива. Тогда секундный расход газов через сопло двига- теля будет равен тв.Сек-1-тт.сек = ращо5о и для расхода количе- ства движения получим выражение №KV-(mt ««+тт.«к) wa. (2.20) Учитывая (2.20), выражение (2.19) для силы тяги двигателя можно записать в виде Р=(таеек-[-т^и)а-т,се1У + (pa-p.)Sa--^~ . (2.21) at Эта формула получена для случая полета с постоянной ско- ростью V. Если предположить, что ускорение летательного ап- парата, т. е. переносное ускорение, не влияет на относительное движение газа, то формула (2.21) будет определять силу тяги, развиваемую реактивным двигателем любого типа в различных условиях полета. Обычно при расчете силы тяги Р вариационными силами пренебрегают и вместо формулы (2.21) пишут Р=(щ, сек 4- тт.„к) wa — m.,ztKV -i(pa — p^ sa. (2.22) В ракетном двигателе воздух из атмосферы не используется, поэтому тв.сек = 0. Секундный расход газов через сопло двига- теля равен щт.сек. где тт,сек— сумма расходов окислителя и горючего. Следовательно, тяга ракетного двигателя Р=тгыкта-{-(ра-рш)За. (2.23) 82
§ 3. ПРИНЦИП СОСТАВЛЕНИЯ УРАВНЕНИИ ДВИЖЕНИЯ Свяжем результаты § 1 и 2. Выделим из числа внешних сил силы, вызванные атмосферным давлением и давлением газа на срезе сопла. Пусть этн силы имеют главный вектор /•’*. Для главного вектора остальных внешних сил оставим обозначе- ние F. Тогда уравнение (2.13) примет вид Если в это уравнение ввести согласно формуле (2.17) силу тяги двигателя р, то получим окончательную запись теоремы о количестве движения реактивного летательного аппарата: = (2.24) Аналогичным образом вместо уравнения (2.14) можно полу- чить следующую запись теоремы о главном моменте количеств движения реактивного аппарата относительно центра масс О: (2.25) где М — главный момент всех внешних сил, за исключением сил атмосферного давления и давления газов в вы- ходном сечении сопла, относительно центра масс О; Мдв — главный момент (относительно О) сил тяги двигате- лей, включающий, помимо моментов чисто реактив- ных сил, дополнительные моменты, вызванные ат- »• мосферным давлением, давлением газа в выходном сечении сопла и нестационарностью движения газа и жидкого топлива внутри аппарата. Из уравнений (2.24) и (2.25) вытекает следующий принцип составления уравнений движения реактивного летательного ап- парата. Уравнения движения реактивного летательного аппара- та в произвольный момент t можно записать в виде уравнений движения твердого тела, получающегося в результате затверде- вания реактивного аппарата в этот момент времени, если в число внешних сил. приложенных к такому фиктивному твердому те- лу, включить силы тяги реактивных двигателей и кориолисовы силы. 3.1. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ ЦЕНТРА МАСС Воспользовавшись понятием о центре масс и учитывая ^2.12), в уравнении (2.24) можно положить dQ, „ - - 83
где m = —масса летательного аппарата в момент време- ни t; ае— переносное ускорение его центра масс*. В результате получим + (2.26) Однако в общем случае нельзя записать левую часть (2.26) в обычном виде т -dV* . Действительно, когда центр масс пе- dt рсмещается относительно корпуса аппарата со скоростью Vr и ускорением аг, а корпус вращается относительно инерциальной системы координат с угловой скоростью ш, между переносными скоростью Ve и ускорением ае имеется следующее соотношение: -^-=5.+® XV,. (2.27) at Поэтому перейдем к абсолютному ускорению центра масс а = с помощью известной формулы: а=а,-}-а,-(-2ш X V,. (2.28) Отсюда, учитывая (2.26), получим m^=F + P+FK + mar+2m»XV,. (2.29) dt Последние два члена в правой части этого уравнения можно рассматривать как силы, обусловленные перемещением центра масс летательного аппарата относительно корпуса. Как видно, составление уравнений движения тела перемен- ного состава сводится к определению реактивных сил, что является достаточно сложной задачей. Основной из этих сил яв- ляется реактивная сила —qr, которую не удается непосредст- венно измерить. Поэтому принято определять силу тяги реактив- ного двигателя по формуле (2.22), в которую входит сила, вызванная атмосферным давлением и давлением газа на срезе сопла (ра—P«)Se. Хотя эта сила является внешней, ее объеди- няют с собственно реактивной силой — qr, поскольку при испы- тании двигателя на стенде измеряется сила, действующая на опоры стенда, определяемая зависимостью (2.22). Соответствен- но сила (ра—p<x>)Sa исключается из числа внешних сил. Кроме силы тяги Р, определяемой формулой (2.22), в состав сил, обусловленных переменным составом летательного аппара- та входят: • Переносным движением центра масс является движение связанной с корпусом точки, с которой совпадает центр масс в рассматриваемый момент времени I. 84
1) силы, вызванные нестацнонарностыо движения топлива и продуктов горения относительно корпуса летательного аппа- рата; 2) кориолисовы силы, обусловленные движением топлива и продуктов горения в летательном аппарате, вращающемся от- носительно инерциальной системы координат; 3) силы, обусловленные перемещением центра масс лета- тельного аппарата относительно корпуса. Перечисленные силы очень малы по сравнению с тягой, опре- деляемой формулой (2.22), причем непосредственное измерение их невозможно. В зависимости от принятых допущений разные авторы получают для них различные теоретические выражения. В динамике обычно пренебрегают указанными малыми реактив- ными силами и определяют силы тяги реактивных двигателей согласно выражению (2.22). Следовательно, с достаточной для практики точностью век- торное уравнение движения центра масс летательного аппарата (2.29) можно записать в виде >-^=7 4-А (2.30) Здесь m — —масса летательного аппарата в момент вре- мени /; —5— ускорение центра масс в инерциальной систе- dt ме координат; F — главный вектор внешних сил, приложенных к летательному аппарату; Р — главный вектор сил тяги реактивных двига- телей. Под внешними силами, действующими на летательный аппа- рат, подразумевают такие силы, как сила притяжения пол- 1 пая аэродинамическая сила Л, сила взаимодействия аппарата с пусковой установкой или отбрасываемой ступенью. 3.2. УРАВНЕНИЯ ВРАЩАТЕЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ ОТНОСИТЕЛЬНО ЦЕНТРА МАСС Аналогичным образом составляется приближенное вектор- ное уравнение вращательного движения летательного аппарата относительно центра масс: -^-=^4-5?^. (2.31) Здесь К— главный момент (относительно центра масс) ко- личеств движения частиц «затвердевшего» лета- тельного аппарата относительно осей, проходящих 85
через центрам асе и движущихся поступательно со скоростью Га относительно инерциальной системы; Мр — главный момент (относительно центра масс) всех внешних сил, действующих на летательный аппа- рат, за исключением сил атмосферного давления и давления газов в выходном сечении сопла; МР — главный момент (относительно центра масс) сил тяги реактивных двигателей, а также сил, вызван- ных движением топлива и газов внутри вращаю- щегося летательного аппарата. Для упрощения уравнений вращательного движения лета- тельного аппарата относительно его центра масс будем прене- брегать моментами сил, обусловленными нестационарностью движения топлива и газов внутри корпуса и перемещением центра масс аппарата относительно корпуса, поскольку эти мо- менты достаточно малы. Следует заметить, что обычно имеют место значительные по величине моменты, обусловленные колебаниями жидкости в топ- ливных баках при наличии свободной поверхности. Однако при соответствующем выборе параметров системы стабилизации колебания летательного аппарата вследствие подвижности жидкости в баках оказываются малыми и их влияние на траек- торию полета несущественно. В этой связи изучение моментов, обусловленных взаимодействием жидкости с корпусом аппара- та, опускаем, тем более, что эти вопросы представляют собой предмет исследования специальных разделов динамики ра- кет [1, 10]. В дальнейшем при выводе уравнений движения летательно- го аппарата предполагается, что аппарат является абсолютно жестким телом, т. е. не учитываются упругость аппарата и на- личие жидкого топлива в баках. JJ. ВЕКТОРНЫЕ УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ОТНОСИТЕЛЬНО ЗЕМЛИ Движение летательного аппарата можно рассматривать как сумму поступательного движения, определяемого движением центра масс аппарата, и вращения аппарата около этой точки, как неподвижной. Движение центра масс летательного аппарата определяется уравнением (2.30). т-^-=?4-Р. dt Абсолютное ускорение a=dVa!dt можно представить в виде а=У+Л4"Л» (2.32) 86
где J — относительное ускорение; Je — переносное ускорение; ]„ — кориолисово ускорение. Следовательно, уравнение движения центра масс летатель- ного аппарата относительно некоторой подвижной системы ко- ординат будет иметь вид /п7=?+Р4-(-/пЛ) + (-т7к), (2.33) где (—mjt) и (—т]к) — соответственно переносная и кориоли- сова силы инерции. Пусть, например, рассматривается движение летательного аппарата в системе координат, вращающейся вместе с Землей с угловой скоростью из. Начало О этой системы координат расположено в центре Земли; оси Ох и Оу лежат в плоскости экватора; ось Ог совпадает с осью вращения Земли. Относид тельным ускорением / будет тогда ускорение центра масс лета- тельного аппарата относительно Земли. Так как Л=Л+-^-Хг+«зХ(®зХг), (2.34) at причем /о=О и (/<аз /dt=Q, то переносное ускорение Л=“з X (“3 X 7). (2.35) Кориолисово ускорение, возникающее за счет вращения Зем- ли при наличии относительной скорости V*, определяется зави- симостью 7к=2(«зХЙ). (2.36> Формулы (2.35) и (2.36) сохраняют свой вид для любой си- стемы координат, связанной с Землей. Уравнение движения центра масс летательного аппарата в системе координат, вращающейся вместе с Землей, если учесть, что j =dV/dt, можно переписать в следующем виде: т-^-=Г+Р-т7<-"»7к. (2.37) Рассмотрим теперь произвольную подвижную систему коор- динат с началом в центре масс летательного аппарата. Пусть Q — угловая скорость вращения осей этой системы относитель- но осей, связанных с Землей. Тогда dV dt d'V dt 1-Й ХИ, (2.38) 87 Ж
d'V тг где--------локальная производная вектора V по времени, dt характеризующая скорость изменения вектора в рассматриваемой подвижной системе координат. Таким образом, векторное уравнение движения центра масс летательного аппарата может быть записано в виде m(-^- + 2xH=F+P-m7.-m7k. (2.39) Вращение летательного аппарата относительно его центра масс определяется уравнением (2.31), записываемым теперь в виде -^-=ЛТ, (2.40) dt где К — главный момент количества движения летательного ап- парата, или кинетический момент; Л/ — главный момент всех внешних сил относительно цент- ра масс аппарата (в том числе и реактивных). При определении главного момента количества движения обычно вращением Земли пренебрегают, рассматривая земные оси как инерциальные. Согласно теореме о локальной производной A=Z1±qx^ (2.41) dt dt ' d'K rr где--------локальная производная вектора К. dt Тогда = (2.42) dt Положение центра масс летательного аппарата в векторной форме определяется радиусом-вектором г, проведенным из на- чала рассматриваемой системы координат в центр масс аппа- рата. Кинематическое уравнение движения центра масс аппарата в векторной форме имеет вид — = V, (2.43) dt где 7 — вектор скорости аппарата относительно рассматривае- мой системы координат. Ориентация аппарата в пространстве относительно выбран- ной системы координат определяется тремя эйлеровыми угла- 88
ми: х, X, ц. Кинематическое уравнение вращательного движения аппарата связывает угловые скорости х, X, ц с угловой ско- ростью аппарата о: x-^X-|-p=<o. . (2.44) При практических исследованиях векторные уравнения дви- жения летательного аппарата заменяют скалярными, проекти- руя каждое векторное уравнение на какие-либо три оси коор- динат. В задачах динамики летательного аппарата могут использо- ваться различные системы координат. Во многих случаях удач- ный выбор системы координат значительно упрощает исследо- вание. Для изучения полета обычно применяются декартовы прямоугольные правые системы координат и соответствующие им сферические системы координат. 3.4. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В ПРОЕКЦИЯХ НА ВРАЩАЮЩИЕСЯ ОСИ КООРДИНАТ Исследование полета летательного аппарата может быть значительно упрощено за счет удачного выбора системы коор- динат. Практически всегда оказывается наиболее целесообраз- ным получать уравнения вращательного движения аппарата проектированием соответствующего векторного уравнения на связанные с аппаратом оси. Однако выбор системы координат для составления скалярных уравнений движения центра масс аппарата во многом зависит от рассматриваемой задачи. Спроектируем уравнение (2.39) на произвольные прямо- угольные оси координат, имеющие начало О в центре масс ле- тательного аппарата. Пусть й— угловая скорость вращения этих осей относительно неподвижных. Как известно из механики (см., например [17], § 178), проекции уравнения (2.39) на ука- занные подвижные оси будут иметь следующий вид: где Vx, Vv, Vj —проекции вектора скорости центра масс летательного аппарата на подвижные оси; йж, йи, йг — проекции угловой скорости вращения под- вижных осей относительно неподвижных на подвижные оси; 89
SFV, SFV, 2F; — проекции всех сил, действующих на лета- тельный аппарат, на подвижные оси. Для составления уравнений вращения летательного аппара- та относительно центра масс воспользуемся векторным уравне- нием (2.42), в котором К — главный момент количеств движения фиктивного твер- дого тела S; М — главный момент всех сил, приложенных к телу S. В момент затвердевания t твердое тело S и реактивный ле- тательный аппарат имеют одинаковое распределение масс, сле- довательно, у них совпадают центры масс, направления глав- ных центральных осей инерции и значения /|(<). ЫО, Л(0 мо- ментов инерции относительно этих осей. Поскольку движение тела S совпадает с движением корпуса летательного аппарата, они будут иметь одну и ту же угловую скорость вращения <о относительно инерциальной системы коор- динат и в момент времени t равные проекции этой скорости на главные центральные оси инерции (<oi, <02, шз)- _Согласно принципу затвердевания проекции производной dK/dt в момент времени t следует вычислять по обычным пра- вилам механики, как для твердого тела с постоянными момен- тами инерции. Поэтому, приняв за координатные оси главные- центральные оси тела и воспользовавшись известными резуль- татами динамики твердого тела (см., например [17], § 178), мо- жем написать уравнения вращательного движения в форме Эйлера: Л -^!-+(/»-Л)«1«з=2И41. at at (2-46) /з^Г+(/2“Л)<°1,,,‘=2Л13’ где 2МЬ 2Mj, 2Мз — суммы проекций моментов сил на главные центральные оси инерции. Уравнения (2.46) записаны для произвольного, но фиксиро- ванного момента времени I. Меняя момент затвердевания t, бу- дем получать твердые тела S с различными моментами инерции и направлениями главных центральных осей инерции. Следова- тельно, уравнения (2.46) в различные моменты времени t пред- ставляют собой проекции уравнения (2.42) на различные оси ко- ординат. Чтобы уравнения вращательного движения (2.46) записать в одной системе координат, необходимо учесть враще- ние главных центральных осей инерции относительно корпуса летательного аппарата. В дальнейшем будем пользоваться уравнениями (2.46), пред- полагая, что направления главных центральных осей инерции 90
остаются неизменными относительно корпуса летательного ап- парата во все время горения топлива. Такое предположение является вполне допустимым, так как учет вращения главных центральных осей инерции относительно корпуса аппарата [6, 9] дает в уравнениях (2.46) дополнительные члены, которые в большинстве практических задач являются пренебрежимо малыми. § 4. ОСИ КООРДИНАТ, ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И КИНЕМАТИЧЕСКИЕ СООТНОШЕНИЯ 4.1. ОСИ КООРДИНАТ Для исследования движения летательного аппарата приме- няются прямоугольные правые системы координат: земная, свя- занная, скоростная, полусвязанная, полускоростная и др. Земная система осей координат Оси этой системы Охз уз г3 (рис. 2.3) неподвижно связаны с Землей и участвуют в ее суточном вращении. Сокращенно их называют земными осями. Рис. 2.3. Земная система осей координат: М - точка старта; NABS — начальный (Гринвичский) меридиан; NMLS — местный меридиан; <рц— геоцентрическая шпрота точки М. X —долгота точки М; сс - каса- тельная к местному меридиану в точке М; ф — азимут запуска Начало земных осей выбирается где-либо на поверхности Земли, например, в точке старта летательного аппарата. Ось Оуз направлена по радиусу-вектору, проведенному из центра общего земного эллипсоида через точку старта; ось Охз —го- ризонтально в каком-либо произвольном направлении; напри- 91 1
мер, ось Охз удобно направить так, чтобы плоскость полета совпадала с плоскостью Охзуз', ось Охз образует с плоскостью местного меридиана угол ip, называемый азимутом запуска; ось Огз направляется так, чтобы система координат была правой. Стартовая система координат Стартовая система координат Oxcyczc (рис. 2.4) также свя- зана с Землей и вращается вместе с ней. Начало координат рас- положено в точке старта; ось Оус направлена вверх по линии отвеса, т. е. противоположно направлению силы тяжести; ось Охс образует с плоскостью местного меридиана угол азиму- та запуска ф; ось Ozc соответствует правой системе координат. Рис. 2.5. Ориентация связанных осей на стар- те летательного аппара- та Рис. 2.4. Стартовая система осей координат: М - точка старта: NABS — начальный (Гринвичский) меридиан; NMLS — мест- ный меридиан; фд — астрономическая ши- рота точки М; X — долгота точки М; се — касательная к местному меридиану а точ- ке Л(; ip — азимут запуска На старте связанные оси баллистической ракеты ориентиру- ются по осям стартовой системы (рис. 2.5). Продольная ось ра- кеты Oxi совмещается в осью Оус; поперечная ось Оу\ направ- ляется в сторону, противоположную осн Охс; ось Ozi направ- ляется по оси Огс. Начальная стартовая система осей координат Оси начальной стартовой системы координат Охоуо?о в мо- мент пуска совпадают с осями стартовой системы. В дальней- 92
шем оси начальной стартовой системы не изменяют своего пер- воначального направления относительно инерциального про- странства, а оси стартовой системы, жестко связанные с Зем- лей, поворачиваются за время t на угол ю3 t вокруг оси враще- ния Земли. Начальная стартовая система координат является инерциальной системой координат. Геоцентрическая система координат Эта система координат с началом в центре Земли и с осями, связанными с Землей, уже использовалась выше при изучении поля земного тяготения. Опорны- ми плоскостями в рассматривае- мой системе координат служат плоскости экватора и начального меридиана. Положение центра масс лета- тельного аппарата при этом мо- жет определяться или тремя де- картовыми координатами х, у, г, или, что более удобно, тремя сфе- рическими координатами X, фц, г. Долгота Л и геоцентрическая ши- рота <рц отсчитываются, как было показано выше, на рис. 1.3. Ко- ордината г представляет собой расстояние от центра Земли до центра масс летательного ап- парата. Рис. 2.6. Местная географиче- ская система координат Местная географическая система координат Начало этой системы координат Oxr«/rZr (рис. 2.6) совпада- ет с центром масс летательного аппарата; ось ОхГ проведена параллельно касательной к меридиану места в северном направ- лении; ось Оуг направлена по радиусу-вектору г; ось Огг парал- лельна плоскости экватора. Скоростная и полускоростная системы координат В некоторых задачах динамики уравнения движения центра масс летательного аппарата удобно записывать в проекциях на осн координат, связанные с вектором скорости центра масс V. Начало координат О такой системы располагается в центре масс аппарата; ось Ох направлена по вектору скорости Г, т. е. по касательной к траектории в сторону полета; оси Оу и Oz ле- жат в плоскости, нормальной к траектории полета. При этом в 93
динамике полета ось Оу выбирают как в плоскости симметрии летательного аппарата Oxtyi, так и в вертикальной плоскости. Первую систему координат будем называть скоростной Oxyz, вторую — полускоростной Oxytz,. Матрицы направляющих косинусов Косинусы углов между осями связанной и начальной стартовой систем координат У,.!/’ Рис. 2.7. Ориентация связанных осей относительно начальных стартовых осей Ориентация летательного аппарата относительно начальной ртовой системы координат определяется тремя углами между связанной 0хху\2\ и началь- ной стартовой ОхоУо^о систе- мами координат (рис. 2.7): углом рыскания £ — меж- ду проекцией продольной оси летательного аппарата Oxi на плоскость Ox0z0 и осью Ох0; углом тангажа <рт — меж- ду продольной осью аппара- та 0Х| и плоскостью OXqZq; углом крена т) — между поперечной осью Оу\ и плоскостью, проходящей че- рез оси Ох\ и Оу0. Косинусы углов между осями связанной и началь- ной стартовой систем коор- динат приводятся в табл. 2.1. Найдем косинусы углов между осями начальной стартовой и связанной систем координат. Для этого через центр масс лета- тельного аппарата — начало связанной системы координат, про- ведем оси Ox0yQzQ, параллельные осям начальной стартовой си- стемы координат. Повернем эту систему на угол £ вокруг оси Оу0 так, чтобы плоскость Ох'у' прошла через ось Ох{. Обозна- чим полученную систему через Ox'y'z'. Формулы преобразования координат удобно записывать в матричной форме. Обозначая матрицу-столбец с элементами» х', у', z' через (S'], т. е. у' z' 94
Таблица 2.1 Косинусы углов между осями связанной н начальной стартовой систем координат Оси Ол„ Off. Oa, Ох\ cos Е cos ?т sin yr — sin E cos Oyi — cosЕ sin <?Tcos т) 4- 4- sin ; sin r( cos COST) cos E sin ij 4- 4- sin E sin cos ij Oxi cos E sin ?r sin »] 4- 4- sin E cos v| —cos <prsin r, cos E cos i — — sin E sin ?r sin а с элементами х0, уо, zq через (х0], получим следующую форму- лу перехода от системы Ox0yoz0 к системе Ox'y'z'-. k']=rt[^J, (2.47) где матрица Г$ перехода от системы координат Ох0уог0 к систе- ме Ox'y'z' имеет вид п= cos 5 0 — sin В О 1 О sin 0 cos £ (2.48) Повернем систему Ox'y'z' вокруг оси Oz' на угол <рт так, чтобы ось Ох" совпала с осью Ох\\ полученную систему обозна- чим через Ox"y"z". Соответствующая формула преобразования координат при повороте осей на угол <рт будет иметь вид (2-49) где cos<pr sin<pT 0 r,= — sin <pr COSCpT 0 0 0 1 (2.50) Поворотом вокруг оси Ох" на угол г) совместим оси Оу'" и Oz"’ с осями Оу, и Ozh Переход от системы Ox"y"z" к системе OxjyjZj осуществится посредством формулы 1^1=Г,И. (2.51) 95
где О О I cos т] sin т( • — sin 1] cos (2.52) Подставляя выражения (2.47) и (2.49) в зависимость (2.51), получим матричное уравнение перехода от начальных старто- вых осей к связанным: [x1]=rr,rj'd-<o]=r[xj) (2..53) в котором матрица Г представляет собой таблицу направляю- щих косинусов, т. е. косинусов углов между осями начальной стартовой и связанной систем координат (см. табл. 2.1): cos Е cos ?т sin Е sin — — COS? Si ONCOST) sin E cos t) 4- 4-cosEsinn>tsin*j sin COS fT COS TJ — cos?r sinvj — sin E cos ?r cosEsimj-f- 4-sinEsin <pT cos r, cos E cos i) — — sin? sinfjSini) . (2.54) Косинусы углов между осями связанной и местной географической систем координат Ориентация летательного аппарата относительно местных географических осей определяется тремя углами ф, О, у, анало- гичными углам д, фт, т). Углом рысканья ф называют угол между местной географи- ческой осью ОхГ и проекцией продольной оси Ох\ на горизон- тальную плоскость. Таблица 2.1а Косинусы углов между связанными и местными географическими осями Осн °'г <4 °*r Ол’1 .‘n cos ф cos 8 47 4' h „ sin ft '2- !• . — sin ф cos ft Оу\ — cos ф sin ft cos 7 4- । + sin ф sin 7 Ч cos » cos 7 cos ф sin 7 4- 4- Sin ф Sin 8 cos 7 62. О*! соз ф sin ft sin т 4- 4- sin ф cos 7 Jil — cos ft sin 7 ^2. COS ф COS 7 — — sin ф sin ft sin 7 96
Углом тангажа О называют угол между продольной осью Oxi и горизонтальной плоскостью. Углом крена у называют угол между осью Oyi и вертикаль- ной плоскостью, проходящей через продольную ось Ох\. Углы ф, 0 и у показаны на рис. 2.8. Направляющие косину- сы углов между связанными й местными географическими ося- ми координат приведены в табл. 2.1а. Косинусы углов между осями полускоростной и местной географической систем координат В полускоростной системе координат ось Оу* находится всегда в вертикальной плоскости, а ось Oz. всегда горизонталь- на. Поэтому положение полускоростной системы координат от- носительно местной географической определяется только на- правлением оси Ох, т. е. следующими двумя углами (рис. 2.9): Рис. 2.8. Ориентация связанных осей относительно местных гео- графических осей Рис. 2.9. Переход от местной географической системы коор- динат к полускоростной систе- ме координат 1) углом V между проекцией вектора скорости V на гори- зонтальную плоскость и осью ОхГ и 2) углом 6 между вектором скорости V и горизонтальной плоскостью. Угол 0 обычно называют углом наклона траектории к гори- зонту, угол V будем называть углом поворота траектории. Произведем последовательные повороты местной географи- ческой системы координат OxTyrzr на углы Чг и 0 до совпадения направления ее осей с полускоростной системой координат Oxytz, (см. рис. 2.9). В результате получаем: 4-3422 97
И=Л(хг]; (2.55) cos ф cos 0 sin 0 — sin Ф cos0 д= — cos Ф sin 8 cos 0 sin Ф sin H (2.56) sin Ф 0 cos Ф Косинусы углов между осями местной географической и скоростной систем координат Положение скоростной системы координат относительно местной географической будем определять углами У, 8 и ус, аналогичными углам ф, О и у. Тогда угол ус будет представлять собой угол между осью Оу и вертикальной плоскостью Оху^, проходящей через вектор скорости полета. Этот угол ус будем называть углом крена. Однако всегда следует помнить, что угол крена ус отличается от угла крена у. Нетрудно видеть, что положение скоростной системы коор- динат относительно полускоростной определяется только углом ус. Когда уС“0, т. е. плоскость симметрии летательного аппара- та совпадает с вертикальной плоскостью, скоростная и полуско- ростная системы осей совпадают. В табл. 2.2 приведены косинусы углов между полускорост- ными и скоростными осями, а в табл. 2.3 —между полускорост- ными и местными географическими осями. Таблица 2 2 Косинусы углов между полу- скоростными и скоростными осями Оси Ox Oy Ox Ox 1 0 0 Оу» 0 cosTc — sin 7C Ог» 0 sin Tc cos 7c Таблица 2.3 Косинусы углов между полускорост- нымн и местными географическими осями Сем OA-r O»r Ox cos 0 cos V sin 0 — cos 0 sin V Оу» —sin0 cosV cos 0 sin 0 sin V Ог» sin V 0 cos Ф Косинусы углов между скоростными и местными географи- ческими осями можно определить с помощью табл. 2.1а, если вместо углов ф, б, у подставить соответственно углы Чг, в, ус. 98
4.2. СВЯЗЬ МЕЖДУ УГЛАМИ % 6, у» и ф, », у. Р. а Положение скоростной системы координат относительно местной географической можно определить либо непосредствен- но углами Ч7, 0, ус. либо углами ф, у, р, а. (Углы ф, О, у опре- деляют положение связанных осей относительно местных геогра- фических, а углы р, а — положение скоростных осей относительу но связанных). Следовательно, углы Ч', 6, ус можно выразить через углы ф, О, у, а, р. Зная из табл. 2.1а и 1.1 косинусы углов между свя- занными и местными географическими осями, между связанны- ми и скоростными осями, можно получить следующие три соот- ношения: , L 1 х sin 9 = sin & cos a cos ? — cos & cos у sip a cos p — — cos & sin у sin?; cT. sin V cos 0 = sin ф cos 9 cos a cos ? 4- cos ф sin ysfnacos P4~ -)- sin ф sin 0 cos у sin a cos p — cos ф cos y sin p -f- 4- sin ф sin f) sin у sin p; sin yecos 9 = sin 8 cos a sin p —co^8 cos у sin a sin ?4" + cos 8 sin у cos p. Из последнего равенства системы (2.57) следует, что при ма- лых углах О, О, а, р, y и Yc углы крена у и ус приблизительно равны: у~ус. Рассмотрим некоторые частные случаи. Пусть полет совер- шается в вертикальной плоскости без крена (у=0). Так как при этом р=0, то из первого равенства системы (2.57) получим Пусть теперь полет происходит в горизонтальной плоскости без крена. Положим cosa~l, sina»0, cosO«l. Тогда из вто- рого равенства системы (2.57) следует Ф = ф —р. 43. КИНЕМАТИЧЕСКИЕ УРАВНЕНИЯ, ОПИСЫВАЮЩИЕ ВРАЩЕНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ВОКРУГ ЦЕНТРА МАСС Общий случай Для исследования полета летательного аппарата необходи; мо иметь кинематические уравнения, описывающие изменение угловых координат летательного аппарата фт, £ и т] в зависимо- 4* 99 (2 57)
сти от проекций вектора угловой скорости летательного аппара- та на связанные оси шх, wv, шг. Чтобы получить указанные уравнения, рассмотрим ранее приведенный рис. 2.7, из которого следует, что вектор угловой скорости £ направлен по оси Оу0, вектор <рт — по оси Oz', а век- тор т) — по оси О*|. Вектор угловой скорости аппарата <о можно представить как сумму (2.58) Косинусы углов между векторами £, фт и т) и связанными осями даны в табл. 2.4. Пользуясь этой таблицей, получим, что проекции угловой скорости аппарата на связанные оси равны: <fr) di . »,=—- Н—— sin фг; ‘ dt ' dt Tr и>у = ~- cos<?rcos sin Ч» (2.59) —— COS 71 COS Ф Sin 7). * dt 1 dt ) Таблица 2.4 0» i Oxt - sin <?r 0 1 Oyi cos <pT cos 1 sin у 0 — COS <?, sin T] cos i) 0 Составим теперь кинематические уравнения, устанавливаю- щие связь между производными углов if, О и у по времени и проекциями вектора угловой скорости летательного аппарата на связанные оси <ох, <ov, Вектор угловой скорости летательного аппарата <о можно представить как сумму угловых скоростей поворота связанных осей относительно географических, географических осей относи- тельно некоторых земных осей и земных осей относительно инер- циальных, например, начальных стартовых осей. В качестве осей, связанных с Землей, удобно взять географические оси OoWn^ro в некоторый начальный момент полета. 100
Тогда получим (и=Ф f »-|-y4-x -}-«>ц-|-шз. (2.60) Так как направлёния векторов X и шз совпадают, введем для упрощения записи вектор А = Х+<оз • Чтобы найти проекции вектора <о на связанные осн, выразим угловые скорости Л и <рц через проекции на оси географической системы координат (рис. 2.10): Рис. 2.10. Изменение .ориентации местных географических осей при полете летательного аппарата A=A(x;cos?Il+#sin<pll), • (2.61) ?в= - гл>ц, где хг°. Уг°. Zr° — орты географических осей. Для того чтобы выразить Л и фц через проекции на связанные оси, используем таблицу 2.1а. Тогда будем иметь Л = Л [(cos cos cos ft-f-sin ?Bsin В)4- Tji (— cos <рц cos ф sin 0 cos уcos <рц sin ф sin у 4- 4-sin ?„cos 8 cosy) -|-zi(cos<prJcos<|>sin В sin у 4- ... (2.62) 4- cos <рц sin ф cos у — sin ?,t cos В sin y)]; ?«= -<plt(— sin ф cos B)4- ~y\ (cos <]> sin у 4- 4- sin’ll sin В cos y) + *i (cos ф cos y — sin ф sin В sin y)L 101
Векторы О и у выразим через проекции на связанные осн, используя табл. 2.4 и заменяя формально углы 'g, <р, я на ф, О, у соответственно: i=<j»(xjsin cos 8 cos Y—zi cos 8 sin y); 8 = 8 (j/i sin y-l-zicos y); Y=yxi. Таким образом, проекции вектора ы на связанные оси ляются следующими выражениями: »х=фзт 8-j-y4-A(cos<pucos<}icos B-|-sin <p„sin 8)-|- + <P„sin фсоз 8; wp=fcos 8 cos y4-8 sin y+-A (— cos<pBcos ф sin- 8 cos y-f- 4*cos<pnsin ф sin у-J-sin f>u cos&cosy) — — ^„(cos^sin уsin ф sin 8 cos y); »,= — <|»cos 8 sin у-j-8 cos y+A (cos t?B cos ф sin 8 sin y-{- Ц- cos <pn sin ф cos у — sin <pB cos 8 sin y) — —<pu(cos<|icos y — sin ф sin 8 sin y). Движение относительно плоской Земли При полете на сравнительно небольшие дальности, когда Землю можно считать плоской, местные географические оси пе- ремещаются поступательно относительно земных осей. В этом случае понятие о местных географических осях ничего не дает исследователю. Для изучения полета летательного аппарата относительно плоской Земли достаточно использовать земные осн. При этом ориентация связанных осей относительно земных определяется углами ф, О, у, а ориентация вектора скорости V относительно земных осей — углами Т и 0. Уравнения враща- тельного движения летательного аппарата относительно плоской Земли получим, положив в уравнениях (2.64) w3 =0 и ^<рц=0. Тогда проекции угловой скорости летательного аппарата на свя- занные оси будут равны (2.63) опреде- (2.64) 102
^L+_iLsin0; •* dt ' d! di> a i d9 w„=—- cos » cosy 4---sin y; u dt 1 dt di n * । dH — cos 0 sin yH---cos y. dt dt (2.64а) w,= Отсюда легко получить уравнения, связывающие производ- ные углов х)?, О и у с проекциями угловой скорости летательного аппарата на связанные оси: —- =----------(«>„ cos у — ». sin у); dt cos 8 v у dft . । ------=ш sin У4-Ш. cos y; dt v ' =U)X — tg & (u>№ COS Y — <B, sin y). dt (2.65) Так как углы -ф, ft, у и Т, 0, ус введены одинаковым обра- зом (и те и другие являются эйлеровыми углами), то все сказан- ное выше можно распространить и на случай вращения скоро- стных осей. Так, например, в табл. 2.4 следует вместо <рт, И подставить соответственно V, 0, ус. Если через_ ш/, <о/, со/ обозначить проекции на скоростные оси вектора о/ угловой скорости вращения скоростной системы координат относительно земной, то вместо (2.64а) и (2.65) бу- дем иметь аналогичные соотношения, например: •' Sin 0; х dt 1 dt , dV Л . d6 ш ------cos 0 cos у, 4---sin yc; v dt dt c , dW n , d« cos 0 sin yc 4-cos y,. dt-----------------c dt ' (2.661 Пусть w‘ — угловая скорость вращения полускоростной сис- темы координат относительно земной. Обозначим через со,*, <ог,* проекции этой угловой скорости на полускоростные оси Ox, Оу,, Oz„. Тогда, положив в (2.66) ус = 0, получим = —— sin 0; х dt » dV о u>* =-----cos0; »• dt . d0 , ш =-------. *• *• dt (2.66а) ) 103
4.4. КИНЕМАТИЧЕСКИЕ УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ ЦЕНТРА МАСС ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Оси координат, в которых изучается движение центра масс летательного аппарата, выбираются в зависимости от условий рассматриваемой задачи и, в частности, типа системы управле- ния. В одних случаях удобно рассматривать движение лета- тельного аппарата относительно выбранных осей координат, в других — движение цели относительно летательного аппарата. При изучении движения летательного аппарата положение его центра масс .О в векторной форме определяется радиусом- вектором г= АО — АР, ’ (2.67) проведенным из начала Р рассматриваемой системы осей коор- динат (рис. 2.11). Вектор г будем называть вектором дальности. а прямую РО, проходящую через начало координат и центр масс летательного аппарата, — линией визирования летатель- ного аппарата. Рис. 2.11. К выводу кинематиче- ских уравнений движения центра масс летательного аппарата Рис. 2.12. К выводу ки- нематических уравнений относительного движе- ния летательного аппа- рата и цели Дифференцируя (2.67), получим кинематическое уравнение движения летательного аппарата в векторной форме: ~ = У-V», (2.68) dt где V — вектор скорости летательного аппарата; Ги— вектор скорости начала координат (носителя). 104
При неподвижном начале координат уравнение (2.68) при- нимает вид ^- = 7. (2.69) При изучении относительного движения летательного аппа- рата и цели в качестве вектора дальности г, определяющего взаимное положение летательного аппарата и цели, целесооб- разно выбирать вектор, проведенный из центра масс аппарата О в центр масс цели С (рис. 2.12): г—ЛС—ЛО. (2.70) Такой выбор вектора г объясняется тем, что для управления летательным аппаратом при самонаведении используются коор- динаты цели относительно осей, связанных с аппаратом. Пря- мую ОС, проходящую через центры масс летательного аппара- та и цели, будем называть линией визирования цели, а вектор г, как и прежде, вектором дальности. Дифференцируя (2.70), получим векторное кинематическое уравнение, описывающее движение цели относительно летатель- ного аппарата: ^-=ЙЦ-Й. (2-71) где Гц — вектор скорости цели. Каждому векторному уравнению соответствуют три скаляр- ных, конкретный вид которых зависит от выбранных осей ко- ординат. Рассмотрим, например, движение летательного аппарата от- носительно плоской Земли. Так, проектируя с помощью табл. 2.3 уравнение (2.69) на земные декартовы оси, получим следующие скалярные урав- нения: — = 1/cos 8 cos Ф; dt ^- = V sin 8; dt = — V cos 8 sin *T. dt В ряде задач, например, при изучении движения телеуправ- ляемого летательного аппарата, удобнее использовать сфериче- скую систему земных осей Координат. Как видно из рис. 2.13, положение в пространстве какой-ли- бо точки О относительно земных осей определяется следующими сферическими координатами: 105
I) наклонной дальностью г; 2) углом места ф между радиусом-вектором г и горизонталь- ной плоскостью; 3) азимутом %, т. е. углом между проекцией вектора даль- ности г на горизонтальную плоскость Рх 3 z3 и земной осью Рхз- На рис. 2.13 показаны координатные линии (г), (<р), (у) и данной точке О. Линией (г) и осью [г] служит прямая, выходящая из начала координат Р и проходя- щая через взятую точку; линией (<р) — окружность большого круга, осью [ф] — касательная к этой окружности в сторону возрастания угла ф и, на- конец, линией (%) будет окружность параллельно- го круга радиуса гсозф, а осью [у]— касательная к иен в сторону возрастания угла у. Составим теперь ска- лярные кинематические уравнения, проектируя (2.69) на сферические ко- ординатные оси в точке О. Как известно из механики (см, напри- мер [16], § 79), проекции вектора координат будут координатные оси [г], [ф], (у] в л ZW Рис. 2.13. Сферическая система земных осей координат (г) ы [г] V = ' dt ’ К^г-4-; * dt (г) и dr/dt в сферической системе 1 (2.73) Уг — г cos<p . г dt Чтобы спроектировать на сферические координатные оси вектор скорости V, нужно знать косинусы углов между векто- ром V и этими осями. Косинусы углов между осями сферической и декартовой си- стем координат можно получить, пользуясь табл. 2.1. При этом надо учесть, что углы у и ф введены так же, как и углы ф и &; крен у сферических осей отсутствует, так как ось [ф] лежит в вертикальной плоскости, и, кроме того, ось [у] направлена в сто- рону, противоположную оси Ozi. В результате получим табл. 2.5. 106
Таблица 2.5 Косинусы углов между осями сферической и декартовой систем координат Оси 0*3 Оуз Or3 id cos <? cos x sin ? — cos 9 sin x id — sin ? cos x cos 7 sin <f sin x ixl — sinx 0 — cos X Направление Г относительно земных осей определяется на- правляющими косинусами (см., например, табл. 2.3) cos 0 cos 'F, sin 0, —cos 0 sin Ф. Учитывая (2.73) и составляя сумму произведений соответ- ствующих направляющих косинусов, получим — = V (cos 0 cos Ф cos у cos х sin Н sin ?-|- -f- cos 0 sin 'F cos ? sin /); r -^-=V ( — cos 0 cos Ф sin ?cos x + sin 0 cos? — — cos 0 sin 4" sin ? sin x); r cos ? = V (— cos 0 cos lF sin / 4"СО5 s‘n cos 7.) dt или — = 1/ cos 0 cos ('F — x)cos?-|-V sin 0 sin ®; dt r = — Vcos 0 cos(Ф — x) sin sin cos?; dt г cos ? —= I/ cos 0 sin (0 — x)- (2.74) (2.75) Аналогичным путем получаем кинематические уравнения для случая, когда начало координат Р движется в пространстве со скоростью Уи. Проектируя (2.68) на сферические координат- ные оси в точке О, найдем 107
---= V cos 0 cos (Ф — у) cos ? -|- V sin 0 sin ?— dt — V„cos 0M cos (4'M — •/) cos ? — У„ sin 0M sin?; r = — V cos 0 cos (Ф — x) sin ? -|- V sin 0 cos ? -|- dt + V„ cos 0H cos (Фв — x) sin ? — У H sin 0H cos ?; r cos ? -^-=У cos 0 sin (V — x)— VHcos 0H sin —/.). dt (2.76) f Кинематические уравнения, описывающие- относительное движение летательного аппарата и цели, получаются проекти- рованием (2.71) на сферические координатные осн в центре масс цели С: — = Уп cos 0Ц cos (V„—х) cos <? 4- Уц sin 0Цsin ? — dt — V cos0cos(4r — у) cos? — V sin 0sin ®; r -^-= —1/Ucos0„cos(4r„ —x)sin?4-V,„sin 0ucos?-f- dt -|- V cos 0cos(lF — x)sin ? — V sin 0 cos ®; r cos ? =Уц cos 0ц sin (Чгц —/) —У cos 0 sin (*F — /). dt I (2.77) § 5. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С УЧЕТОМ ФОРМЫ И ВРАЩЕНИЯ ЗЕМЛИ Полученные выше векторные уравнения движения в принци- пе могут быть использованы для решения любых технических задач. Выбирая оси координат для проектирования этих уравне- ний, всегда целесообразно добиваться упрощения получаемых скалярных уравнений. По этой причине часто оказывается удоб- ным при исследовании динамики летательного аппарата исполь- зовать уравнения движения центра масс аппарата в проекциях на полускоросТные оси. 5.1. ПРОЕКЦИИ ОТНОСИТЕЛЬНОГО УСКОРЕНИЯ Для вывода скалярных уравнений движения центра масс ле- тательного аппарата спроектируем векторное уравнение (2.39) на оси полускоростной системы координат Oxy*z*. При этом положение центра масс будем определять в геоцентрической сферической системе координат геоцентрической широтой <рц, юз
долготой X и расстоянием г от центра Земли до центра масс ап- парата. Определим проекции относительного ускорения на оси полу- скоростной системы координат. Полускоростная система коор- динат вращается относительно Земли с угловой скоростью Q, которую представим в виде 2=Лг + ё+Г-|-фц. (2.78) Найдем проекции вектора J2 на полускоростные оси. Снача- ла выразим угловые скорости X и <рц через проекции на оси ге- ографической системы координат (см. рис. 2.10) а=Х(х, cossin ?ц); (2.79) где xr°, уг°. zr° — орты географических осей. Чтобы выразить X и ср,, через проекции на полускоростные оси, используем формулу (2.55). Тогда получим Х=Х[х° (cos tpu cos T' cos Нф- sin <рц sin 0)4- + y.(— cos <pu cos sin 0 -|- sin<pu cos HJ-f-zJ-cos^sin V)]; [x°(—sin 'Feos B)-|- y’fsin Ф sin 0)4"^. cos "H* (2.80) Векторы T и 0 выразим через проекции на полускоростные оси, используя рис. 2.9: Чг — V (х° sin 0 4- у” cos 9); 0 = 0z*. (2.81) Таким образом, проекции вектора Q на полускоростные оси определяются следующими выражениями: 2jr=X(cos<pucos4,'cos0 4-sin<pllsin 0)4-
Теперь можно найти проекции относительного ускорения. Учитывая,что 7=^_=^+йх7=^2- + dt dt dt ' получим х° У. г* 2Ж 2Г. 2,, Vx V,. V„ -^-=Ух°; VX=V; VU, = V4=O, dt JX=V-, jy, = У2г. — V (X COS <?ц sin Ф — <рц COS Ф 4- 0); yz, = — И2(,. = — V [X(—cosoncos Ф sin 0 -|- sin ?ucos 0)— — sin 4P sin 0 + Ф cos 0]. ; (2.83) (2.84) Выразим угловые скорости X и <рц через скорость V. Для этого найдем проекции скорости V на географические оси хг и гг (см. рис. 2.9): У Jr = И cos 0 cos Ф; V„ = — V cos 0 sin Ф. (2.85) Разделив меридианальную составляющую скорости У1Г на ра- диус сферы г, а широтную на радиус малого круга г cos <pu. получим • V <рц = — cos Ф cos 0; «• V sin V cos в A=------------------ г cos ?ц (2.86) Подставляя зависимость (2.86) в формулы (2.84), получим окончательные выражения для проекций ускорения аппарата относительно Земли на полускоростные оси координат: Л=й; /(,. = У0——cos 0; (2-87) jXt = — УФ cos 0 -|~ — tg <р„ sin Ф cos2 0. по
SX РАЗЛОЖЕНИЕ СИЛ И МОМЕНТОВ ПО ОСЯМ КООРДИНАТ Найдем составляющие по осям координат сил и моментов, действующих на летательный аппарат, учитывая, что уравнения движения центра масс спроектированы на полускоростные оси координат, а уравнения вращательного движения — на связан- ные оси. При разложении силы притяжения Земли по полускоростным осям будем рассматривать две составляющие ускорения силы земного притяжения: grr—направленную к центру Земли и gTu,—направленную параллельно осн вращения Земли. Выра- жения для их величин были даны выше [см. формулы (1.13) и (1.14)). Объединив центробежное ускорение /ц=—je с ускорением земного притяжения gT, получим ускорение силы тяжести Я=£т + 7ц- (2-88) Учитывая, что центробежное ускорение 7ц= ~ °»з X (шз X г)=уо«^г cos ®ц, (2.89) где у°— единичный вектор геоцентрической оси Оу (рис. 2.14), разложим центробежное ускорение, как и ускорение земного притяжения, на две составляющие — по радиусу г и по оси вра- щения Земли: )цг = ^зГ‘, 7««=e>3rsin?<. (2.90) Тогда составляющие ускорения силы тяжести будут равны: gr=gw~w3r> Я-=2™ + ^ sin (2.91) Определим проекции ускорения силы тяжести на полускоро- стные оси. Направляющие косинусы векторов gr и g„ будут та- кими же, как и у векторов ¥ и X соответственно [см. формулы (2.81) и (2.80)], но с обратными знаками. Тогда получим gjr=— gr sin 8—g,»(coscos 4' cos 0-|-sin ®rlsin 0); gr.= — gr cos 0— £«,( — cos?,, cos T sin 0 -f-sin cos 0); —g. cos<?usin V. (2.92) ill
Определим теперь проекции скоростные осн. Как известно, кориолисова ускорения на полу- /;=2шзХИ=2 «>3х —j ---□ У* z. ш3у, ш3л. О О (2.93) Проекции угловой скорости Земли <оз на полускоростные осн найдем, используя выражения (2.80), так как направление вектора шз совпадает с направлением i (см. рис. 2.10). Тогда получим o>3=w3 [х° (cos ?ц cos Ч.' cos 0 + sin ?ц sin ^) + у* (— cos срц cos V sin 04-sin <p„cos 0)4-z. (cos ?ц sin 4')J. (2.94) Рис. 2.14. Разложение ускорения земно- го притяжения и центробежного ускоре- ния на составляющие по направлению к центру Земли и по оси вращения Зем- ли Проекции кориолисова ускорения на полускоростные осн оп- ределяются выражениями: Л,=0; Ау, = 2Уюзг.=2Уи>з cos ?ц sin Т; (2.95) — 2Vru)3j,. = 2|/u>3(cos!pucos Ф sin 0 —sin<pttcos 0]. Найдем теперь проекции полной аэродинамической силы R на полускоростные оси. 112
.Аэродинамические силы, действующие на летательный аппа- рат, обычно задают либо в скоростной, либо в полусвязанной системе координат. Будем считать, что они заданы проекциями X, Y, Z на скоростные оси координат *. Чтобы найти теперь проекции аэродинамических сил на полускоростные оси, обра- тимся к табл. 2.2. Пользуясь этой таблицей и учитывая, что ло- бовое сопротивление X направлено противоположно скорости полета, получим cos Yc-Zsin ус; I Яг, = Y sin Ye + Y. cos Ye- (2.96) Для определения проекций на полускоростные оси равнодей- ствующей силы тяги Р и сил, создаваемых двигателями управ- ления Т, разложим сначала эти силы по связанным осям, а за- тем, пользуясь матрицей косинусов углов между осями связан- ной и полускоростной систем координат, найдем искомые проек- ции сил. Направление силы тяги будем считать совпадающим с осью двигателя, а силу, перпендикулярную этой оси и возникающую вследствие поворота струи воздуха при входе в канал воздуш- но-реактивного двигателя, будем относить к аэродинамическим силам У и Z, Если ось двигателя параллельна продольной оси Ох}, то про- екции силы тяги на полускоростные оси будут соответственно Рх—Р cos a cos Pv, = P(sin а cos Yc+cos а sin ,3 sin Ye); /\ = P(sin a sin yc —cos a sin pcos yc). (2.97) Если же ось двигателя составляет некоторый угол <рдв с про- дольной осью Oxi (см. рис. 2.15), то в эти выражения следует всюду вместо а подставить а + <рдв. Проекции равнодействующей N силы тяги, аэродинамиче- ских сил и сил, создаваемых органами управления, на полуско- • При исследованиях в аэродинамических трубах аэродинамические силы измеряют непосредственно в полусвязанных осях. Если летательный аппарат обладает симметрией относительно своей продольной оси или относительно двух взаимно перпендикулярных плоскостей, проходящих через эту ось, то удобнее задавать аэродинамические силы в скоростных осях. При составлении уравнений движения самолета аэродинамические силы часто задают проекциями на полусвязанные оси [22]. 113
ростные оси имеют вид: ^л—{Рл1 + ,0 1ц + Г jri’hi + Т’пЧз!— X; J^sr»=(^i4'^i)Tii2+^iTi22 4"^zi7i32 4‘^cos ус—Z sin ус; ^*.М^1 + Л|К»+Лг^:»+Г*1та+Г sin Yc4-Zc°s Ye. (2.98) где tyj — элементы матрицы косинусов углов между связанны- ми и полускоростными осями. Рис. 2.15. Пример установки стартового двигателя под углом к оси летательного аппарата J.3. СИСТЕМА УРАВНЕНИЙ ДВИЖЕНИЯ Спроектируем уравнение (2.39) на полускоростные оси ко- ординат. Предварительно силы F+P—mJr, действующие на ле- тательный аппарат, представим в виде -т7,+?+Р=^+0. (2.99) Здесь Г=Л + б?т — результирующая полной аэродинамической силы и силы притяжения; Р — результирующая сил тяги основных двигате- лей, выхлопных патрубков, турбонасосного агрегата (ТНА) и управляющих двигателей; С — сила тяжести; N=R+P— результирующая полной аэродинамической силы и сил тяги. Проекции всех членов векторного уравнения движения цент- ра масс аппарата (2.39) на полускоростные оси определяются формулами (2.87), (2.92), (2.95) и (2.98). Динамические уравнения движения центра масс аппарата в проекциях на полускоростные оси имеют вид: 114
l? = ——g, sin H — g„,(cos<pl(cos 4'cos H-J-sin^sin 0); m • a g H = —Hi------zL. cos 0-----— (— cos <₽„ cos 4' sin 0 4- mV V V V 4- sin ?ncos 0) ---cos 0 — 2<»3 cos <?tt sin 4f; (2.100) N4 , g- mV cos 9 V C05?“siny 4- — tg ®ц sin »F cos 0 4- cos 0 r 4-2<n3 (cos <эц cos Чг tg 0 — sin <pu). Эти уравнения следует дополнить кинематическими уравнени- ями движения центра масс аппарата в геоцентрической сфсри ческой системе координат: * V' <рц = — cos 4е cos 0; _ V sin V cos н г cos Уц r — V sin 0 1 (2.101) и формулой для определения высоты полета Н, от которой зави сят аэродинамические силы: Н—г— а 1 -е* 1 — е2 cos ?ц (2.102) где а и е — большая полуось и эксцентриситет земного эллип- соида соответственно. Уравнения вращательного движения летательного аппарата вокруг центра масс (2.42) спроектируем на связанные с аппара- том оси координат, вращающиеся относительно земных осей с уг- ловой скоростью со. Пусть ш», wv, со-— проекции угловой скоро- сти аппарата со на связанные оси. Будем полагать, что связанные оси координат совпадают с главными центральными осями инер- ции. Такое предположение нужно для того, чтобы проекции век- тора кинетического момента К на эти оси были соответственно равны /«(Dx, lvav, Тогда, проектируя выражение (2.42) на связанные с аппара- том оси, получим так называемые динамические уравнения Эйлера: 115
at Л^+^-ЛК-^^- (2.103) Моменты инерции летательного аппарата будем считать из- вестными функциями массы: 1х(т), 1ц(т), 1:(гп). Соотношения между проекциями угловой скорости летатель- ного аппарата на связанные оси координат шЛ, ыи, юг и углами ф, ft, у, определяющими ориентацию аппарата относительно мест- ных географических осей, определяются кинематическими урав- нениями (2.64): ‘°х =4 sin 8 4- у 4 Л (cos <рц cos О cos И -J- sin <?„ sin 8) -f- -|-?„sin 4 cos ft; 1^=4 cos « cos у-|-Й siny 4 A (— cos <?„ cos 4 sin i>cosy-|- +cos<PBsin Ф sin Y+sin ?„ cos » cos y) - (2 104) <pa (cos 4 sin у -|- sin 4 sin В cos y); =—4 cos ft sin y + 8 cos y -f- A (cos <p„ cos 4 sin » sin y + -f- cos *?„ sin 4 cos у — sin <p„ cos ft sin y) — —ia(cos 4cos y — sin 4 sin 8 sin Y)- Если изменение массы летательного аппарата вследствие вы- горания топлива неизвестно, то к записанным выше уравнениям движения необходимо добавить еще одно дифференциальное уравнение: Г-~=-тсек, (2.105) где «сек—секундный массовый расход топлива, зависящий от типа двигателя, режима его работы, скорости и вы- соты полета. Режим работы двигателя характеризуется обычно различны- ми параметрами: числом оборотов в случае ТРД, соотношением расходов топлива и воздуха в случае ПВРД и секундным расхо- дом топлива тсек в случае ракетного двигателя. В общих рас- суждениях режим работы двигателя будем характеризовать па- раметром х, представляющим собой отношение тяги двигателя P(V, Н) к тяге Pi,om(V, Н), развиваемой двигателем при работе 116
с номинальной интенсивностью: Р(У, Н) Х Phom(V.W) ’ . или углом бдр отклонения дроссельной заслонки, служащей для регулирования тяги двигателя. В общем случае величины х, V и Н неизвестны. Поэтому мас- са летательного аппарата может быть найдена лишь при сов- местном интегрировании уравнений движения летательного ап- парата и уравнения (2.105). В случае ракетных двигателей mffU обычно можно считать известной функцией времени тгек(1). Тогда уравнение (2.105) можно решить независимо от системы дифференциальных уравнений движения: t т(1)=тй — J m№K(t)dt, о где то — начальная масса летательного аппарата. Как было выяснено в разд. 4.2, из восьми углов ф, fr, у, а, р, Чг, 6, ус пять являются независимыми, т. е. существуют три связи между этими углами, которые необходимо добавить к написан- ным выше уравнениям: sin 0=cos a cos Р sin 9 — (sin a cos р cos у -f- -|-sin p sin 7) cos Э; sin 4’cos ft = cos a cos p sin cos 9-[-sin acospX X (cos ф sin у sin ф sin & cos y) — — sin p (cos ф cos у — sin ф sin & sin y); sin уе cos ft —cos a sin p sin 9 —(sin a sin pcos y — — cos p sin y)cos9. (2.106) Система уравнений (2.100) — (2.106), описывающая простран- ственное движение летательного аппарата относительно Земли, должна быть дополнена уравнениями системы управления (см. ниже § 6 и 7). § 6. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ОТНОСИТЕЛЬНО ПЛОСКОЙ ЗЕМЛИ В дальнейшем рассматриваются только те случаи полета ле- тательных аппаратов в атмосфере Земли, когда центробежными и кориолисовыми силами, вызванными вращением Земли, можно пренебречь по сравнению с другими силами. Будем пренебрегать также кривизной земной поверхности и считать, что сила тяже- 117
сти направлена вдоль земной оси Оуз, проведенной из точки пус- ка летательного аппарата. (Отклонению вертикали на 1° от оси Оуз соответствует дальность полета вблизи поверхности Земли в 111,1 км.) Вследствие такого предположения координата у и высота Н будут тождественны (у=Н). Так как сила тяжести направлена в отрицательную сторону оси Оуз, то ее проекции на полускоростные оси Ох, Оу» и Ог. будут соответственно Ох= — Osin0; Оу.= -Осо5 0; Ог,=0. (2.107) Вычислим проекции относительного ускорения на полуско- ростные оси. В полускоростной системе координат VX=V; У,.=0; V\=0. (2.108) Проекции »*, ш’., о»* угловой скорости вращения полускорост- ных осей на эти же оси даны равенствами (2.66а). Используя (2.45), (2.66а) и (2.108), получим ускорения центра масс лета- тельного аппарата в проекциях на полускоростные оси: Запишем теперь уравнения движения центра масс летатель- ного аппарата в развернутом виде. Пользуясь выражениями (2.96), (2.97), (2.107) и (2.109), получим т-----= Р cos a cos — X — G sin Й; dt , mV -y- = P(sin acos Ye + cosasin 3sin yc) + 4-КcosYe — Z sin y£ — GcosO; (2.110) — mV cos 0 -y—=P(sin a sin ye — cos a sin ?cos Yc) + 4-Г sin yc + Zcosyc. Левые части этих уравнений содержат проекции ускорения у центра масс летательного аппарата на полускоростные осн коор- динат. 118
Проекция ускорения / на касательную к траектории (танген- . dV циальное ускорение) равна jx=-----. Проекции ускорения на нормаль к траектории, лежащую в вертикальной плоскости, и на нормаль к траектории, параллель- ную горизонтальной плоскости, соответственно равны Ju.~V -----, — и cos О--- . dt * dt Правые части уравнений содержат суммы проекций всех внешних сил, действующих на летательный аппарат, на соответ- ствующие полускоростные оси координат. Сумму проекций всех сил, действующих на летательный ап- парат, на касательную к траектории (S/\) иногда называют ус- коряющей силой. Чтобы центр масс летательного аппарата двигался по криво- линейной траектории, необходима центростремительная сила. Как видно, для получения криволинейной траектории при по- лете в вертикальной плоскости (4f = const, Р=ус = О) должна быть создана центростремительная сила, равная 2= Р sin a-j-K — О cos 0. Рис. 2.17. К выводу уравнений движении центра масс летательно- го аппарата Рис. 2.16. Криволинейный полет в вертикальной плоскости 119
I Эта сила получается за счет разности проекций на нормаль к траектории Oyt нормальной силы Р sina-F Y и iBeca G cos0. Чтобы вогнутость траектории была направлена вверх (</0/d/>O), должна быть создана нормальная сила Psina+У, большая, чем Gcos0 (рис. 2.16); чтобы вогнутость траектории была направлена вниз (de/dt<6), сила Psina + У должна быть меньше, чем G cos 0. Для получения ‘криволинейной траектории при полете в гори- зонтальной плоскости (0=0) должна быть создана центростре- мительная сила SFj. Эта сила может быть получена посред- ством накренения летательного аппарата или в результате сколь- жения. а также путем одновременного придания летательному аппарату крена и скольжения. Знак «минус» в левой части 3-го уравнения (2.110) показыва- ет, что при принятом правиле знаков для угла 'К отрицательной проекции сил на ось Oz. (2FZ <0) соответствует положительная угловая скорость d4r/dt (рис. 2.17) и наоборот. Перейдем к составлению системы уравнений движения лета- тельного аппарата. В первую очередь запишем шесть динамиче- ских уравнений (2.110) и (2.103) и кинематические уравнения (2.65): . 1) т-—=Pcos a cos3 — X — G sin 0; ’ dt 2) mV—- =P(sin acosyc-|-cosa sin psin ус)-Ь dt -f-Kcosyc—Zsin Ye — Geos 0; 3) — mV cos0-^— = P(sin asin yc — dt K2 — cos a sin £ cos yJ + Y sin Yc + Z cos yc: x 4)-(/,-/,) _ 5) 6) ,-/,)W at (2.111а) 7) -37 = -Z3irbc<>sV-«tsin v); dt COS a * [лр 4UoU * , rfS ' . .. 8) -^- = toysin y+<0*cos y; • 9) -^-=wx —tge(wFcosy—sin y)- 120 V A A -t । z 3 , ' .''У- ’•••
Выбор кинематических уравнений движения центра • масс аппарата обусловлен типом системы управления. Для исследо- вания движения летательного аппарата при автономном управ- лении можно использовать уравнения (2.72). В этом случае на- чало координат выбирается где-либо на земной поверхности, на- пример в точке пуска. Уравнения (2.75) и (2.76) удобно применять при изучении движения телеуправляемого летатель- ного аппарата. Тогда начало координат будет располагаться в командном пункте, неподвижном или движущемся. Уравнения (2.77) используются обычно при исследовании самонаведения. Для общих рассуждений удобнее всего взять уравнения (2.75), описывающие движение центра масс летательного аппара- та при неподвижном пункте управления. Однако при этом нель- зя полностью отбросить уравнения (2.72). Так как тяга двига- теля, расход топлива, аэродинамические силы и ускорение силы тяжести зависят от высоты Н, то необходимосоставить кинема- тическое уравнение, описывающее изменение этой координаты. В итоге получим 10) ^—=V cos H cos(4r —/Jcosy-f-l/ sin 0 sin dt V ' i -c.K 11) r — = — V cos 0 cos (Ф — y) sin <p+ i- *1 a ' у С АГ 4<J + И sin 0 cosy; (2.1116) 12) rcos<₽-^-=y cos0 sin (Ф —x); dt у 131 I/ cin Я Si P dt К записанным уравнениям необходимо добавить еще уравне- ние, описывающее изменение массы, и геометрические соотноше- ния . j х dm l4)— 15) sin 0=cos acosp sin ft —(sin a cos poos y-|- -]- sin p sin y)cos 8; 16) sin W cos 0 = cos a cos p sin ф'соэ 8-[- sin a cos p (cos’<]> sin у + sin ф sin 8 cos y) — — sin p (cos ф cos y — sin фsin 8 sin y); 17) sin yccos 0 = cos a sin p sin 8 — — (sin a sin Pcos y —cos p sin y)cos 0. (2.111b) 12!
Система уравнений (2.111) содержит 17 уравнений, в том числе 14 дифференциальных уравнений первого порядка и три геометрических соотношения. Эта система может использоваться для описания движения неуправляемого летательного аппарата, но для управляемого аппарата она еще не замкнута. Выясним, соответствует ли число неизвестных в системе (2.111) числу уравнений. Представим, что летательный аппарат неуправляем, т. е. органы управления зафиксированы, а тяга двигателя (или подача топлива) не регулируется. Тогда силы G, Р, X, Y, Z, действующие на аппарат, и их моменты Мх, Му, М_. относительно связанных осей будут однозначно определяться па- раметрами движения летательного аппарата. Нетрудно видеть, что в случае неуправляемого полета (или полета с зафиксированными органами управления) рассматри- ваемая система является замкнутой, т. е. число неизвестных функций У(/), 0(0, <Р(0, а(0, ?(/), Yc(0. «МО. «•» (*), m »(0,Y(0, r(0. <?(*), M m(t) равно числу уравнений. При этом, если отсутствуют случайные возмущения, траектория полета полностью определяется началь- ными условиями — значениями кинематических параметров дви- жения в начальный момент времени: П'о). Й(^). .... т(/0). В то время как неуправляемый летательный аппарат как твердое тело имеет шесть степеней свободы, управляемый аппа- рат обладает в общем случае уже 12 степенями свободы: шесть степеней свободы для движения центра масс и вращения вокруг центра масс и шесть степеней свободы соответствующих органов управления. В частном случае, когда управляющие нормальные силы создаются вращением летательного аппарата вокруг двух осей, аппарат имеет четыре органа управления: органы управле- ния вращательными движениями тангажа, рыскания и крена и тягой двигателя. В случае управляемого полета система (2.111) при этом не является замкнутой, так как проекции сил и момен- тов, входящие в правые части уравнений, зависят от перемеще- ний органов управления движениями тангажа бв, рыскания бн, крена бэ и тягой двигателя бдр. Таким образом, к перечисленным 17 неизвестным добавляют- ся еще параметр бдр, характеризующий режим работы двигате- ля, и углы отклонения органов управления тангажом, рыскани- ем и креном бв, бп, бэ. Если, помимо начальных условий, задать изменение во време-' ни величин бдр(0, бв(/), бн(0, бэ(0, то тем самым будет опре- делена единственная траектория летательного аппарата. В реаль- ном полете изменение бдр (или х) и отклонение органов управле- 122
ния осуществляются летчиком или системой управления в,зави- симости от выполняемой задачи полета. Чтобы задача нахожде- ния решения системы (2.111), т. е. определения траектории по- лета, стала в принципе осуществимой, необходимо к системе уравнений движения летательного аппарата добавить уравнения, описывающие процессы в системе управления и связывающие перемещения органов управления с параметрами движения ле- тательного аппарата. Эти уравнения могут иметь совершенно различный конкретный вид в зависимости от принципа работы и устройства системы управления. ,В самом общем виде уравнения системы управления можно записать следующим образом: ЛМ), И*), 0(f), . . . <?(/), /(/). //(f)]=0; ] И(/), 0(0, . . . Т(0. Х(0. //(01=0; I ( /%!«,(/), И(0, 0(0, . . . ?(0. х(0, //(01=0; Л 1^(0. И0, 0(0,. . • ?(0, х(0, //(01=0, I где F|, F2, /з и F4— функционалы от функций, взятых в квад- ратные скобки. С учетом (2.111г) система уравнений (2.111) становится замк- нутой и для управляемого движения, причем решение системы (траектория управляемого полета) определяется заданием на- чальных условий и конкретных связей, накладываемых на движе- ние летательного аппарата системой управления. Подробнее этот вопрос рассматривается в следующем параграфе. § 7. СВЯЗИ,'НАКЛАДЫВАЕМЫЕ НА ДВИЖЕНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА СИСТЕМОЙ УПРАВЛЕНИЯ Если летательный аппарат является неуправляемым и в поле- те отсутствуют случайные возмущения, то траектория полета полностью определяется начальными условиями, т. е. значениями кинематических параметров движения в начальный момент вре- мени. Поскольку в управляемом полете величина и направление скорости полета могут изменяться в зависимости от положения органов управления, то для данных начальных условий суще- ствует бесчисленное множество траекторий, по которым может двигаться управляемый летательный аппарат. Чтобы однозначно определить движение управляемого лета- тельного аппарата (т. е. чтобы данным начальным условиям со- ответствовала определенная траектория), необходимо на движе- ние аппарата наложить некоторые связи. В реальном полете та- кие связи накладываются на движение летательного аппарата системой управления. 123
При исследовании управляемого полета к уравнениям движе- ния летательного аппарата (2.111) необходимо добавить уравне- ния, описывающие работу системы управления. Конкретный вид этих уравнений зависит от устройства системы управления. По- скольку нас интересуют только связи, накладываемые системой управления на движение летательного аппарата, запишем урав- нения системы управления в самой общей форме. Уравнения системы стабилизации Все элементы системы стабилизации можно подразделить на объект управления (летательный аппарат), элементы, образую- щие рулевые тракты, и измерительные элементы. Рулевые трак- ты в соответствии с поступающими в них сигналами осуществля-/ ют повороты органов управления. Измерительные элементы служат для определения различных параметров движения летательного аппарата. К ним относятся, например, гироскопические датчики углов, угловых скоростей и ускорений, датчики линейных ускорений, высотомеры и т. п. Уравнения измерительных элементов связывают выходные ве- личины— электрические сигналы — с входными величинами — параметрами движения летательного аппарата (ф, О, у, ф, б, у, V, а, ₽...): S.=SZ(|/, 0, Г, .... ф, », у, ...» 8„ 8„, 5.) < = 1.т. (2.112) Уравнения рулевых трактов связывают выходные величины — отклонения органов управления — с входными величинами — электрическими сигналами вырабатываемыми измерительны- ми элементами: \=8В(..., sz, ...); 8н=8и(..., «ь ...); 8S=8,(..., sh ...); 5др=8др(..s(, ...). Представим, что в соответствии с уравнениями (2.113) орга- ны управления отклоняются только в зависимости от параметров движения летательного аппарата. Тогда добавление 4 + т урав- нений (2.112 и 2.113) к уравнениям (2.111) замкнет систему урав- нений движения летательного аппарата. При этом траектория будет зависеть только от начальных условий, как при полете не- управляемого аппарата. В случае управляемого полета уравнения (2.112) и (2.113) не должны замыкать систему уравнений движения летательного ап- (2.113) 124
парата. Часть сигналов должна вырабатываться так, чтобы мож- но было управлять летательным аппаратом в соответствии с дви- жением цели или требуемой программой полета. Эти сигналы, вырабатываемые системой наведения, обозначим через uj и на- зовем управляющими сигналами. Учитывая сказанное, уравнения рулевых трактов можно за- писать в таком виде: \=8В(.... «/..........); 8и = 8« (• • • > • • ч sb • • •)» (2 114) аэ=8,(..., ...,sh ...); 8*р = 8др(• • • ’ ••••$(••••)• I Чтобы замкнуть систему уравнений (2.111), (2.112) и (2.114), необходимо добавить уравнения, описывающие процессы в сис- теме наведения, т. е. процессы формирования управляющего сигнала. Уравнения системы наведения Для выяснения принципа формирования управляющего сиг- нала обратимся к основным положениям теории автоматическо- го регулирования. Принцип работы системы управления летательным аппара- том, ка.к и любой системы автоматического регулирования, за- ключается в следующем. Всякая ошибка системы е<, т. е. раз- ность между требуемым х^ и действительным значением х< ре- гулируемого параметра: ez=X/.—xz, (2.115) независимо от причины ее возникновения порождает ответную реакцию системы управления, направленную на уничтожение возникающей ошибки. Следовательно, система управления рабо- тает только тогда, когда имеется ошибка е. По этой причине, а также в результате воздействия возмущений в реальных услови- ях ошибка е всегда отлична от нуля, хотя система управления все время стремится ее уничтожить. Чем меньше ошибки, тем точнее работает система управления. В идеальном случае в те- чение всего процесса управления фактическое значение регули- руемого параметра равнялось бы его требуемому значению: в(=х/ф —Л/==0. (2,116) Уравнение (2.115) назовем уравнением связи, накладывае- мым методом полета на движение летательного аппарата, а со- ответствующее ему уравнение (2.116)—уравнением идеальной связи. 125
Уравнение идеальной связи определяет теоретическую траек- торию летательного аппарата. Действительная траектория всегда отличается от теоретической в силу различных причин. В основу формирования управляющего сигнала закладывается ошибка е, характеризующая отклонение действительной траектории от тео- ретической. Уравнения системы наведения связывают выходные величи- ны-управляющие сигналы ut — с входными величинами — ошибками ек: •*, ...). (2.117) Если в уравнения связей (2.115) и уравнения системы на- ведения (2.117), кроме 21 параметра V, 0, .... 6ДР, бв. 6Н, б», а также известных параметров движения цели и некоторых извест- ных функций времени t, не будут входить какие-либо другие пе- ременные, то система уравнений (2.111), (2.112) и (2.114) с уче- том (2.115) и (2.117) замкнется. Тогда траектория летательного аппарата (при отсутствии возмущений) будет определяться на- чальными условиями и уравнениями связей. Уравнения идеальных связей Возникает вопрос: сколько связей требуется наложить на дви- жение летательного аппарата и как выбрать эти связи, чтобы определить нужную траекторию полета? Поскольку подробное освещение этого вопроса не относится к курсу динамики полета, ограничимся лишь изложением самых общих принципов. Для упрощения рассуждений вместо уравнений связей (2.115) будем рассматривать соответствующие им уравнения идеальных связей (2.116). Чтобы привести летательный аппарат к цели или в заданную точку пространства, надо в различные моменты времени прямо или косвенно задать направление в пространстве вектора скоро- сти F аппарата. Поскольку направление в пространстве любого вектора определяется двумя параметрами (в данном случае уг- лом наклона 0 и углом поворота Т траектории), то для задания вектора скорости аппарата необходимо и достаточно задать ка- кие-либо две связи между параметрами движения. Например, можно потребовать, чтобы полет происходил с за- данным углом наклона траектории 0.(0: е1=0,(О-н=0. в одной и той же вертикальной плоскости: е2=<Г(0=0. В этом примере направление вектора скорости аппарата задано непосредственно углами 0 и Т. Возможно также косвенное за- дание направления вектора V. Пусть, например, требуется осу- 126
ществить криволинейный горизонтальный полет на высоте Н„ с заданным углом рыскания 4'. (/). В этом случае на направление вектора скорости будут наложены следующие связи: в1 = //,-А/=0, в2=Ф. (*)-'?=О- Таким образом, чтобы обеспечить наведение летательного аппарата на цель или в заданную точку пространства, необходи- мо и достаточно на движение аппарата наложить две связи, прямо или косвенно определяющие направление скорости лета- тельного аппарата. Эти связи будем называть основными. Подойдем к рассматриваемому вопросу с другой стороны. Ле- тательный аппарат имеет шесть степеней свободы: три степени свободы поступательного перемещения в пространстве и три сте- пени свободы вращения вокруг центра масс. Степени свободы поступательного движения представляют основной интерес для наведения. Как видно из изложенного вы- ше, для обеспечения наведения требуется только управление дву- мя перемещениями аппарата в плоскости, перпендикулярной к вектору скорости (другими словами, требуется изменение на- правления вектора скорости). Третьей степени свободы (перемещению аппарата вдоль век- тора скорости) соответствует управление величиной скор'остн аппарата, которое осуществляется обычно либо изменением тяги двигателей, либо изменением лобового сопротивления аппарата с помощью тормозов. Чтобы в этом случае сформировать управ- ляющий сигнал, надо прямо или косвенно задать требуемую ве- личину скорости полета. Примерами уравнений идеальной связи могут служить уравнения g4=V,(/)-V,=0, или ^=«лр.(0-8ф=0, где К.(/) —требуемая скорость полета; 6др»(0—требуемый угол отклонения дроссельной заслонки. Рассмотрим вращательные степени свободы. В гл. I (см. разд. 5.1) было показано, что вращение летательного аппарата вокруг двух осей является средством изменения нормальной си- лы и, следовательно, направления полета. Поэтому рассмотрен- ные выше связи, определяющие направление скорости аппарата, в конечном счете определяют и его угловое положение. Посколь- ку таких связей две, а вращательных степеней свободы три, возможны различные схемы управления летательным аппаратом. Летательный аппарат либо остается неуправляемым относи- тельно одной из осей, либо на его вращение относительно одной из осей накладывается дополнительная связь. В первом случае 127
аппарат имеет только два органа управления вращением вок- руг центра масс, во втором случае — три. В зависимости от аэродинамической схемы аппарата и типа системы управления используются различные виды дополнитель- ной связи. Эта связь может быть выбрана независимо от основ- ных связей, и от рационального ее выбора зависит простота сис- темы управления. Аэродинамически осесимметричный летательный аппарат соз- дает необходимую нормальную силу посредством поворота от- носительно осей Оу\ и Ozi, для чего требуются только два органа управления. При этом в зависимости от типа ь^темы управле- ния поворот аппарата относительно продольной осп может быть либо свободным, либо подчиненным определенной связи. Пусть, например, ошибки ej и ег определяются в координат- ных осях, связанных с аппаратом. Тогда каждой из этих ошибок будет соответствовать отклонение одного определенного органа управления, как бы ни поворачивался летательный аппарат от- носительно продольной оси. При определении ошибок «1 и Ег в земных осях координат требуется более сложная схема управления. Если при этом ле- тательный аппарат не управляется относительно продольной оси, то отклонение каждого из двух органов управления зависит от двух ошибок, распределяемых между органами управления оп- ределенным образом. При определении ошибок ci и 82 в земных осях координат обычно предпочитают с помощью органов управления креном стабилизировать летательный аппарат относительно продольной оси так, чтобы полет происходил без крена: «3=У=0- Тогда ошибке в направлении скорости в вертикальной плос- кости всегда будет соответствовать отклонение органов управле- ния тангажом, а ошибке в направлении скорости в горизонталь- ной плоскости — отклонение органов управления рысканием. Примером такой схемы управления может служить управление баллистической ракетой. Летательный аппарат с крыльями, расположенными в одной плоскости, создает требуемую нормальную силу при повороте относительно поперечной оси Ozi и продольной оси Ох{ с по- мощью органов управления тангажом и креном. При этом орга- ны управления рысканием иногда могут отсутствовать. У лета- тельных аппаратов рассматриваемой аэродинамической схемы органы управления рысканием могут служить для осуществле- ния координированного маневра, т. е. маневра, выполняемого без скольжения: ез—?=О- 128
Возможно также комбинированное управление, при котором требуемая нормальная сила создается в результате совместного действия органов управления тангажом, рысканием и креном. В этом случае для однозначного определения движения летатель- ного аппарата, помимо двух основных связей ei = 0 и ег=О, необ- ходима некоторая дополнительная связь «з=0. Из всего изложенного следует, что совокупность условий, оп- ределяющих однозначно полет управляемого летательного аппа- рата, у которого нормальные силы создаются вращением вокруг двух связанных осей, состоит из: 1) начальных условий, т. е. значений кинематических пара- метров движения летательного аппарата в начальный момент времени; 2) двух уравнений, описывающих основные связи, наклады- ваемые на движение летательного аппарата (ei=O и £2=0); 3) двух уравнений, описывающих дополнительные связи е3 = = 0 Н £4 = 0). Методы полета Идеальные связи ei = 0 и 82 = 0, определяющие направление вектора скорости, характеризуют метод сближения летательного аппарата с целью (или с заданной точкой пространства) — другими словами, они характеризуют метод полета*. Всевозможные методы полета можно подразделить на две группы: полет по программе и наведение на цель. При полете по программе связи ej = O и 82=0 определяют направление скорости полета относительно осей координат, дви- жение которых наперед известно, и, в частности, относительно неподвижных осей координат. В этом случае теоретическая тра- ектория беспилотного летательного аппарата заранее задана и не может изменяться в процессе полета. При наведении на цель уравнения 8)=0 и >2=0 прямо или косвенно задают направление скорости летательного аппарата относительно линии визирования цели, соединяющей центры масс аппарата и цели. В результате траектория полета опреде- ляется не только связями, накладываемыми на движение лета- тельного аппарата работой системы управления, но и движени- ем цели (или в частном случае, когда цель неподвижна, ее по- ложением). Пример полета по программе В качестве примера рассмотрим полет одноступенчатой бал- листической ракеты на активном участке траектории. Полет такой ракеты происходит все время в одной и той же вертикальной плоскости (рис. 2.18). Ракета стартует вертикально * Дополнительные идеальные связи ез«0 и — 0 обычно выбирают вне зависимости от метода сблнжеиня с целью. 5—3422 129
в точке Лив течение нескольких секунд поднимается по верти- кали. Затем траектория ее искривляется, отклоняясь от верти- кали до тех пор, пока угол наклона траектории не достигает за- данного значения вк- К этому времени ракета достигнет значи- тельной высоты. Когда скорость становится равной заданной ве- личине Кк, двигатель выключается (точка В), и ракета далее летит, как свободно брошенное тело. Это происходит в разре- женных слоях атмосферы, где сопротивление воздуха почти не Рис. 2.18. Траектория полета дальней балли- стической ракеты (пунк- тиром показана услов- ная граница плотных слоев атмосферы) сказывается. Пролетев некоторое расстояние, ракета снова вхо- дит в плотные слон атмосферы (точка С) и затем падает на зем- лю в точке D. Траекторию полета баллистической ракеты дальнего действия можно разделить на два участка: активный, т. е. участок полета с работающим двигателем, и пассивный, т. е. участок полета с неработающим двигателем. На пассивном участке балли- стическая ракета обычно не уп- равляется и летит под действием силы тяжести по траектории, на- зываемой баллистической кривой. В этом случае дальность полета ракеты определяется величиной и направлением скорости в момент выключения двигателя. От точ- ности выдерживания угла накло- на траектории и величины скорос- Рис. 2.19. Программа изменения угла В на активном участке тра- ектории дальней баллистической ракеты ти в конце активного участка за- висит точность попадания ракеты в цель. Поэтому полет ракеты на активном участке всегда должен быть управляемым, подчиненным определенной программе. Программа изменения угла 8 задается таким образом, чтобы в конце активного участка ракета летела по прямой, сохраняя постоянным угол наклона траектории 8*= =8И. Благодаря этому предупреждаются ошибки, которые мог- ли бы произойти от несовпадения момента выключения двигате- ля с моментом достижения заданного угла 0К. На рис. 2.19 показан примерный вид зависимости угла 0. от времени полета для баллистической ракеты. 130
связям: (2.118} ЭТИ СВЯЗИ ИС" измерить дос- Как видно, полет баллистической ракеты на активном участ- ке траектории должен быть подчинен следующим в1 = 9,(/)—0=0; h=qr.(/)=O. Однако при построении системы управления пользовать нецелесообразно, так как углы 0 и Т таточно просто не удается, но зато очень просто (с помощью сво- бодных гироскопов) могут быть измерены углы тангажа и рыс- кания. Поэтому, использовав условия (2.118), можно рассчитать полет ракеты на активном участке, найти зависимость $.(/), а затем идеальные связи s^»,(/)-e=O; е2=ф(/)=О можно положить в основу формирования управляющего сиг- нала. Дополнительным условием, накладываемым на движение ра- кеты, является изменение по времени тяги ракетного двигате- ля. Так, например, управление тягой может состоять в выключе- нии двигателя в тот момент времени tK, когда скорость ракеты достигает заданного значения VK. Итак, в рассмотренном примере траектория полета односту- пенчатой баллистической ракеты на активном участке опреде- ляется: 1) начальными условиями: V=0, 0 = 0 = 90°, Т=ф—0, а=/р = = 0, ус=у = 0, <i)x = (jji/=-w2 = 0, x=y = z=0; 2) уравнениями основных связей (программой изменения уг- лов тангажа и рыскания): «1=0*(0—0=0 при 0С/С4, «2= = Ф = 0; 3) дополнительными связями: а) условием полета без крена: е3=ус = 0; б) программой изменения тяги: е^=Р»—Р = 0 при V<VK; «4 = ^=0 при V'^VK. Понятие о методах наведения Рассмотрим схему, поясняющую особенности наведения те- леуправляемого летательного аппарата (рис. 2.20). Для упроще- ния будем рассматривать плоское движение аппарата, предпо- лагая, что цель движется по прямолинейной траектории и, следо- вательно, траектория летательного аппарата лежит в плоскости, проходящей через траекторию цели и командный пункт. Эту плоскость называют плоскостью сближения. Рис. 2.20 соответ- ствует случаю, когда плоскость сближения вертикальна, хотя в общем случае она может составлять с вертикалью некоторый угол. 5* 131
Рис. 2.20. Геометрическая схема теленаведения Точка О на рис. 2.20 соответствует центру масс летательного аппарата, точка С — центру масс цели, а точка Р — положению командного пункта, или точнее, положению устройств, измеряю- щих координаты цели и аппарата. В общем случае командный пункт может быть подвижным (например, самолет-носитель). Обозначения: 0. 0ц, Он — углы наклона траектории летательного аппарата, цели и носителя; Ф, <рц — углы между горизонтом и линиями визирования летательного аппарата и цели; Дф = фи—Ф — угол упреждения; г, Гц — расстояния от командного пункта (носителя) до летательного аппарата и цели. Для достижения конечной цели наведения, т. е. совмещения точек О и С, необходимо управлять дви- жением центра масс аппарата так, чтобы при г-*-гц угол упреждения Аф—*-(). Чтобы точно решить эту за- дачу, следует наложить на движе- ние аппарата некоторые идеальные связи «j=0; цвО. Конкретный вид этих связен опреде- ляет метод наведения, т. е. теорети- ческий закон сближения аппарата и цели. В качестве примера телеуправ- ляемого летательного аппарата можно привести зенитную управляе- воздушную цель по лучу радиолока- тора. Один из возможных законов сближения состоит в том, что ракета все время должна находиться на оси радиолуча, т. е. на прямой «командный пункт — цель». Уравнение идеальной связи в плоском движении имеет вид мую ракету, наводимую на (2,119) а в пространственном движении в1=Тц—?=0; •i=Zn-X=O. (2.120) т. е. углы упреждения Аф и Ах в процессе наведения все время должны быть равны нулю. Такой метод наведения называется методом совмещения. Возможны и другие методы, при которых углы упреждения из- 132
Рис. 2.21. Геометрические соот- ношения при самонаведении меняются в процессе наведения по определенным законам, об- ращаясь в нуль только в конечный момент времени. Рассмотрим теперь (рис. 2.21) особенности наведения само- наводящегося летательного аппарата, предполагая по-прежнему, что траектории аппарата и цели лежат в некоторой неизменной вертикальной плоскости сближения. На рис. 2.21 введены сле- дующие обозначения: г, — угол упреждения (угол между вектором скорости аппа- рата и линией визирования); £— угол пеленга цели (угол между продольной осью аппара- та О.Г| и линией визирования). Как и для телеуправляемых летательных аппаратов, метод наведения характеризуется видом идеальных связей ei=0 и ег=О, накладываемых на движение ап- парата. В плоском движении ме- тод наведения задается одной идеальной связью ei=0, которая в конечном счете определяет угол упреждения. Естественно различать следую- щие варианты самонаведения: а) наведение с нулевым углом упреждения (т) = 0), называемое погоней- б) наведение с постоянным уг- лом упреждения, отличным от нуля в) наведение с переменным углом упреждения (n = var). Последний вариант охватывает целую группу методов само- наведения. (и = COnst7*=0) ; § 8. ОСНОВНЫЕ МЕТОДЫ УПРОЩЕНИЯ УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ В зависимости от решаемой задачи полученные выше общие уравнения движения могут быть более или менее существенно упрощены. Так как выбор тех или иных упрощений неразрывно связан с конкретными условиями задачи, будем рассматривать упрощение уравнений движения в соответствующих разделах книги. Здесь ограничимся лишь некоторыми общими методами упрощений уравнений, используемыми в динамике. В первую очередь при составлении и упрощении движения приходится учитывать, какой участок траектории рассматривает- ся. Это положение проиллюстрируем примером исследования по- лета баллистической ракеты. На активном участке траектории движение ракеты должно рассматриваться с учетом управления. Так как нас интересует полет ракеты относительно Земли, а система управления ракетой является обычно инерциальной, приходится рассматривать дви- 133
жение центра масс в земных осях координат, а ориентацию ра- кеты— в инерциальных, т. е. начальных стартовых осях. При рассмотрении движения на участке свободного полета за пределами атмосферы исследование траектории облегчается отсутствием силы тяги, аэродинамических сил и сил, создавае- мых органами управления, а также моментов всех этих сил. Од- нако вследствие большой дальности, высоты и скорости полета приходится учитывать изменение ускорения земного притяжения и влияние вращения Земли. На участке снижения головной части в атмосфере большую роль играют аэродинамические силы и моменты. Поскольку по- лет на этом участке является неуправляемым, нет необходимости опираться на инерциальную систему координат и для исследо- вания можно использовать различные упрощения уравнений движения в проекциях на полускоростные оси. 8.1. РАЗДЕЛЕНИЕ ОБЩЕГО ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА ПРОДОЛЬНОЕ И БОКОВОЕ Существенное упрощение системы уравнений управляемого движения летательного аппарата (2.111) достигается, .когда , удается разделить ее на две независимые группы уравнений, z описывающих движение аппарата в двух взаимно перпендику- лярных плоскостях. Принципиальная возможность такого разделения обусловле- на наличием симметрии летательного аппарата относительно продольной плоскости Oxtyi. Пусть полет совершается в некоторой вертикальной плоско- сти так, что плоскость симметрии аппарата все время совпадает с плоскостью полета: например, в результате идеальной стаби- лизации по крену. Тогда кинематические параметры 0, у, ус, Ых, будут все время равны нулю. Если при этом направление земной оси Охз выбрать в плоскости полета, то будут тожде- ственно равны нулю и параметры Чг, ф, z, %. Такое движение часто называют продольным. В продольном движении меняются параметры V, 6, О, а, сог, х, Н, г, ф, называе- мые обычно кинематическими параметрами продольного движе- ния. Как видно, продольное движение летательного аппарата складывается из поступательных движений центра масс вдоль осей Ох\ и Oyi (т. е. в плоскости симметрии Oxii/i) и вращатель- ного движения относительно оси Ozi. Параметры р, у, ус, wx, <av, ¥, ф, г, х, равные нулю в про- дольном движении, обычно называют кинематическими парамет- рами бокового движения или просто боковыми параметрами. Изменению боковых параметров соответствует так называемое боковое движение, которое состоит из поступательного движения центра масс летательного аппарата вдоль оси Ozi и вращатель- ных движений относительно осей Oxi и Оу\. 134
Общее движение летательного аппарата складывается из продольного и бокового движений, причем между этими движе- ниями имеет место взаимное влияние. Нетрудно видеть, что продольное движение может существо- вать самостоятельно как движение в данной вертикальной плос- кости. Поскольку продольное движение является симметричным, оно может реализоваться при условии, что во все время полета не возникает возмущений, нарушающих симметрию движения. Другими словами, не возникает отклонений органов управления рысканием и креном и отклонений боковых параметров движе- ния от их нулевых значений в результате воздействия ветра. Практически это условие означает, что указанные возмущения должны достаточно быстро ликвидироваться. При движении в вертикальной плоскости обращаются тож- дественно в нуль уравнения, описывающие изменение боковых параметров. В результате движение летательного аппарата в вертикальной плоскости (продольное движение) описывается следующими уравнениями: m-^— = P cos a — X — Q sin H dt mH -^- = Psin a4- Y —Geos < dt I, ±<_ = Мг, dt dS dt * ~~v cos (<?-«); (2.121) J = — v Sin ---= V sin Q; dt dm dt e=»-a. к которым следует добавить уравнения, описывающие процессы в канале тангажа системы управления. В отличие от продольного движения боковое движение может существовать лишь совместно с продольным. Выясним, при каких условиях возможно разделение общего движения аппарата на продольное и боковое и соответствующее
разделение уравнений управляемого движения летательного ап- парата. Выпишем уравнения летательного аппарата, описывающие изменение продольных параметров: т = Pcosacosp — X— Osin 8; dt mV —=(Psin a-f-K)cos Yc + C^cosa sin 0 —Z)sin yc— dt — О cos 8; rift . . —=«• sin y+«»jCos y; dt y—=V cos8cos(’F —z)cos<p4-V sin Osin <f>; г -^-= — V cos 8 cosf^ — x)sin <p-|-V sin 8cos<₽; dt (2.122) dt sin 8 = cos a cos {J sin ft — (sin a cos p cos y + sin p sin y) cos ft. * Уравнения, описывающие изменение боковых параметров дви- жения, в общем случае имеют вид: — mV cos О =(Р sin a-|- К) sin уе — — (Р cos a sin р — Z) cos ус; al . d&u \л / r i \ • (2.123 Ig -^- = Мд-(/х-/г)^х; ' — = —Ц- (i% COS Y—<*», sin Y), dt cos # y =Ш, — tg ft (io„ cos Y — Sin y); dt . 136
г cos ? —= V cos 0 sin (4‘ —x); dt sin Ф* cos 8 = cos a cos 0 sin ф cos В -J-sin a cos (cos'p sin y-|-cos ysin <|>sin 0) — g 123) — sin p (cos ф cos у — sin y sin 0 sin |); sin yccos 8=cos a sin psin B—(sin a sin pcos y — — cos p sin y) cos B. Силы и моменты, входящие в правые части уравнений (2.122) и (2.123), зависят главным образом от следующих параметров (см. гл. Ill—VII): P(V, Н, х); 0(H); Х{у, Н, a, р, 8., 8„); Y (V, Я, а, 8,); Z{V, я,Ми); Н, а, 0, 8в, 8В, 8Э, Шл, (иу, ш,); m9{V, н, М„, Чг, %,); Я (И, Н, а, 8„ »г) и, кроме того, тс„(И, Н, х). Чтобы уравнения (2.122) можно было решить независимо от уравнений (2.123), необходимо из правых частей уравнений (2.122) исключить боковые параметры Т, шх, у, ус, 0, х> 6ц. Это возможно при следующих двух предположениях. 1) Боковые кинематические параметры р, ус, у, ы*, а>и и от- клонения органов управления боковыми движениями 6Н и б» яв- ляются такими малыми величинами, что можно а) положить cos р« cos у «cos ус«1; б) пренебречь произведениями малых величин sin р sin у,sin 3 sin уе, шу sin у, Z sin ус; в) пренебречь влиянием р, бн и бэ на лобовое сопротивле- ние X. 2) Траектория полета мало отличается от плоской, так что можно положить cos (« - х) » cos (ЧГ; - /J % cos (Фц - х) — 1 • 137
Использовав эти допущения, получим уравнения, описываю- щие продольное движение независимо от бокового, в виде (2.121). Рассмотрим теперь уравнения (2.123), описывающие измене- ние боковых параметров. В эти уравнения входят все продольные параметры: V, Н, 0, О, а, а>2, г, <р, бв, х, за исключением коорди- наты х. Как бы мы нн упрощали уравнения (2.123), никогда не сможем исключить из них такие продольные параметры, как V и /7, а также массу апарата т. Это значит, что для самостоятель- ного исследования бокового движения предварительно надо опре- делить все необходимые продольные параметры путем более или менее приближенного решения уравнении продольного движе- ния (2.121). Таким образом, продольное движение всегда существенно влияет на боковое, а влияние бокового движения на продольное может быть относительно слабым. Разделение общего движения на продольное и боковое физически основывается на том, что при полете с малыми значениями боковых параметров по траектори- ям, близким к плоским, боковое движение практически не влия- ет на продольное. Поэтому для данного продольного движения можно исследовать уравнения бокового движения (2.123) от- дельно от уравнений (2,121). Рассмотрим полную систему уравнений управляемого движе- ния летательного аппарата. Пусть условия полета таковы, что движение летательного ап- парата можно разделить на продольное и боковое. Тогда при от- клонении органов управления тангажом возникает продольное движение, а при отклонении органов управления рысканием и креном — боковое движение. Если при этом отклонение органов управления тангажом зависит только от продольных параметров движения, а отклонение органов управления рысканием и кре- ном — только от боковых параметров, то разделяются уравнения, описывающие работу системы управления, и, следовательно, разделяется полная система уравнений управляемого движения летательного аппарата. Такое упрощение уравнений управляемого движения лета- тельного аппарата позволяет вдвое понизить порядок исследуе- мой системы уравнений и широко применяется при исследовании полета летательного аппарата. 8.2. РАЗДЕЛЕНИЕ ОБЩЕГО ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА ДВИЖЕНИЕ ЦЕНТРА МАСС И ВРАЩЕНИЕ ВОКРУГ ЦЕНТРА МАСС Задачу исследования управляемого полета можно существен- но упростить, если предположить, что система управления рабо- тает идеально. Тогда оказывается возможным отделить движе- ние центра масс летательного аппарата от вращения аппарата 138
вокруг центра масс. Рассматривая летательный аппарат жак уп- равляемую материальную точку, можно сравнительно просто найти возможные траектории полета летательного аппарата и его основные летные данные. Составим уравнения, описывающие пространственное движе- ние центра масс управляемого летательного аппарата. С этой щелью обратимся к системе уравнений движения летательного аппарата (2.111). Уравнения 1—3 и 10—14 этой системы описы- вают движение центра масс летательного аппарата, а уравне- ния 4—9 — вращательное движение относительно центра масс. Выясним, при каких условиях первую группу уравнений можно исследовать независимо от второй. Выпишем интересующие нас уравнения: dV т ~^~—р cos а cos Р—А' — mg sin 0; mV = (Psina4-K)cosyc —( —Pcosasin?4" X sin yc — mg cos 0; — mV cos 0 -~- = (P sin a 4-/) sin уе4- 4- (— P cos a sin 3 4- Z) cos ye; =V cos 0 cos (¥ — z)cos<p4-V sin 0 sin <p; dt r — = — V’cos 0 cos(*F — x)sin <?4-^ s*n cos<p; dt r cos =l/cos 0 sin (<F —yji (2.124а) —=V sin 0 dt dm --- = — тык dt CR Как будет показано ниже, аэродинамические силы X, Y, Z за- висят главным образом от следующих параметров * X(V, Н, а, ₽, 8„, 8„); Г(1/, Н, а, 8В); Z(V, Н, р, 8„). * Влиянием остальных параметров можно пренебречь. 139
Если учесть, что тяга двигателя Р и секундный расход топли- ва Шеек зависят только от параметров V, Н и х, то нетрудно уста- новить, что восемь уравнений (2.124а) содержат 14 неизвестных: V, 0, ЧГ, Л/, г, «₽, /, т, а, ус. 8И- Следовательно, не уве- личивая числа неизвестных, необходимо добавить шесть связей, чтобы система уравнений стала замкнутой. Это можно сделать, если предположить, что система управления работает идеально. В таком случае ошибки ei, еа, ез и остаются все время равными нулю: t,=0, е,=0, е3=0, s4=O. (2.1246) Чтобы при добавлении уравнений (2.1246) к уравнениям (2.124а) не увеличилось число неизвестных, целесообразно от- влечься от того, -какая ошибка положена в основу работы систе- мы управления и с помощью какой аппаратуры измеряется эта ошибка. Для определения теоретической траектории достаточно составить уравнения идеальной связи (2.1246) из параметров, уже входящих в уравнения (2.124а). Например, для расчета ак- тивного участка траектории баллистической ракеты можно при- нять (сравните с примером на стр. 131): 8l=et(/)-0=O, е.,=Ф=0; 8»=Yc=0; е4=Р.(А //)-Р=0. Рис. 2.22. Пример переходного процесса летательного аппарата Принимая допущение об идеальной работе системы управле- ния, тем самым пренебрегаем переходными процессами в систе- ме, в частности, переход- ными процессами самого летательного аппарата, возникающими при откло- нении органов управле- ния. В действительности при отклонении органов управления тангажом и рысканием углы атаки и скольжения изменяются в течение Некоторого вре- мени. Так, например, пос- угол атаки летательного ле резкого отклонения рулей высоты аппарата в результате колебаний последнего относительно цент- ра масс также колеблется й принимает свое «установившееся» значение лишь по окончании переходного процесса (рис. 2.22).. В идеальной системе управления все элементы, в том числе и сам летательный аппарат, должны быть безынерционными. 140
В применении к летательному аппарату это означает, что у него должны равняться нулю моменты инерции (/х=/г=Л=0) и, как следует из уравнений 4—6 системы (2.111), во все время полета моменты Л1х, Afv и Мг должны оставаться равными нулю. По- следнее условие можно использовать для составления связей, не- обходимых для определения двух оставшихся «лишних» неиз- вестных бв и би- Как будет показано в гл. V, моменты тангажа и рыскания зависят главным образом от следующих параметров: Мг(У, Н, а, а, 6,); М„(У, Н, 0, 8„, К 8„). Однако в большинстве случаев влияние угловых скоростей wx, w2 и производных во времени а, р, бв, би на моменты Л12 и Му второстепенно по сравнению с влиянием углов а и р, бв и б„. Поэтому вполне естественно принять допущение, что Af,= Afz(V, Н, а, 8„) и My=My(V, Н, р, 8Я). В соответствии с изложенным недостающие две связи можно записать в виде MU(V, H, р, 5j=0; Мг(У, Н, a, 8,)=0. (2.124 b) Эти зависимости называются обычно балансировочными, а углы аир, удовлетворяющие им, — балансировочными углами атаки и скольжения (абал и Рбал). Как теперь видно, предположение о безынерционности летательного аппарата означает, что при от- клонении органов управления углы аир мгновенно принимают свои балансировочные значения, в результате чего в течение все- го полета выполняются условия (2.124в), Нетрудно установить, что уравнения (2.124а) — (2.124в) со- ставляют замкнутую систему уравнений, описывающую простран- ственное движение центра масс управляемого летательного ап- парата при условии идеальной работы системы-управления. Таким образом, если предположить, что силы Р, X, У, Z и их моменты Ми и Мг зависят только от параметров V, Н, а, р, бв, 6Н, х, а система управления работает идеально, то управляемое движение летательного аппарата можно рассматривать как дви- жение материальной точки — центра масс аппарата. Отклонение реальных условий полета от идеальных сказы- вается на движении центра масс следующим образом. В реальном полете всегда имеют место случайные возмуще- ния. Эти возмущения могут действовать на летательный аппарат как непосредственно (порывы ветра, взрывные волны), так и че- рез систему управления (флюктуации сигнала, отраженного от цели, шумы, помехи и пр.). В обоих случаях возмущения приво- 141
дят к случайным колебаниям летательного аппарата вокруг центра масс. В первом приближении можно предполагать, что случайные приращения нормальных сил Y и Z, вызванные этими колебаниями, взаимно погашаются. Вместе с тем случайные ко- лебания летательного аппарата приводят к увеличению его сред- него лобового сопротивления и к некоторому уменьшению скоро- сти полета. Чтобы при решении системы уравнений (2.124) получить ре- зультаты, по возможности более близкие к реальным, необходи- мо несколько увеличивать лобовое сопротивление с целью учета влияния случайных колебаний летательного аппарата. Можно принять, например, что приращение лобового сопротивления за счет случайных колебаний равно индуктивному сопротивлению, соответствующему некоторому приращению угла атаки До (для численной оценки величины Да требуется статистическое изуче- ние материалов летных испытаний). Если при решении уравне- ний (2.124) требуется определить подъемную силу и лобовое со- противление, то подъемную силу находим для угла атаки а, а лобовое сопротивление — для угла атаки а + Ла. Рассмотренная здесь модель (схема) полета летательного ап- парата позволяет определить движение его центра масс путем интегрирования системы (2.124) независимо от оставшихся урав- нений системы (2.111) и уравнений, описывающих процессы в системе управления. Возможность применения такой модели полета для исследо- вания траекторий летательного аппарата физически объясняется тем, что движение центра масс обладает большой инерцион- ностью, и колебания аппарата вокруг центра масс вызывают сравнительно малые отклонения траектории. Несмотря на предположение об идеальной работе системы управления, полученные таким путем результаты расчетов име- ют важное значение не только для проектирования аппарата, но и для проектирования системы управления. Дело в том, что, пре- небрегая переходными процессами летательного аппарата, мы рассматриваем так называемые «установившиеся» значения па- раметров движения аппарата Ууст(0> 6уст(0. ауст(С и т. д. Свя- зи между установившимися значениями параметров движения будут представлять собой «статические характеристики» лета- тельного аппарата как звена системы управления. Примерами «статических характеристик» летательного аппарата могут слу- жить уже известные нам балансировочные зависимости (2.124в) и зависимость между установившимся значением угловой скоро- сти касательной к траектории 0 и углом атаки 0уст = /(ауСт). Статические характеристики летательного аппарата в раз- личных точках траектории полета можно сравнительно легко получить, используя результаты исследования движения центра масс аппарата при идеальной работе системы управления. 142
Однако этим не исчерпывается значение подобных исследова. ний. Основываясь на их результатах, можно определить некото- рые динамические свойства летательного аппарата, имеющие весьма важное значение для проектирования системы управ- ления. В заключение приведем форму уравнений (2.124), удобную для вычислений. Углы будем измерять в градусах. Допустим, что углы атаки и скольжения не превышают 20° (0,349 рад). Поскольку sin20°=0,342 и cos20° = 0,940, то можно считать, что sinast:—— и sin р as—— с ошибкой, не пре- 57,3 57,3 вышающей 2%, и cos asscos 1 с ошибкой, не превышающей 6%. Поэтому уравнения (2.124) будем записывать и исследовать в таком виде: т -^—= Р — X — mg sin 0; dt mV d& 57,3 dt mV ----COS 57,3 = IP —---\-Y Vos yc— I - 57,3 1 ) c \ X sin Yc — mS cos 0_^L=fp dt \ 57,3 a 57,3 +(-₽^r + z)rasv-; -£Д = V cos 0 cos (47 — z) cos <p -|- V sin 0 sin ®; — _ у cos 0 cos ('Г — /) sin <p-|- V sin 0 cos?; 57,3 dt r cos ? -^1-=V cos 0 sin (Ф — x); 57,3 dt dH a ----= V Sin 0; dt dm dt «1=0; «,=0; £з=0; 4=0; p, 8„)=0; H, a, 8„) = 0. (2.125) 143
Зная начальные условия и четыре идеальные связи, можно найти решение системы уравнений (2.125), т. е. траекторию по- лета и все ее элементы: V, 6, Ч/, а, 0 и т. д. В частности, можно найти необходимые для осуществления этой траектории отклоне- ния органов управления бв и бп и тягу двигателя. Следует заметить, что в частных случаях полета летательного аппарата некоторые из идеальных связей могут быть очевидны- ми и поэтому специально о них можно не говорить. Например, при полете в одной и той же вертикальной плоско- сти такими связями являются ег=Ч/ = 0 и ej=yc=O. Кроме того, в течение всего полета ф = 0 = у=О, й)х=ы1(=0, 2=0. Поэтому можно говорить, что траекторию полета в вертикальной плоско- сти определяют начальные значения параметров продольного движения V, 6, а, сог, Н, г, ф и два уравнения связей Е|=0 и В2=0. Если тяга двигателя в течение всего полета не регулируется, то траектория полета в вертикальной плоскости определяется соответствующими начальными условиями и одним уравнением связи ei = 0. 8.3. УПРОЩЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ ЦЕНТРА МАСС Уравнения движения центра масс летательного аппарата по своему физическому смыслу могут быть разделены на три группы: 1. В первой группе основными уравнениями являются дина- мическое уравнение в проекции на касательную к траектории и уравнение, описывающее изменение массы: т-^— — Р — X — mg sin 9; dm dt dH dt V sin H; «4=0. ) Уравнения (2.126) характеризуют полет летательного аппа- рата с энергетической стороны. Они определяют затраты топлива на разгон и подъем летательного аппарата и на преодоление ло- бового сопротивления, а в конечном счете определяют скорость, высоту и дальность полета. В четырех уравнениях (2.126) в общем случае содержится семь неизвестных: V, т, х, Н, 6, а, 0, и три из них, а именно 8, а, 0. являются лишними. Поэтому уравнения (2.126) могут быть точно решены лишь совместно с другими уравнениями, образую- щими замкнутую систему, например систему (2.125). Однако возможны различные приближенные способы решения. В прос- 144
текшем случае можно задаться примерными значениями w, а и р. При более точном решении можно привлечь какие-либо из оставшихся уравнений. В результате приближенного интегриро- вания (2.126) будут получены зависимости V(f) и т(!). Такой метод определения изменения скорости по времени для многих типов летательных аппаратов не является грубым. Так, например, анализ расчетов траекторий и результатов летных ис- пытаний швейцарского зенитного снаряда «Эрликон» показыва- ет, что для этого снаряда график изменения скорости по времени мало зависит от траектории полета и, следовательно, от углов а, р и в. Указанное обстоятельство позволяет для типовых условий полета данного снаряда считать график изменения скорости не- изменным. 2. Во вторую группу входят динамические уравнения в проек- циях на нормали к траектории: mV------= Р sin а 4-К jcosy’ — dt / — — Р cos a sin 3-}- zj sin yc — mg cos 0; — mV cos 0—- = [/’ sin a-f-У) sin Ye 4" dt \ / 4-( — Pcos a sin p-|-Zj cos yc; ез(?> Yc)=0- (2.127) Уравнения (2.127) устанавливают связь между нормальными ускорениями и силами, действующими на аппарат. С помощью этих уравнений исследуются маневренные свойства летательного аппарата. 3. Третья группа состоит из кинематических уравнений и уравнений идеальных связей, определяющих направление векто- ра скорости. Например, при самонаведении это будут следующие урав- — - И. cos В. cos (Г. - z) cos , 4. Г. sin В. sin ? - — V cos 0 cos (V — у) cos ? — V sin 0 sin <p; r = — (/„cos Hucos(4'B —y)sin Y + V'«sin 0ucos <p 4- dt 4- V cos 0 cos (T — у) sin <? — V sin 0 cos <p; г cos <₽ -^- = (/ucos 0usin (Ч;ц — у) — V cos 0 sin (T — y); dt (2.128) £1=0; e,=0. 145
Поскольку движение цели при исследовании наведения пред- полагается известным, кинематические уравнения (2.128) содер- жат шесть неизвестных: V, 0, V, Л ф, х- Пусть уравнения иде- альной связи не вносят в систему (2.128) других неизвестных, т. е. е1 и Е2 — функции V, 0, Чг, г, ф, х. Уц, 6ц. Чгп. Тогда уравне- ния 81 = 0 и 82 = 0 будут служить для определения 0 и Ч', и оста- нется одна «лишняя» неизвестная V. Если теперь принять ско- рость летательного аппарата известной функцией времени V(/). то можно будет отбросить уравнение, описывающее изменение скорости, т —=P-X-Gs\n 0 dt и все другие уравнения, с ним связанные. В результате кине- матические уравнения и уравнения идеальных связей ei=0 и «2=0 могут быть решены независимо от остальных уравнений *. Графиком изменения скорости К(() можно задаться, например, на основании приближенного решения уравнений (2.126). Траектории полета, найденные путем решения кинематиче- ских уравнений совместно с уравнениями идеальных связей ei = 0 и 82=0, называют обычно кинематическими, так как при их определении используются только кинематические данные о движении летательного аппарата. Как видно из изложенного выше, точность кинематического метода исследования траекторий зависит лишь от точности за- дания графика У(/). Если при некоторых условиях полета дан- ного летательного аппарата можно без большой погрешности график У(() принять неизменным, то для этих условий исполь- зование кинематического метода позволит существенно упро- стить исследование движения центра масс летательного аппа- рата. В этом случае, определив график Г(() на основании приближенного решения уравнений (2.126), можно найти кинема- тические траектории из уравнений (2.128), а затем углы а, р и ус из уравнений (2.127). Далее с помощью балансировочных за- висимостей можно найти углы отклонения органов управления бв И бц. Благодаря своей простоте и наглядности такое приближен- ное исследование движения летательного аппарата может ши- роко использоваться на начальном этапе проектирования. Даль- нейшее уточнение движения аппарата и свойств его траекторий может быть получено при совместном исследовании всех урав- нений движения центра масс. ♦ Решение уравнений (2.128) определяет относительное движение лета- тельного аппарата и цели. Однако, зная в(/) и ЧЧО. можно найти траекторию полета относительно земных осей, если проинтегрировать уравнения (2.72).
ГЛ А ВЛ III ПОДЪЕМНАЯ СИЛА При изучении зависимости подъемной силы от различных факторов представим летательный аппарат в виде совокупности следующих основных частей: корпуса (фюзеляжа), передних не- сущих поверхностей и задних несущих поверхностей* (рис. 3.1). Как те, так и другие поверхности (или их части) в общем слу- Рис. 3 1 Примерная схема летательного аппарата чае могут отклоняться, выполняя роль органов управления. Все величи- ны, относящиеся к перед- ним поверхностям, будем отмечать индексом I, а величины, относящиеся к задним поверхностям — индексом П. Положение летатель- ного аппарата относи- тельно набегающего пото- ка при движении в плоскости хОу определяется углами a, di н бп, причем в зависимости от аэродинамической схемы аппарата некоторые из этих углов могут быть равны нулю. Например, у летательных аппаратов обычной схемы 6i = 0, у аппаратов схемы , «утка» и с поворотными крыльями дп = 0, а в случае «идеальной» схемы с поворотными крыльями а = 0 и бп=0. В схеме «бесхвост- ка» без дестабилизаторов поверхность II отсутствует. Коэффициент подъемной силы cv принято определять в ско- ростной системе координат Oxyz. Наряду с коэффициентом си в дальнейшем рассматривается и коэффициент нормальной си- лы cvi, определяемый в связанной системе координат Ox;Z/iZi ♦ Более сложные аэродинамические компоновки (например, с тремя рас- положенными одна за другой несущими поверхностями) в данной книге не рассматриваются. 147
(ось Ох, этой системы совпадает с осью корпуса). Эти коэффи- циенты связаны между собой соотношением cg=cvlcos а — сд] sin а. (3.1) Из курса аэродинамики известно, что при небольших углах атаки и углах отклонения несущих поверхностей зависимости cv(a, 6г. бц) и cvi(а, бь бц) близки к линейным, т. е. могут быть, представлены в виде 81 ф-суг"8ц; (3.2) <^=<>+<йа+<$ 5|+<Г’н- (3-3) Здесь Суй и с^ю —значения cv и сдХ при а=8|=8ц = 0‘; с*, су', с’11, <£i. г Д11 —частные производные коэффициентов си или ПО углам а, 8] и 8ц, взятые при а =8,==8ц=О. Однако чем больше углы а и 6. тем сильнее сказывается не- линейный характер аэродинамических зависимостей. Расчетные методы определения подъемной силы при больших углах атаки разработаны еще недостаточно. В настоящей книге делается по- пытка систематического изложения этого вопроса. Для удобства изучения сначала будет рассмотрена методика расчета линейных зависимостей подъемной силы от углов а и б. Затем будут проанализированы основные факторы, нарушаю- щие линейность, и изложены приближенные способы учета этих факторов. § 1. ПРОИЗВОДНАЯ КОЭФФИЦИЕНТА ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПО УГЛУ АТАКИ cj Найдем производную с у из выражения (3.1). С этой целью продифференцируем его по углу атаки: дси * dc,-i . п . —— =—— cos а — си. sin а----— sin а — с,, cos а. (3.4) da да * да ' При малых углах атаки и при di = 6ц = 0 можно положить сж| «*»сжо‘. тогда равенство (3.4) принимает вид с*у=си\~см- Условимся выражать угол атаки, как и все другие углы, в гра- дусах. В этом случае * Значения и с»|» у беспилотных летательных аппаратов в большин- стве случаев равны нулю, поэтому в дальнейшем онн не рассматриваются. 148
Представим нормальную силу летательного аппарата в виде суммы трех слагаемых: Л=^ф+(Л)|+(Л)|Ь (3.6) каждое из которых выразим, через соответствующий коэффи- циент нормальной силы: 1ф = 1Ф? *^4» (^l)n =(cei)ll?ll5ll- Здесь 5ф — площадь миделя корпуса (фюзеляжа); $ь 5ц — площади двух консолей передних и задних не- сущих поверхностей. Поделив равенство (3.6) почленно на qS (S — характерная площадь) и взяв производную по а, получим в точке а=0: 41=(415)Ф+(4i^t)i+(c;1sat)iI, (3.7) где Лт1=—; Лтц = —--------коэффициенты торможения потока в я ч области передних и задних несущих поверхностей; 5Ф - S, _ в» 5ф=——; Sj=—; 5ц=——---------------относительные площади час- тей летательного аппарата. Рассмотрим подробнее величины, входящие в правую часть равенства (3.7). Первое слагаемое учитывает собственную нормальную силу корпуса (не связанную с влиянием несущих поверхностей). При малых углах атаки эта сила приблизительно равна нормальной силе изолированного корпуса (фюзеляжа), поэтому можно на- писать с^1ф;= Су1из.ф* (3.8) Второе слагаемое характеризует нормальную силу, созда- ваемую передней несущей поверхностью и приложенную частич- но к консолям, а частично к корпусу в зоне влияния консолей. Величина этой силы выражается через нормальную силу изоли- рованных крыльев с помощью коэффициента интерферен- ции (Су1)1 = (Гу1яз.кр^Сва)1. (3.9) (Под изолированными крыльями принято понимать крылья, со- ставленные из двух консолей.) Величины cvih3.kp.i и Kui подсчитываются при числе Маха Mi = M р ЛТ|. Третье слагаемое в выражении (3.7) аналогично второму; единственное отличие состоит в том, что прн определении угла 149
- f атаки задней несущей поверхности надо учитывать средний угол скоса потока, вызываемого передней несущей поверхностью ап — а — «ср- При малых углах атаки зависимость еср(а) близка к линейной. В этом случае ац = а(1—s’p) и производную(с51)ц можно выразить в виде '’*• (<й)и=(<й«э.кр к«)п(1 -8с“₽). (зло) Все величины, входящие в выражение (3.10), подсчитывают- ся при числе Маха Мц = М ) Атц. Таким образом, для отыскания производной коэффициента подъемной (или нормальной) силы летательного аппарата по углу атаки необходимо определить следующие величины: £р1ИЗ.ф, Су1кз.кр> ®ср» ^т Ниже изложена методика расчета всех этих величин. 1.1. ПРОИЗВОДНАЯ с«1нз-ф При обтекании воздушным потоком корпуса, установленного под малым положительным углом атаки, возникает нормальная сила, пропорциональная углу атаки. Согласно теории тонких осесимметричных тел нормальная сила появляется только на участках корпуса с переменной площадью поперечного сечения причем знак этой силы зависит от знака производной dSx/dx. Носовая часть корпуса, где dSx/dx>0, создает положи- тельную нормальную силу, суживающаяся кормовая часть (dSx/dx<0)—отрицательную, а нормальная сила цилиндриче- ской части равна нулю. Опыт (а также и расчет по более строгой теории) показы- вает, однако, что при сверхзвуковых скоростях цилиндрическая часть тела (в основном, сечения, прилегающие к носовой части) также создает некоторую нормальную силу, пропорциональную углу атаки. С другой стороны, из-за утолщения пограничного слоя и отрыва потока в кормовой части отрицательная сила по- лучается значительно меньшей, чем по теории. Таким образом, можно сказать, что при малых углах атаки почти вся нормаль- ная сила корпуса сосредоточена в его передней части. Величина производной с£|М5.ф зависит от формы корпуса и, прежде всего, его носовой части. В табл. 3.1 и на рис. 3.2—3.4 приведены формулы и графики для расчета этой производной. В их основу положены теоретические зависимости, а также ре- зультаты обработки экспериментальных данных. 150
Таблица З.Т Формулы и графики для расчета производной с* щз ф .4 по wop. Форма корпуса Эскиз Расчетные формулы или графики 1 Конус *3" 2 Cp>“34-57,3COS29 2 Конус со сфери- ческим затупле- нием —• г Г = “ !г Э 2 Ср1из.ф-57 3СО5 6 Х X ^1 — -у cos2° ) т 3 Конус+цилиндр —— - h Рис. 3.2 4 Оживало+ +цилиндр — — — Рис. 3.3 5 Полусфера + +цилиндр — — Рис. 3.4 6 Цилиндр с плос- ким торцом — — — Рис. 3.4 Конус или ожи- вало со сфериче- ским затупле- нием + цилиндр 2г D С|ДИЗ.ф “ (Су1 ИЭ.ф)г-о( 1 Значение (Су1В>.ф)г—» определяется по рис. 3.2 или 3.3; значение (eyi) «Ф'р определяется по рис. 3 4 для полусфе- ры с цилиндром 151
Продолжение № по пор. Форма корпуса Эскиз Расчетные формулы клн графики 8 Конус или ожи- вало с плоским затуплением - /п ж Л 1 D И ^£/1кз.ф = (су1из.ф)л=0 X (1 — i2) + (су1)торц^2 Значение (c0H34)rf_o определяется по рис. 3.2 или 3.3; значение (си)торнопределяется "° рис. 3,4 для цилиндра с плоским торцом 10 11 Тело вращения с расширяющейся кормовой частью $1 Коэффициент Cyi от несен к площади лО2/4 Тело вращения с суживающейся кормовой частью Тело вращения с протоком (лобо- вой воздухораз- борнпк) ®у1изд)> (су1)мос+цИл "l" с^1корм' *Де ^|(орм = о -0.8(5,-1)—х X Cos2B1 Значение (с(,1)нос+иил определяется по форму- лам или графикам, ука- занным в п. I—8 ср1ю.ф = (%1) аос + цжл + •+ С*. 1 jilKopM' где cJiK0₽M = -0.2 X Х5ЛЗ 0“ С11из.ф (Ct.l)c-G ‘ + ;,-Л X Ла. □7,3 где <р = W|uctli- — козф- фкцненТ расхода воз- духа Значение (cJi)T-o определяется как для тела с плоским затупле- нием (п. 8) 9 152
Продолжение .4 ио nop. форма корпуса Эскиз Расчетные Формулы и ik графики 12 Тело вращения с кольцевым воз- духозаборником и центральным телом 'рЬп.ф cylu.re.ia А ^и.теда ~ tan . 2 - гДе = х Коэффициент cyi от несен к площади лО’,'4 Значение оп- ределяется по рис. 3 2 нлн 3.3, значение с*1о6 определяется как для тела с плоским затупле- нием (п. 8) Рис. 3.2. График для расчета комбинации конус — ци- линдр 1Х ПРОИЗВОДНАЯ Cj1H3.Kp Наибольшее распространение на беспилотных летательных аппаратах получили крылья с трапециевидными консолями. Форма таких крыльев при виде в плане характеризуется удли- нением двух консолей лн, сужением консолей т]к и углом стрело- видности, измеряемым по какой-либо линии (например, по пе- редней кромке —хо, по линии середин хорд —xo.s. по задней 153
Рис 33. График для расчета комбинации оживало — цилиндр Рис. 3.4. График для расчета цилиндра со сферическим затуплением и с плоским тор- цом кромке —%! и т. п.). Частными случаями трапециевидных крыльев являются прямоугольные (qK=l; Xo”Xi=0) и треуголь- ные (т]к = оо; xi=0) крылья. Для расчета производной при дозвуковых скоро- стях обычно применяют теорию несущей поверхности, а при сверхзвуковых скоростях — линейную теорию крыльев конечно- го размаха. Теоретические формулы можно привести к виду =/(XK V1M’- 11; XJgxoj; ъ). Лк Эта зависимость изображена на рис. 3.5 штрих-пунктирными ли- ниями. Область, расположенная слева от оси ординат, соответ- 154
ствует дозвуковым скоростям (М<1), а область, расположен- ная справа, — сверхзвуковым скоростям (М>1). При больших значениях параметра Хк У М2—1 (>10) можно пользоваться известными теоретическими выражениями для крыльев беско- нечного размаха .« — 4 - у1нэ.кр------------------ 57,3} М2-1 (3.11) При околозвуковых скоростях полета величина cJin3.KpHe может быть с достаточной точностью определена теоретически- ми методами. Правила подобия для околозвукового потока по- зволяют сделать лишь качественный вывод о том, что отношение - в1и>-кр_ при числах М, близких к единице, зависит не только от параметров Хк V |М2—11> XKtgxo.s, Пк> но и от параметра 3 / — с (с — относительная толщина профиля). На рис. 3.5 сплошными линиями нанесены зависимости -^±в-=/(М/|М2-11 ), полученные путем обобщения экспериментальных^ данных. Кри- вые построены по параметрам XKtgxo,5 и Х«У с . При обра- ботке результатов экспериментов учтено, что сужение крыльев мало влияет на (это видно из теоретических графиков),, поэтому данные для крыльев с разными сужениями осрсд- нялись. Результаты эксперимента подтверждают вывод о существен- 3 ном влиянии параметра с в области околозвуковых ско- ростей. При переходе к дозвуковым или сверхзвуковым скоро- стям это влияние постепенно ослабевает. Таким образом, графики, приведенные на рис. 3.5, и форму- ла (3.11) позволяют определить производную c“i изолирован- ных трапециевидных крыльев с любыми геометрическими пара- метрами Хк, Пи, Хо,5» с в диапазоне чисел Маха от нуля до беско- нечности. Чтобы сократить числовые расчеты при определении cJiиэ.кр’ можно пользоваться вспомогательными номограмма- 3 ’ ми |М2—l|=f(M, Хк) и ХКУ с =/(Хк, с), изображенными на рис. 3.6 и 3.7. 155
Рис. 3.5. Графики для расчета c*j °> хк * Ч •« Xfcj-’i 1.3. ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ КОРПУСА И НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ Рассмотрим физическую картину взаимодействия корпуса и крыльев, полагая, что корпус представляет собой тело враще- ния, а крылья расположены на его цилиндрической части по схеме среднеплана. Пусть геометрические углы атаки крыльев и корпуса равны между собой, т. е. ак = а<|, = а (случаи <аа»). Набегающий на тело невозмущенный поток можно предста- вить как результат наложения друг на друга двух потоков (рис. 3.8): параллельного оси тела со скоростью Vcosa и по- 156
изолированных крыльев: перечного потока со скоростью V sin а. Прн малых углах атаки поперечный поток всегда является дозвуковым. Рассматривая обтекание цилиндрической части тела попе- речным потоком, можно прийти к выводу, что в точках, лежа- щих в плоскости г—г, местные скорости потока больше, чем Vsina. Согласно теории потенциального обтекания цилиндра несжимаемым потоком местная поперечная скорость на линии z—z определяется выражением ‘ f . Vrt = |Zsina( 1 + ^-), \ 4z2 / где z—расстояние от осн цилиндра. В частности, в точках А 157
Рис. 3.6. Номограмма для определения параметра Хву|.Ч2 — 11 Рис. 3.7. Номограмма для опре- 3_ деления параметра Рис. 3.8. К объяснению взаимного влияния корпуса и крыльев 158
и В у самой поверхности цилиндра (z=D/2) поперечная ско- рость удваивается: Vn = 2Ksin а. Увеличение поперечной составляющей приводит к тому, что суммарный вектор скорости отклоняется вверх, т. е. возникает отрицательный скос потока: D2 Если на корпусе в плоскости г—z установлены крылья, то их фактический угол атаки будет переменным по размаху: • ( 1 । °2 \ а«в-вф«ар + — J. В бортовых сечениях крыльев а‘ = 2а, а по мере удаления от них вдоль оси z угол а* уменьшается, приближаясь к а. Следо- вательно, нормальная сила консолей в присутствии корпуса должна быть больше нормальной силы аналогичных изолиро- ванных крыльев (У1к>У|из.кр)- Консоли, в свою очередь, оказывают воздействие на обтека- ние корпуса, так как повышенное давление на нижней поверх- ности консолей и разрежение на верхней поверхности передает- ся на соответствующие участки поверхности корпуса. В резуль- тате такого воздействия на корпусе появляется дополнительная сила, которую будем называть индуцированной нормальной си- лой корпуса У( ,-ф, поскольку она индуцируется (возбуждается) крыльями. Суммарная нормальная сила, обусловленная наличием крыльев, равна сумме сил У1к и У1(ф. Введем безразмерные величины — коэффициенты интерфе- ренции к, г« 1к Пф ‘ 1 нз.кр z I из.кр Коэффициент характеризует изменение нормальной силы собственно консолей вследствие влияния на них корпусов, а ко- эффициент К» — изменение общей нормальной силы несущей поверхности вследствие взаимного влияния консолей и корпуса. Согласно теории тонкого тела коэффициенты интерференции нс зависят от числа Маха и определяются только относитель- ным диаметром корпуса D= — поверхности). При D — Q кы = Кал =1, а с увеличением D коэф- фициенты интерференции возрастают. По теории тонкого тела (/G.)rwp=(l+D)J; (3.12) 14- 0,41 /})’.*> (3.13) (I — полный размах несущей *' Эта формула представляет собой приближенную аппроксимацию до- вольно громоздкого теоретического выражения. 159
Выражения (3.12) и (3.13) совершенно не учитывают таких факторов как сужение консолей, длина хвостовой части корпуса и т. п. Между тем, логические рассуждения и анализ экспери- ментальных данных приводят к выводу, что этими факторами пренебрегать нельзя. Учет влияния сужения консолей. Сравним две комбинации корпус — крылья с одинаковым значением D, но отличающиеся сужением консолей (рис. 3.9). Как было показано выше, вслед- Рис. 3.9. Две комбинации кор- пус — крылья. отличающиеся сужением консолей ствие поперечного обтекания кор- пуса местные углы атаки в сече- ниях консолей будут .переменны- ми, достигая наибольшей величи- ны ц* = 2а у бортов корпуса и по- степенно уменьшаясь по мере удаления от них. В варианте 2(т]к=оо) большая часть площа- ди консолей находится в зоне по- вышенных углов атаки, в то вре- мя как в варианте 1 (т]н=1) пло- щадь консолей распределена в поле углов атаки равномерно. Нетрудно заключить, что относительное увеличение нормальной силы консолей (а следовательно, и индуцированной нормальной силы корпуса) в варианте 2 должно быть больше, чем в вариан- те 1. Другими словами, коэффициенты и Кдолжны воз- растать с увеличением сужения консолей. Опыт подтверждает указанный вывод. Обработка экспери- ментальных данных позволяет рекомендовать следующие зави симости: 1 +3D~ —— D(l — D) *;.=( 1 + 0,41D)2---—------------ (3.14) (3.15) Эти зависимости изображены на рнс. 3.10 и 3.11. В частном слу- чае, когда г]к=1, формулы (3.14) и (3.15) совпадают с теорети- ческими выражениями (3.12) и (3.13). Учет влияния пограничного слоя корпуса. Влияние корпуса на нормальную силу консолей объясняется не только эффектом поперечного обтекания, но и наличием пограничного слоя. Тол- щина пограничного слоя б постепенно нарастает по длине кор- пуса, вследствие чего линии тока внешнего потока, обтекающего корпус, оттесняются наружу. Как известно, величина смещения линий тока 6* носит назва<- ние толщины вытеснения. 160
Для того чтобы приближенно учесть влияние пограничного слоя, заменим действительный корпус с диаметром D условным корпусом с диаметром £>'=£> + 26* (рис. 3.12). При этом, с одной стороны, уменьшится площадь консолей, находящихся во внеш- нем потоке, что приведет к снижению нормальной силы; с дру- гой стороны, из-за увеличения относительного диаметра корпуса £)'=£>(! (где 8*=+^- j возрастет эффект поперечного об- Рис. 3.10 График для расчета Каа текания, что приведет к повы- шению нормальной силы. Суммарное изменение нор- мальной силы, вызванное влия- нием пограничного слоя, мож- но учесть введением множителя Рис. 3.11. Графики для К w *го расчета Л„, в котором величины со штрихом соответствуют значению 25', а величины без штриха — значению D. Учитывая, что _А_ =(! _5) / I------IL-.1 _ _ s \ т|к+1 —2D / и, заменяя 25 на Д', можно написать 14-75(1 +8’); -^_=[1_£7(14.^)]Г1-75(1+г)---------Т|к~1 _ 1. 5 JL Гк+1—2D ] 6-3422 161
Отсюда, пренебрегая членами, содержащими (б*)2, получим Ор|«-1> (3.16) Как видно из выражения (3.16), значения хпс всегда меньше единицы. Относительную толщину вытеснения б* следует подсчитывать в сечении, проходящем через середину бортовой хорды консо- ли, т. е. на расстоянии Рис. 3.12. Схема, поясняющая влияние пограничного слоя на обтекание комби- нации корпус — крылья от передней точки корпуса. Пользуясь известными теоретиче- скими зависимостями для турбулентного пограничного слоя, цожно получить приближенное выражение «=в 0,093_ _£i_ (1 । 0 4М । о, 147М2- 0.006М3), (3.17) у. 5 [) в котором v — кинематический коэффициент вязкости воздуха. Выражение (3.17) справедливо в диапазоне 0<М<15 при от- сутствии теплообмен^ на поверхности корпуса. Влияние пограничного слоя сказывается тем сильнее, чем дальше от передней точки корпуса расположена несущая по- верхность и чем больше параметры Д цк и чис- ло М. Учет влияния числа Маха. Коэффициенты ин- терференции, подсчитан- ные по теории тонкого те- ла, с поправками на влия- ние сужения консолей и влияние пограничного слоя корпуса, хорошо со- гласуются с эксперимен- том при дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях (при- мерно до М=2). При больших скоростях наблюдается система- тическое расхождение расчета и эксперимента. Для устранения этого расхождения введем поправочный множитель хм. являющийся функцией числа Маха. Значения хм можно определить по эмпирическому графику, изображен- ному на рис. 3.13. Рис. 3.13. График для расчета хм 162
Учет влияния длины передней части корпуса. Выражения (3.12) и (3.I3) были получены в предположении о том, что не- сущие поверхности установлены на бесконечно длинном цилинд- ре. Между тем, у некоторых летательных аппаратов (например, имеющих схему «утка» передние поверхности расположены вблизи носика корпуса. В этом случае картина обтекания, по- видимому, отличается от описанной на стр. 159, что должно при- вести к изменению коэффициентов интерференции. И действи- тельно, опыт показывает, что по мере уменьшения длины перед- ней части корпуса коэффициенты и уменьшаются. Для учета этого обстоятельства введем поправочный множи- тель Хцос, приближенно определяемый по эмпирической фор- муле 0,6-0,4(1- е-°-“>) в зависимости от параметра L\ = LJD (Ц — расстояние ка корпуса до середины бортовой месте расположения консолей диаметр корпуса изменяется, то в расчет следует вводить его значе- ние в середине бортовой хорды консоли. (3.18) от носи- Если в хорды консолей). ....1. . Ыы, 1 Рис. 3.14. Зоны влияния кон- солей на корпус и характер распределения погонной на- грузки 9» по длине корпуса Учет влияния длины хвосто- вой части корпуса. В теории тон- кого тела предполагается, что избыточные давления (или разре- жения), индуцируемые крылья- ми, распространяются на поверх- ность корпуса в плоскостях, пер- пендикулярных его оси. Зона влияния консолей, в которой со- средоточена сила УИф, представ- ляет собой часть цилиндра, огра- ниченную сечениями АА и ВВ (рис. 3.14). Такое предположе- ние довольно' близко к истине в случае дозвуковых и околозвуко- вых скоростей (M^l). Однако при сверхзвуковых скоростях волны давления от крыльев сносятся вниз по потоку. В этом случае зона влияния каждой консоли заключена между винтовыми линиями, выхо- дящими из начала и конца бортовой хорды и пересекающими образующие цилиндра под углом Маха (линии АА' и ВВ'}. Сме- щение зоны влияния вниз по потоку тем сильнее, чем больше число М. Это смещение отражается прежде всего на положении центра давления летательного аппарата, но при некоторых услр-: виях оно влияет на величину нормальной силы. ,
Если длина хвостовой части корпуса (от конца бортовой хорды до кормового среза корпуса) достаточно велика, то мож- но считать, что индуцируемая крыльями нормальная сила Уцф реализуется полностью. Но если длина хвостовой части меньше длины полувитка винтовой липин Маха, т. е. Zx.<— О] М^Л, то часть этой силы теряется, что эквивалентно уменьшению ко- эффициента Клл • Выведем приближенную формулу для учета влияния длины хвостовой части корпуса. С этой целью обозначим через qx по- гонную нагрузку по длине корпуса, вызванную влиянием одной консоли (см. рис. 3.14). Очевидно, что при бесконечно длинной хвостовой части корпуса нормальная сила У*иф, индуцирован- ная двумя консолями, выразится в виде y^=2\qxdx. (3.19) 6 С другой стороны, при малых углах атаки можно написать со- отношение У Нф = ^ 1н3.кр « ^««) *П С*ЛХИ»С" (3.20) При короткой хвостовой части корпуса индуцированная нор- мальная сила будет меньше. Обозначим ее Унф: Л<Ф=2 [ qx-dx. (3.21) 6 Согласно принятым обозначениям, У иф~У 1из.»р(^“ — = иэ,Ьр (Ktt ^м*в.с*мхио€)- (3.22) Сопоставляя выражения (3.19)—(3.22), найдем Л’«а = [£<1«-|-(Л,м — kaa)F (^х,)1хп.с’хМ*жос» (3.23) где обозначено f F(AJ=—5-------------. r (3.24) f b Преобразуем последнюю формулу к более удобному виду, для чего введем безразмерные величины 164
•a=----Ьб —; Lx =------------- у Dp М2—1 -yOVM2—1 (3.25) В этих выражениях Щ М2— I — половина шага винтовой линии Маха. С учетом соотношений (3.25) формула (3.24) принимает вид (»б+Чв) I f дЛ* (3.26) Для вычисления входящих сюда интегралов необходимо знать зависимость погонной нагрузки qx от безразмерной коор- динаты х. Имеющиеся экспериментальные данные позволяют рекомендовать следующий вид зависимости: а) в диапазоне О^х^Бб <7х=Л(1-е-«‘ )' (3.27) б) в диапазоне Бб^х^оо (3.28) где А и с — некоторые коэффициенты. Коэффициент с определяет форму эпюры погонной нагруз- ки qx. При малых значениях с эпюра получается вытянутой вдоль оси х, а при больших значениях с — сжатой. Эксперимен- тальные данные показывают, что первое соответствует малым значениям 25, а второе — большим значениям D. Некоторое влияние должно, по-видимому, оказывать и сужение консолей: при увеличении г]к эпюра должна растягиваться, т. е. коэффи- циент с — уменьшаться. На основании этих соображений можно рекомендовать для расчета с формулу, которая дает приблизительное совпадение с экспериментальными данными: с={ 4 + — V1+8D2). \ Ik 1 (3.29) Подставив выражения (3.27) и (3.28) в равенство (3.26) и выполнив интегрирование, получим 165
5(^=1- —1 |Ф[(*б+£х.)У 2c]-<*[£„) 2c ]|. (3.30; 2b6 V c Здесь Ф[г] — функция Лапласа-Гаусса от аргумента г, опреде- ляемая по таблицам *. Итак, коэффициент интерференции Ки определяется выра- жением (3.23). Это выражение, как и формула (3.30) для рас- чета f (LXB), справедливо во всем сверхзвуковом диапазоне чи- сел Маха (М^1) и при любой длине хвостовой части корпуса. Однако при ручном счете ими целесообразно пользоваться толь- ко в тех случаях, когда параметр £1В не превышает 0,64-0,7, т. е. при достаточно короткой хвостовой части или достаточно больших числах М. Если LXB>0,7, то F(Lax)~\ и выражение (3.23) принимает вид Ада — А аа^п,с^М^в„с‘ (3.31 £ Это же выражение справедливо и при М<1. Коэффициент во всех случаях подсчитывается по фор- муле &‘й.схм«вое- (3.32) 1.4. ПРОИЗВОДНАЯ «“р Определяя подъемную силу летательного аппарата, необхо- димо учитывать не только интерференцию корпуса и несущих поверхностей, но и влияние передних поверхностей на задние. Это влияние объясняется тем, что передние несущие поверхно- сти, будучи установлены под углом атаки, отбрасывают набе- гающие частицы воздуха в сторону, обратную вектору подъем- ной силы. В результате происходит изменение направления потока, или скос потока. Угол скоса потока е принято считать положительным, когда поток отбрасывается в отрицательном направлении оси Оу. При этом условии положительной подъемной силе передней поверх- ности соответствуют положительные значения е. Скос потока за изолированными крыльями обычно опреде- ляют с помощью вихревой теории. Несущую поверхность заме- няют одним присоединенным вихрем с переменной по размаху циркуляцией Г(г) и пеленой свободных вихрей. Далее, пользуясь известными из аэродинамики соотношениями, можно найти до- полнительные скорости, индуцируемые системой вихрей в лю- бой точке пространства, а затем и угол скоса потока. При этом следует иметь в виду, что в дозвуковом потоке возмущения от * Бронштейн И. Н,, Семендяев К. А. Справочник по матема- тике. М., «Наука», 1964, с. 81. 166
любого источника распространяются на всю область течения и поэтому углы скоса потока в любой точке должны определять- ся от всей вихревой системы. В сверхзвуковом потоке углы ско- са должны определяться с учетом ограниченности зон влияния вихрей. Опыт показывает, что вихревая пелена является неустойчи- вой и на некотором расстоянии от задней кромки крыльев свора- чивается в два вихревых шнура. Поэтому для расчета углов скоса потока за изолированными крыльями часто применяется простейшая модель вих- ревой системы в виде П-образного вихря с постоянной циркуляцией Го, равной цирку- ляции в корневом сечении. Расстояние меж- ду свободными вихревыми шнурами опреде- ляется из условия равенства подъемных сил, соответствующих П-образному вихрю и ис- ходной вихревой системе. Подобные же принципы можно приме- нить и для расчета скоса потока, вызывае- мого комбинацией крылья — корпус. В этом случае простейшая вихревая модель прини- мается такой, как показано на рис. 3.15. С каждой 'консоли крыльев сбегает один свободный вихрь, распространяющийся по направлению невозмущенного потока. Влия- ние круглого цилиндрического корпуса учи- Рис. 3.15. Вихре- вая модель ком- бинации крылья — корпус тывается введением так называемых сопря- женных вихрей, проходящих внутри цилиндра. При этом если полярные координаты внешнего вихря (относительно оси ци- линдра) равны ф, г, то для соответствующего сопряженного вих- ря они равны ф, R2/r, где R = D/2 — радиус цилиндра. Внешний и сопряженный вихри имеют одинаковую интенсивность, но проти- воположные направления вращения. Можно доказать, что скорость, индуцируемая совместным действием внешних и сопряженных вихрей на поверхности ци- линдра (r = R), направлена по касательной к его окружности. Нормальная к поверхности цилиндра составляющая скорости равна нулю, что соответствует реальной физической картине об- текания корпуса. Далее, каждый П-образный вихрь обычно заменяют двумя бесконечными прямыми вихрями, что вполне допустимо в тех случаях, когда скос потока определяется в точках, достаточно удаленных вниз по потоку от задней кромки крыльев (например, на расстояние порядка 1,2—1,6 размаха одной консоли). При таких условиях можно рассчитать индуцированные скорости в области задней несущей поверхности и дополнительную подъ- емную силу этой поверхности, вызванную влиянием вихревой системы. 167
Поскольку местные углы скоса потока е неодинаковы вдоль размаха задней несущей поверхности, то целесообразно ввести понятие среднего угла скоса потока еер. Это — условный, посто- янный по размаху угол скоса потока, вызывающий тот же эф- фект, что и действительное поле углов е. При малых углах атаки угол еср пропорционален а: 6су~е“ра- <3-33> Производная е*р определяется выражением в 57,3 i Ли I cyi«putp \ ^«1 (3.34) Здесь zB — относительная координата вихря, т. е. расстояние от борта корпуса до вихря, отнесенное к размаху одной перед- ней консоли. Значения zB определяются по теоретическому гра- фику (рис. 3.16) в зависимости от параметров передних консо- лей Хк V\ Mi — 1 |, Хк tg хо.5 и ijk. Рис. 3.16. График для расчета г. Безразмерная величина I, входящая в формул}' (3.34), пред- ставляет собой коэффициент интерференции вихрей и задней несущей поверхности. Этот коэффициент зависит от следующих параметров: относительного диаметра корпуса в области зад- ней несущей поверхности 25ц, обратного сужения задних консо- 168
„ ., 2z„ лей 1/т)кп> а также относительных координат вихря ——— и ‘п .Зависимость i от этих параметров, полученная с помощью теории полос *, представлена на рис. 3.17. Поперечная координата вихря (отсчитываемая от плоскости симметрии летательного аппарата) определяется по формуле + (3-35) где Di — диаметр корпуса в области передней несущей поверх- ности. Вертикальная координата вихря отсчитывается от центра тяжести площади (середины САХ) задних консолей. В общем Рис. 3.17. Графики для расчета коэффициента интерференции i передних и задних несущих поверхностей • См. NACA Report, No. 1307, 1957. 169
о V V V V Ц в ц* ця и * v & ц Рис. 3.17. (продолжение). 170 J
где ха — расстояние вдоль оси х от оси вращения передней кон- соли до точки схода вихря; хи — расстояние вдоль оси х от точки схода вихря до сере- дины САХ задней консоли; Уи — смещение по вертикали поверхности I относительно поверхности 11 (f/n>0, если поверхность I расположе- на выше поверхности II). Рис. 3.18. Схема для определения верти- кальной координаты вихря у» Следует заметить, что знак ув не влияет на величину i, т. е. I <(“£.)=*({/.)• Так как производная е“р определяется при а=0 и di = 0, то У9=Уи- (3-37) В частном случае, когда поверхности I и II расположены в одной плоскости, ув*=0. Сделаем некоторые замечания по практическому использованию рис. 3.17, 1) Значение i обычно находят путем интерполяции по параметрам 7)ц и 1 2г„ при = const. Однако, если вихрь проходит вблизи корпуса, та- Чкп----------lil — , 2z„ кая интерполяция не всегда возможна. Например, прн Dn =0,45 и —-— = _ _ /|1 = 0,55 можно использовать только график £)п=0,4, а график DH = 0,6 л — использовать нельзя, так как точка —-— = 0,55 попадет внутрь корпуса. 41 2^в'/п — £)ц В этом случае рекомендуется вести интерполяцию при I Du = const в данном примере 1-D„ 0,55 — 0,45 I-D,, " 1—0,45 графике = 0,4 находим значение i при 2гВ||/ц = 0,4 4-0,182 (1—0,4) = = 0,509, а на графике =0,6 —при 2г.//ц=0,6 + 0,182(1 — 0/>) =0,673. = 0,182. На 171
2) Если диаметр корпуса меняется по его длине, то координата вихря в области задних консолей подсчитывается по формуле *.п 7-(/'_ Di) ? + (D?i - • (3 ,38> вытекающей из уравнения постоянства расхода. Множитель фе, входящий в выражение (3.34), учитывает то обстоятельство, что в сверхзвуковом потоке зона влияния вихря ограничена конусом Маха, вершина которого совпадает с точ- кой схода вихря с передней консоли. Если число Маха достаточ- но велико, то могут быть случаи, когда вихрь влияет не на всю заднюю консоль, а только на часть ее. Это хорошо видно из схе- мы, изображенной на рис. 3.19. Рис. 3.19. Схема для определения величины ф. Поскольку вихри распространяются примерно в направлении невозмущенного потока, то по мере роста угла атаки площадь задней консоли, находящаяся внутри конуса Маха, постепенно уменьшается. При достаточно больших углах атаки, определяе- мых соотношением (3.39) задняя несущая поверхность полностью выходит из зоны влия- ния вихрей, вследствие чего еср=0 (это справедливо при 6i = ={/п = 0)- Для учета ограниченности зоны влияния вихрей можно ре- комендовать следующий приближенный способ: введем в фор- мулу (3.34) множитель фг, представляющий собой отношение части площади задней консоли, находящейся внутри конуса Ма- ха, ко всей площади консоли. Значения ф, в общем случае за- висят от М, a, 6i и геометрических параметров летательного аппарата. При расчете производной е’Р следует принимать а = =61=0 и находить фе путем графического построения. В дозву- ковом и околозвуковом потоках ф ,= I. 172
1.5. КОЭФФИЦИЕНТ ТОРМОЖЕНИЯ ПОТОКА Как передние, так и задние несущие поверхности располо- жены в зонах заторможенного потока. Степень торможения ско- рости в каждой точке, вообще говоря, различна, поэтому для удобства вводят понятие о средних коэффициентах торможения потока Лп=—; q Ъп=-^ 9 где qi, qn — средние скоростные напоры потока в области пе- редних и задних несущих поверхностей. Если считать, что плотность и температура воздуха в ука- занных областях мало отличаются от плотности и температуры невозмущенного потока, то можно написать Отсюда Mi=MVATi; (3.41) Торможение потока вызывается в основном обтеканием носо- вой части корпуса и обтеканием передних консолей. Рассмот- рим, например, явления, возникающие при обтека- нии сверхзвуковым пото- ком тела с конической но- совой частью (рис. 3.20). При прохождении потока через косой скачок уплот- нения происходит потеря -полного давления, харак- теризуемая коэффициен- том восстановления дав- ления о. Как известно из Рис. 3.20. К определению коэффициента торможения потока kT', вызванного об- теканнем конической носовой части кор- пуса теории косых скачков, ве- личина о зависит только от параметра M.sin |3, где ₽ — угол наклона скачка. В свою очередь, угол р является функцией числа М до скачка и полуугла при вершине конуса 0к. Таким образом, для заданных значений М и 0к (или М и Лиос) можно определить а. Найдем теперь зависимость между о и коэффициентом тор- можения потока. 173
Отношение полного давления перед головным скачком к ста- тическому давлению выражается формулой А>_ = р 4. М-)*-1 . (3.42) Аналогичная зависимость имеет место и в произвольной точке / в окрестности цилиндрической части тела: Р™. = ( 1Ц.М?)*"‘ . (3.43) Pi \ 2 / Если расстояние от начала цилиндрической части тела до точки 1 достаточно велико (порядка двух диаметров тела), то, как показывают расчеты, pi^p. Тогда, разделив (3.43) на (3.42), получим Обозначим коэффициент торможения потока, вызванного обте- канием носовой части тела, через kr': Рис. 3.21. График для расчета коэффициен- та торможения потока по приведенным выше формулам, изображе- на на рис. 3.21. В том случае, если форма носовой части корпуса отличается от конической, можно ре- комендовать следую- щий приближенный способ определения Л/: 1) подсчитать сХИОс для заданной носовой части, как указано в гл. IV; 2) пользуясь графи- ком Схпос(А1, Хцос) ДЛЯ 174
конических носовых частей (см. рис. 4.11), найти удлинение экви- валентного конуса, имеющего тот же с1И0С при данном числе М; 3) по рис. 3.21 найти ft/. Коэффициент торможения потока, вызываемого обтеканием передних несущих поверхностей, обозначим через Лт". Величина этого коэффициента определяется соотношением размеров пе- редних и задних поверхностей, расстоянием между ними и чис- Рис. 3.22. График для расчета коэффициента тормо- жения потока йт* лом Маха. Влияние последних двух факторов отражено на эмпи- рическом графике рис. 3.22, относящемся к летательным аппа- ратам обычной схемы, у которых Si>Sn- Чтобы использовать эту зависимость для аппаратов любой схемы с любым соотно- шением Sj и Sn, можно рекомендовать приближенную формулу . •_ kt + т“ 1 + 5„/3, (3.45) где kT* определяется по рис. 3.22. Из выражения (3.45) следует, в частности, что при обычной схеме летательного аппарата (Si^>Sn) kT ~k, ,а для аппара- тов схемы «утка» (Si«;Sn) k т » 1. Таким образом, расчет коэффициента торможения потока должен производиться по формулам: — в области передней несущей поверхности ATl=*i; (3.46) 175
— в области задней несущей поверхности Лт1|=Лтйт- (3.47) § 2. ПРОИЗВОДНЫЕ КОЭФФИЦИЕНТА ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПО УГЛАМ ОТКЛОНЕНИЯ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ с*' и с’11 Продифференцируем выражение (3.1) по углу бь дсу dctn дс?\ . —— — —— cos а--------— sm а. dS[ При малых углах а и 6i это выражение принимает вид (3.48) Поделив равенство (3.6) почленно на qS и взяв производную по 61, получим 4'=S'i = W5*r)i + (s^Jn • (3-49) Первое слагаемое характеризует нормальную силу передней по- верхности, приложенную частично к консолям, а частично к кор- пусу в зоне влияния консолей. Величина этой силы выражается через коэффициент интерференции Кю и относительную эффек- тивность органов управления п: Cy\==(CUln3.Kf^i°n)v (3.50) Второе слагаемое в выражении (3.49) учитывает нормаль- ную силу задней несущей поверхности, вызванную скосом по- тока. При определении этой силы будем считать, что поток на- бегает на заднюю поверхность под углом атаки ац=о —ajp8i, откуда следует СуЧ= — (CJlH3Jtp^«e)llEcp’ (3.51) Аналогичным способом можно получить выражение частной производной коэффициента подъемной силы летательного аппа- рата по углу 6ц: с^11 — (cpiM».KpArw/iS^>t)ii. (3.52) Таким образом, для расчета производных коэффициента подъемной (или нормальной) силы летательного аппарата по углам Й! и бп необходимо определить величины Кьо, п и е*Р. 176
2.1. КОЭФФИЦИЕНТЫ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ km и Kin В § 1 была рассмотрена картина интерференции корпуса и несущей поверхности для случая «аа>, когда их геометрические углы атаки были равны между собой. Рассмотрим второй слу- чай, когда угол атаки корпуса равен нулю, а консоли отклоне- ны относительно его оси на угол 6 (случай «60»). Как показывают расчеты и эксперименты, собственная нор- мальная сила консолей в этом случае близка к нормальной си- ле изолированных крыльев: У1К« У1из.кр- Кроме нее, по тем же причинам, что и в случае «аа», возникает индуцированная нор- мальная сила корпуса Уцф. По аналогии с коэффициентами kM и К„ введем коэффи- циенты интерференции и К«£ и _ . is _ “ » Л 80 — . • уб у* Л 1 иэ.кр 7 1 |&.кр Расчетные формулы для определения этих коэффициентов мо- гут быть получены таким же способом, как и формулы для ко- эффициентов км и Км. Приведем их в окончательном виде: £«0 — (3.53) /Сй=[Аао-}-(Л?4о—k»o)F (^хвЯ *п е*м- (3.54) Коэффициенты k*Q и К'ю связаны с коэффициентами и Км следующим и соотношениями, вытекающими из теории тон- кого тела: ; (3.55) К'ъ=км (3.56) (см. рис. 3.11). Функция F(Z.XB), учитывающая влияние длины хвостовой части корпуса, при М>1 по-прежнему определяется выражени- ем (3.30). При М^1 Г(£хв) = 1. Поправка на влияние числа Маха хм берется по рис. 3.13. Поправочный множитель хп.с, учитывающий наличие погра- ничного слоя корпуса, несколько отличается от аналогичного множителя хп.с, полученного ранее для случая «аа» [см. вывод «формулы (3.16)]. В случае «60» *» с . с ~ с "И0* 0к 177
Подставив сюда выражения SH и SK', найдем: _ _ Г 1)- —1 В-О(1 + ИЧ1Лк 4-1-20 (i-o)fi- Т|Х~‘-- \ ^+1-20 толщина вытеснения 6* подсчитывается по фор- X, (3.57), Относительная муле (3.17). 2.2. ОТНОСИТЕЛЬНАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ Отношение нормальной силы, вызванной отклонением орга- нов управления на 1 градус, к нормальной силе, вызванной из- менением угла установки несущей поверхности относительно- корпуса на ту же величину, называют относительной эффек- тивностью органов управления и обозначают буквой nt п = -^~. (3.58) Из этого определения следует, что отклонение органов управле- ния на угол 6 эквивалентно изменению угла установки консолей относительно корпуса на величину Дф = л6. Рассмотрим выражения относительной эффективности для некоторых типов органов управ- ления, наиболее часто применяе- мых на современных летательных аппаратах. Поворотное оперение. Для обеспечения хорошей управляе- мости летательных аппаратов в' широком диапазоне чисел М це- лесообразно в качестве рулей ис- пользовать все оперение, т. е. не применять стабилизаторов (рис. 3.23). В этом случае осн враще- ния .рулей обычно составляют прямой угол с осью корпуса, но в Рис. 3.23. Рули типа поворот- ного оперения некоторых случаях они могут иметь угол стреловидности Zp=#O. Тогда угол отклонения рулен отсчитывается в плоскости, перпендикулярной оси вращения. При сравнении нормальной силы, вызванной отклонением таких рулей, с нормальной силон равного по размерам стабили- затора, угол установки которого равен углу отклонения рулей, можно прийти к выводу, что эти силы неодинаковы. Это объяс- няется двумя причинами. 178
1. Изменение угла установки стабилизатора вызывает точно [такое же изменение его угла атаки, в то время как поворот руля . «а некоторый угол 6 в общем случае приводит к изменению угла I атаки на меньшую величину, равную ficosxp- В пределе, когда Яр=90°, при повороте руля угол его атаки совершенно не ме- ' няется *. Отсюда следует, что поворот рулей вокруг их оси вращения в р 1/cosxp раз менее эффективен, чем изменение угла установки . стабилизатора. 2. При отклонении рулен образуется щель между рулем и криволинейной поверхностью корпуса. Перетекание воздуха че- рез щель вызывает некоторое снижение подъемной силы, учи- тываемое коэффициентом Лщ. В соответствии с принятым определением относительной эф- фективности рулей можно написать л=-^-=Лтсо5Хр. Ориентировочные значения km: при М<Мкр £щ=0,8-7-0,85; при М>1,4 /гщ=0,95ч-1. Концевые рули. В настоящее (3.59) I I ние получили концевые рули (рис. 3.24), крепящиеся к не- подвижному центроплану, ко- Гторый называется иногда так- I же пилоном. Согласно теории [тонкого тела относительная | эффективность таких рулей не 1 зависит от диаметра корпуса, а •определяется только отноше- нием размаха рулей к размаху консолей оперения /р//к. Хотя этот вывод приближенный, он дает основание воспользовать- ся для определения п более время некоторое распростране- Рис. 3.24. Концевые рули точными теоретическими дан- ными, полученными для изолированных крыльев (25 = 0). Отно- сительная эффективность концевых рулей при D=0 определяет- ся выражением n=nlkiacos/_p. (3.60) Входящий сюда множитель cosxp, как и ранее, учитывает тот факт, что при отклонении рулей на угол 6 их угол атаки меняет- ся на величину d cos Хр- Строго говоря, это справедливо только при а=0. 179
Величина nt зависит от относительного размаха рулей и су- жения оперения. Ее значения для дозвуковых скоростей даны на рис. 3.25. Примерно такие же значения получаются и при сверх- звуковых скоростях. Рули, расположенные вдоль задней кромки стабилизаторов. На летательных аппаратах, предназначенных для полета с до- Рнс. 3.25. График для определения коэффициента Л|, характеризующего относительную эффективность конце- вых рулей Рис. 3.26. Рули, расположенные' вдоль задней кромки стабилиза- торов звуковыми и небольшими сверхзвуковыми скоростями, наиболее часто применяются рули, хорда которых составляет некоторую часть общей хорды оперения (рис. 3.26). Отличительной особен- ностью рулей такого типа является резкое изменение их относи- тельной эффективности при переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым (рис. 3.27). Рнс. 3.27. Характер зависимости- л—ДМ) для рулей, расположен- ных вдоль задней кромки стаби- лизаторов При малых числах М отклонение руля вызывает подъемную силу не только на самом руле, но и на расположенной впереди руля поверхности стабилизатора. Поэтому даже при небольшой относительной хорде руля его эффективность оказывается доста- 180
Рис. 3.28. График для определения коэффициента zij. характеризующего относительную эффективность рулей, расположенных вдоль задней кромки точно высокой, а шарнирный момент, пропорциональный площа- ди руля и его хорде, — малым. При больших же числах М, когда передняя кромка руля становится сверхзвуковой, возмущения, вызванные отклонением руля, не могут передаваться на стабили- затор. Подъемная сила возникает только на самих рулях, и их относительная эффективность резко уменьшается. Следует отметить, что в околозвуковом диапазоне скоростей характер зависимости л=)(М) может быть различным (см. рис. 3.27). При тонком профиле (с^0,06) и особенно при стреловидной форме опере- ния величина п плавно уменьшается с возрастани- ем числа М. Если же про- филь оперения относительно толстый, то возможны рез- кие провалы кривой п = = f(M) в диапазоне от Мкр до 1. Это происходит пото- му, что на поверхности ста- билизатора возникают мощ- ные местные скачки уплот- нения, сопровождающиеся срывом потока. Эффектив- ность руля, находящегося в зоне срыва, снижается и в некоторых случаях может упасть до нуля. Рассмотрим приближенные способы определения относитель- ной эффективности рулей, расположенных вдоль задней кромки стабилизатора. В диапазоне 0<М<Мк₽: /т^л^йщСозхр, (3.61) где Й2 — коэффициент, зависящий от относительной хорды руля Ьр=Ьр/Ьоа и определяемый по рис. 3.28. Если относительная хорда меняется по размаху, то при опреде- лении иг можно брать ее значение в середине размаха руля. Коэффициент Hi по-прежнему определяется по рис. 3.25 в за- висимости от относительного размаха рулей. Если рули не дохо- дят до концов стабилизатора, то — (^1)вкутр (^1)и«р> где (й1)внутр и (й1)нар определяются по рис. 3.25 для рулей, дохо- дящих до конца стабилизатора, внутренняя кромка которых сов- падает соответственно с внутренним и наружным концами дан- ного руля. Так, например, если руль расположен в пределах от 181
30 до 80% размаха стабилизатора (считая от бортового сечения), а сужение консоли оперения т]к.оп=<», то л,=0,57 - 0,07 =0,5. При сверхзвуковой передней кромке руля М > ) эффективность рулей может быть найдена па основании следую- щих соображений. Отклонение рулей не влияет на подъемную силу стабилизатора, поэтому рули можно рассматривать как изолированные крылья со средним углом стреловидности, при- /2 мерно равным хР, удлинением Х- = —(/р— размах двух ру- лей) и сужением т|Р. По этим геометрическим параметрам и зна- чению Моп=МуЛт можно определить производную сОбыч- но рули имеют довольно большое удлинение, поэтому хороший результат дает известная формула для крыльев бесконечного размаха: ^|из.р=-----4 • (3.62) 57,3] М->т - 1 Как было показано выше, угол атаки рулей ap=8cos/p. Учитывая взаимное влияние рулей и корпуса, можно написать выражение производной коэффициента нормальной силы Qt, отнесенного к площади оперения: zp —(3.63) ^оп В этом выражении не учтено влияние стабилизатора на подъ- емную силу рулей. Поток, набегающий на руль, предварительно обтекает ста- билизатор конечной толщины, в результате чего давления на верхней и нижней поверхностях руля отличаются от давлений, возникающих при обтекании того же руля невозмущенным пото- ком. Как показывают расчеты по теории 2-го приближения, нор- мальная сила руля при этом несколько падает. Кроме того, паде- ние нормальной силы вызывается утолщением пограничного слоя в зоне руля. Введем в формулу (3.63) поправочный коэффициент (-ст, учи- тывающий влияние стабилизатора. Его можно определять по приближенной формуле, полученной теоретическим способом и скорректированной по результатам эксперимента: ^=1-(4-^-с. + 0,15)(1-^), (3.64) \ <-i / 182
где Ci и Сг—коэффициенты, определяющие давление на по- верхности профиля по теории 2-го приближения (рис. 3.29); с» и 5р* — относительная толщина оперения и относительная хорда руля, измеренные посредине руля в плос- , кости, перпендикулярной оси вращения. Рис. 3.29. График для определения коэф- фициентов С| и Cj При учете влияния стабилизатора Cyi=<йиз.р (/CstOp km cos zp $CT. (3.65) Sen С другой стороны, с;1=с;1иэ.оП(^)о«- (3.66) Разделив (3.65) на (3.66), получим относительную эффектив- ность рулей »-^cos-z-^s,,. (3.67) Cyl И9.01Г •^оп Входящие сюда величины Кю для рулей и для оперения в целом определяются по формуле (3.54). 2.3. ПРОИЗВОДНАЯ е'р Так как угол скоса потока пропорционален нормальной силе передних консолей, то выражение производной е'р можно полу- чить из выражения вер (3.34), заменив в нем коэффициент на (kuin)i: ! ___ 57,3 i \-| / ^(/liia.Kp \ (^4°л)[ £Ср — ----------------------- I ---------— I -------------- 2л г„ 1кп ' *к '1 (3.68) 183
§ 3. КОЭФФИЦИЕНТ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ БОЛЬШИХ УГЛАХ а и б Опыт показывает, что зависимости подъемной силы от углов a,;,&i и 6п сохраняют линейный характер только при малых зна- чениях этих углов. По мере их роста действительные зависимо- сти cv(а, б) все сильнее отклоняются от линейных. Степень нелинейности определяется числом М и геометриче- скими формами летательного аппарата. В частности, она возрас- тает при увеличении относительных размеров корпуса (D) и уменьшении удлинения несущих поверхностей (Хк), что харак- терно для современных беспилотных летательных аппаратов. Не- линейность усиливается также при больших сверхзвуковых ско- ростях (М>3-г4). Все это приводит к тому, что, уже начиная с углов а и 6 по- рядка 10°, подъемную силу необходимо подсчитывать с учетом нелинейных составляющих. Общее выражение коэффициента подъемной силы летатель- ного аппарата имеет вид (3.69) л выражение коэффициента нормальной силы — Cyl== 4“ (^"jrl1-* ^г)п • (3. /0) Рассмотрим входящие в эти выражения величины. 3.1. КОЭФФИЦИЕНТ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ КОРПУСА Коэффициенты Суф и сИ|ф связаны между собой соотношени- ем (3.1). Так как коэффициент осевой силы сх1ф слабо зависит от угла атаки, то можно принять С.г1ф ~ сдгОф» вследствие чего Гуф^с^фСОэо—c^sin а. (3.71) Нормальную силу корпуса представим в виде суммы двух слагаемых: нормальной силы, обусловленной безотрывным обте- канием, и нормальной силы, вызванной отрывом потока с верх- ней (подветренной) поверхности корпуса. В соответствии с теорией безотрывного обтекания, первая сила пропорциональна произведению осевой составляющей ско- рости потока (Vcos а) и поперечной составляющей (Vsin а). Сле- довательно, коэффициент этой силы пропорционален произведе- нию sin a cos а и определяется выражением 57,3<у1ф sin а cos а (3.72) 184
(при малых углах атаки это выражение переходит в линейную зависимость с‘1ф а). Вторая составляющая нормальной силы может рассматри- ваться, как сила сопротивления тела вращения, обтекаемого по- перечным потоком вязкого газа со скоростью V sin а (рис. 3.30). Рнс. 3 30. Схема поперечного обтекания тела вра- щения Выделим участок тела длиной dx и обозначим через схщ1Я коэффициент сопротивления цилиндра при поперечном обтека- нии. Тогда сила сопротивления участка будет dYl=Cxlw-—°1П°- Ых sign а, где г — радиус тела в данном сечении; signa (сигнум а) — функция знака: при a>0 signa=l; при а<0 sign а——1. Полная сила сопротивления .V С jk * ₽ (У sin ар ДГ, = ^ -----— Sa™ sign а, о а коэффициент сопротивления, отнесенный к площади миделя тела, Дг₽1=-^^-Схки., sin2 a sign а. (3.73) Здесь Cjt ЦКЛ- средний по всей длине тела коэффициент сопро- тивления цилиндра; •Sa™ — площадь проекции тела в плане. Если на корпусе установлены несущие поверхности, то воз- никают области затенения, ограниченные винтовыми линиями Маха (рис. 3.31). В первом приближении можно считать, что в этих областях не происходит отрыва потока при поперечном об- 185
теканни корпуса. Поэтому при определении площади 5*вок ука- занные области учитывать не надо. Для простоты расчета S*6ok винтовые линии Маха допустимо заменить прямыми, тангенс угла наклона которых к оси корпуса 2 равен -----• я 1<М2^_ I При МУЛТ^1 области затенения представляют собой прямо- угольники со сторонами D и &о- Суммируя выражения (3.78) и (3.73), найдем полный коэф- фициент нормальной силы корпуса. Опыт показывает, однако, что такой способ расчета с^ф применим только при умеренных чис- лах М и углах атаки а. По мере роста М и а расчет дает все более завышенные результаты по сравнению с экспериментом. Рис. 3.31. Области затенения на корпусе, образованные винтовыми линиями Маха Для объяснения этой разницы примем во внимание, что «без- отрывная» составляющая нормальной силы возникает вследствие повышения давления под телом вращения и разрежения над ним. По мере увеличения угла атаки разность давлений возрастает. Но если давление под телом может повышаться неограниченно, то разрежение на его верхней поверхности имеет свой предел (полный вакуум). Поэтому при увеличении угла а рост разре- жения постепенно замедляется и, наконец, прекращается совсем. Чем больше число М, тем на меньших углах атаки достигается полный вакуум над телом. Указанное явление, очевидно, и служит причиной расхожде- ния результатов расчета и эксперимента. Чтобы повысить точ- ность расчета, введем в выражение (3.72) эмпирическую поправ- ку х„ учитывающую замедление роста «безотрывной» состав- ляющей нормальной силы корпуса по мере увеличения угла атаки: 1 - 0,45 (1 - е“°,06М’) (1 - е“°'121 ‘1). (3.74) С учетом этой поправки полный коэффициент нормальной силы корпуса будет выражаться в виде 4S* с</1ф= 37,3гу 1фх« sin a cos а -|- ГгЦНЛ sin2 а sign а. (3.75) 186
Входящий сюда средний коэффициент сопротивления с^одл зависит, в основном, от (рис. 3.32). При возрастании параметра Msin а до бесконечности величи- на с*хцил стремится к значению, определяе- мому теорией Ньюто- на: Схцнл ~ 1 .37. Изложенная мето- дика расчета си t ф при- менима до углов атаки 30—35°. числа Маха поперечного потока Msin а Рис. 3 32. График для расчета с'хккл 3.2. КОЭФФИЦИЕНТ ПОДЪЕМНОЙ силы ПЕРЕДНИХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ Рассмотрим вначале коэффициент нормальной силы изоли- рованных крыльев. Как и в предыдущем случае (см. разд. 3.1), представим его в виде суммы двух слагаемых: 1ю.кр=57,3с" 1из1р sin a cos а+ Д sin2 а sign а. (3.76) Первое слагаемое аналогично выражению (3.72) и при ма- лых углах атаки переходит в линейную зависимость сР|пз.кр= с*. а. v у1н».кр Второе слагаемое A sin2a sign а аналогично по структуре 'Рис. 3.33. Картина срыва потока при перетекании его через боковые кром- ки крыльев выражению (3.73) и характе- ризует коэффициент дополни- тельной нормальной силы крыльев. При дозвуковых скоростях (М<1) дополнительная нор- мальная сила обусловлена сры- вом потока с боковых и перед- них кромок крыльев (рис. 3.33). Как известно, это явление свя- зано с перетеканием потока из области повышенного давле- ния под крыльями в область пониженного давления над крыльями. Огибая тонкие кром- ки, поток отрывается от них, вследствие чего не происходит вы- равнивания давлений вблизи кромок, которое имело бы место при плавном перетекании потока. В результате этого нормаль- 187
ная сила крыльев несколько возрастает. Приращение нормаль- ной силы особенно значительно в случае малого удлинения крыльев, прямоугольной формы их в плане (т)=Ь Х=°) и за- остренных передних кромок. Перетекание потока через боковые кромки происходит и при сверхзвуковых скоростях (М> 1), но по мере роста числа Маха области влияния концов крыльев уменьшаются, так как они ограничены линиями Маха, выходящими из начала боковых кромок. Перетекание через передние кромки происходит в том случае, если кромки дозвуковые (tg %о> I М2— 1). Если же Рис. 334. Зависимость ко- эффициента давления на по- верхности бесконечно длин- ной плоской пластинки от угла атаки при М=3: ---------- точная теория; ---------- линейная теория передние кромки сверхзвуковые, то возможность перетекания потока через них зависит от угла атаки *: при малых углах на кромку садится присоединенный косой скачок уплотнения и тогда перетекание невозможно, а при достаточно больших углах атаки скачок отходит от кромки и перетекание становится воз- можным. * Следует иметь в виду, что характер течения в области передней кромки определяется углом атаки крыла, взятым относительно нормальной к передней кромке составляющей вектора скорости потока. Можно показать, что этот угол атаки равен a/cos Хо- 138
По мере роста числа Маха роль эффекта перетекания и сры- ва потока уменьшается. Однако нелинейный характер зависимо- сти cvilw.Kp(a) при М>1 зависит не только от срыва потока. Рассмотрим обтекание бесконечно длинной плоской пластинки I сверхзвуковым потоком при а#=0 [2]. На верхней поверхности пластинки возникает течение разрежения Прандтля — Майера, а на нижней поверхности — течение за косым скачком уплотне- ния. Пользуясь теорией Прандтля — Майера и теорией косых к скачков, можно рассчитать давления над и под пластинкой. Результаты такого расчета (см., например, рис. 3.34) показы- вают, что коэффициенты давления рверх и р|ГИжп, а следователь- но, и коэффициент нормальной силы пластинки cvi, являются нелинейными функциями угла атаки. Степень нелинейности воз- I- растает по мере роста числа Маха. Все перечисленные факторы приближенно учитываются сла- ' гаемым Asin2 a sign а в выражении (3.76). Коэффициент А „ зависит от числа М, геометрических параметров крыльев лк, г)„, Хо- а также радиуса закругления передней кромки. Анализ экспериментальных данных показывает, что влияние Лк и М можно учесть одним обобщенным параметром с/1пз.кр. Исходя I из этого на рис. 3.35 нанесены зависимости А^цп.кр) для двух L значений —— и двух диапазонов числа Маха. При промежу- 1к f точных значениях l/rjK и М следует применять линейную интер- L полицию. Графики на рис. 3.35 построены путем обработки результа- нтов испытаний изолированных крыльев в аэродинамических I трубах. Значения А вычислены по формуле ч . С1Лиэ.кР — 57,3с*1 язлр 8in a cos а Л —----------------------------t sin2a I тде си1нз.Ир — берется по экспериментальным данным; ^1из.кр — определяется по рис. 3.5. Чтобы воспользоваться выражением (3.76) для расчета нор- мальной силы передних несущих поверхностей, установленных ла корпусе, введем понятие эффективного угла атаки консолей: аэфф| (3.77) I Смысл этого понятия таков: Оафф — угол атаки, который должны г иметь изолированные консоли, чтобы их нормальная сила была t той же, что и у консолей, закрепленных на корпусе. Предполагая, что зависимость коэффициента нормальной силы консолей сп от Одф тождественна зависимости с^щ.кр от « (3.76), можно написать [ с„1 = 57,3(с^.з.кр sin a^cosajt4,)1-|-(Asin2a,.N(hs'gna^,:,. (3.78) 189
Коэффициент тангенциальной силы консолей С-1 ~Gcn (векторы с, и сп направлены соответственно вдоль хорды кон- солей и перпендикулярно к ней). Проекция вектора сп на связанную с корпусом ось Оу\ равна сп cos6. К ней надо добавить коэффициент индуцированной нор- мальной силы корпуса ( —-------1 ) с„ cos 8 и вычесть проек- \ < цию вектора ст, равную c,sin б«схоsin б (рис. 3.36). Таким об- разом, общий коэффициент нормальной силы передней несущей поверхности определяется выражением с„ cos 8 — sin 8 (3.79) Коэффициент (cxi)i найдем, спроектировав векторы c„i и с-л на: ось корпуса: (fji=(ce sin S-l-c^cosB)!. Наконец, проектируя векторы cBi и сЖ| на скоростную ось Оу, найдем коэффициент подъем- ной силы передней несущей по- верхности: Рис 3 36. К определению коэффп- = C°S “ “ S'n ** циента подъемной силы передней несущей поверхности ИЛИ (К \ —— cos a cos 8 — sin а sin 8) — cfoi sin (а-j-8|). (3.80) k I, oe I | В частном случае, когда 6j = 0, выражения (3.77), (3.79) и (3.80) принимают вид аэфф1 = *М1а; (3.81 > (382> ' \ Лаа I /К \ cei = (——сп ) cos a —c.rti sin а. (3.83> \ /| Изложенная методика расчета подъемной силы несущих поверх- ностей применима до а^ф«40° при М>1 и до а^нь = 25—30° при М<1. 190
3.3. КОЭФФИЦИЕНТ ПОДЪЕМНОЙ силы ЗАДНИХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ Эффективный угол атаки задних консолей можно записать в следующем виде: а>ФфП=^м11 (a — ?cp) + (£to^)n (3.84) По сравнению с выражением (3.77), здесь введен средний угол скоса потока еСр- Так как угол скоса потока пропорционален .нормальной силе передних консолей, то формулу еСр можно по- лучить из формулы е*р (3.34), умножив ее на отношение Сл1 (Cpl M3.Kp^ai)l I Учитывая равенство (3.34), найдем е = ----------— -L_ . (3.85) Z« 'к II АК1 /'»«П Три определении i по рис. 3.17 вертикальную координату внх- >я уя в данном случае следует подсчитывать по общей формуле 3.36). Множитель ф, определяется путем графического построе- |ня для каждого сочетания М, а и 6j. Зная эффективный угол атаки задних консолей Оэффп, не- рудно найти коэффициенты спц, (cvi)и и сиП: JpuU=57,3 (с“1ЖЬ1ф sin а^ф cos аэфф)ц-|-(Д sin2 а^п sign аэфф; (3.86) (cyi)n = (-^-Gcos8-easins') ; (3.87) \ /и i I \ £vn = cnn ----cos a cos 8 —sin a sin 8 ) — Слш sin (a 4-8u). (3.88) \ *«« /и Этн выражения аналогичны выражениям (3.78), (3.79) и (3.80). В частном случае, когда 6ц=0, расчетные формулы принима- ют вид ОэффП=^««п(а — вср); (3.89) : (3.90) \ /IX / \ С<Щ = |——сл) cosa—Сдои sin а. (3.91) \ *«« /п 191
§ 4. ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ КРЕСТОКРЫЛЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Крестокрылые летательные аппараты могут иметь +• или X-образную ориентировку крыльев и оперения. Особенность Х-образных крыльев состоит в том, что утлы атаки консолей ак не равны углу атаки корпуса а. Обозна- чим угол между «есущей поверхностью и плоскостью х<Ог< через (рис. 3.37) и назовем его поперечным углом. Если У, Рис. 3.37. Комбинация кор- пус — Х-образные крылья ф=0, то ак=а. При 1|’=90°, независимо or величины угла атаки корпуса, ак=0. Можно показать, что в общем случае спра- ведливо соотношение а» = a cos ф. (3.92) В частном случае, когда 41 = ^°, т. е. плоскости крыльев взаимно перпендику- лярны, а а,(=----—. (3.93) V 2 В дальнейшем будем рассматривать именно этот вариант, как получивший наибольшее распространение на практике. 4.1. ПРОИЗВОДНАЯ С* Как и в случае летательных аппаратов с плоским расположением несущих поверхностей, производные с“ и с*1( связаны соотношением (3.5): «__ « v ul 57,3 ’ а производная определяется выражением (3.7): cpi “ (е»15)ф + (cyiSMt + _ _ $„ S( = ; S„ = —— , где S, и Sn — площади о о В этом выражении двух консолей передних и задних поверхностей, aS — характерная пло- щадь. Первое слагаемое (^1^)ф не зависит от поперечной ориентировки кры- льев и оперения. Рассмотрим второе слагаемое. При -I--образной ориентировке передних поверхностей их нормальная сила будет такой же, как и в двухкрылой схеме, поскольку вертикальная поверхность не оказывает на эту силу никакого влия- ния. При Х-образной ориентировке (1^=45°) и малых углах атаки каждая несущая поверхность будет создавать нормальную силу у<0) у= =-----!— И 2 где — нормальная сила аналогичной горизонтальной поверхности. Скла- 192
дывая геометрически векторы У|(в) и У^, получим равнодействующую Y1 = У}0». Таким образом, при малых углах атаки нормальная сила Х-образных передних несущих поверхностей не отличается от нормальной силы аналогич- ных горизонтальных поверхностей. Отсюда следует (cJn)xe (cJll)+= eJlP (3.94) Рассмотрим теперь вел1гчину(с’1)ц. В зависимости от поперечной ориентировки передних и задних консолей возможны следующие варианты схем летательных аппаратов: «++» (плюс- плюс), «XX» (икс-икс), « + Х» (плюс-икс), «Х+» (икс-плюс). Здесь первый значок относится к передним консолям, а второй — к задним. Вариант «++». Поскольку вертикальные консоли не влияют на нормаль- ную силу, расчет (c^i)u следует вести так же, как и для летательных аппара- тов с горизонтально расположенными крыльями и оперением. Рис. 3.38. К определению произ- водной cji задних несущих по- верхностей (вариант «XX»): 1, 1'. 1, У — вихри, сбегающие с пе- редней несущей поверхности: а. б — задние несущие поверхности Рис. 3.39. К определению подъем- ной силы задних несущих поверх- ностей (вариант «Х+») силу поверхности а, а пара вихрей 2—2' на нормаль- б. Каждая из задних несущих поверхностей создает Вариант «XX». При а-*0 вихри, сбегающие с передних консолей, проходят параллельно оси корпуса (рис. 3.38). Очевидно, что пара вихрей 1—Г влияет только на нормальную ную силу поверхности нормальную силу ИО) yf«) _ у(Л) _ 1 V2 Складывая геометрически векторы У(<“> и У]5), получим у, = 7-3422 193
-т. е. при малых углах атаки нормальная сила задних несущих поверхностей в варианте «XX» такая же, как и в аналогичной схеме с горизонтальным поло- жением крыльев и оперения. Отсюда (су|)|1хх"~ + + (3.95) Вариант «Х + ». В данном случае (рис. 3.39) задняя несущая поверхность находится в поле действия двух пар вихрей, напряженность которых (пропор- циональная углу атаки передних консолей) в )' 2 раз меньше, чем в схеме с горизонтальным положением консолей. Поэтому при расчете производной (ес.) х+ следует принимать i=-^ZT = /0V2 , (3.96) Vе! где io—определяется по рис. 3.17 прн следующих относительных координа- тах вихрей: 2у» . 2z, _ O+^»(f| —Р) hi hi Величина (cyi)n х , определяется формулой (3.10). Вариант « + Х». Обозначим через i0 коэффициент интерференции, вызван- ный влиянием пары вихрей / и 2 на заднюю поверхность а (рис. 3.40). Так как коэффициент интерференции не за- висит от знака у„ (см. стр. 171), то влияние вихрей 1 и 2 эквивалентно влиянию вихрей / н 2', где 2'— зеркаль- ное отображение вихря 2 относительно плоскости а. Такое же влияние оказы- вают вихри / и 2 и на поверхность б. Оба вектора i« наклонены к осн Oj/i под углом 45 , поэтому суммарный ко- эффициент интерференции найдем по правилу геометрического сложения: Рис. 3.40. К определению подъемной силы задних не- сущих поверхностей (ва- риант «+Х») i = /о V 2 . Значения io определяются по рис. 3 17 при 2р„ 2г„_______z" (11 ~ hl hl hl V2 Сравнивая последние два выражения с выражениями (3.96) и (3.97), видим, что производные в вариантах «Х+» и «4-Х» равны между собой. Следовательно, («^(«Лс <3»> На основании изложенного выше можно сделать следующие выводы. 1. Производные c*t всего летательного аппарата в вариантах « + + » и «XX» равны между собой и имеют ту же величину, что н в аналогичной схеме с горизонтальным положением крыльев н оперения: (си)хх e(cai)++eCJi‘ (3.99) 194
Производные Су, определяемые формулой (3.5), строго говоря, неодинаковы, так как значения сх« у четырехкрылых аппаратов больше, чем у двухкрылых. Но это различие не превышает 1%, поэтому можно принять (ср)хх = (ср)+ + 38 су- (3.100) 2. Производные c®i в вариантах «Х+» н « + Х» равны между собой, но отличаются от cjj летательного аппарата с горизонтальным положением несу- щих поверхностей. То же самое можно сказать и о производных с* Таким образом, , (cJl)x+=(cpl)+x cJl> (3.101) (с:)х+ = Ю+х*^- (3.102) 4.2. ПРОИЗВОДНЫЕ с''1 и с°“ Вариант <++». Для этого варианта очевидны равенства: К (4')++=4‘: (<£*)++= ei"- (3-’°3) Вариант «XX». Пусть все четыре передние консоли отклонены на малый угол dt. Каждая пара передних и задних консолей работает в тех же усло- виях, что и в схеме с горизонтальным положением несущих поверхностей и создает нормальную силу у<а) _ у(в) _ у|0) Равнодействующая этих сил будет откуда В (f?)xx-«' )n-V"2 =%' Г 2. (3.104) Путем аналогичных рассуждений получим соотношение В (,г?1)хх = (^")г Л 2 =<“V2. (3.105) Вариант «Х+». При отклонении всех четырех передних консолей произ- к водная cj питательного аппарата определяется по аналогии с выражением (3.49): )х+ = 1(< Здесь 1 («{!)«♦—,1l I (с|гн)х+ “ ' 7* s*r)i + (4' SMn]x + « (3.106) 1 2 = (^1иа.кр*ы)п)|Р 2; (3.107) “ (ср1 из.к|А««)п ( £ср)г+- (3.108) 195
При определении ( еср)х+ надо учитывать формулы (3.96) и (3.97). Производная с‘11 в варианте «Х + » имеет ту же величину, что и в схеме с горизонтальным положением несущих поверхностей: (Л.-?1- <з1оэ> J Вариант «+Х». Производная с 1 определяется по аналогии с выраже- нием (3.49): («Хх -i(‘?«’).рп») ('ЙКх-х,': <з ш> (cJl) + X~ ~ (cJlii3.Kp^««)ll ( *ср)+Х» (3.112) ( Еср)ьХ = ( 4р)х+- Производная (с^П)+Х определяется из соотношения (^П)+х = ^"12- 4.3. КОЭФФИЦИЕНТ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ КРЕСТОКРЫЛОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ БОЛЬШИХ УГЛАХ и и б Общие выражения коэффициентов подъемной и нормальной сил, выведен- ные для летательных аппаратов с плоским расположением несущих поверхно- стей [см. формулы (3.69) и (3.70)], справедливы и для крестокрылых аппара- тов. Однако при расчете входящих в эти выражения величин cti, сУп, с»п и csin необходимо учитывать некоторые особенности. Передние несущие поверхности. Очевидно, что при -{--образной ориенти- ровке передних консолей зависимости с»г(а, 61) и суц(а, 61) имеют точно такой же характер, как и в двухкрылой схеме. При Х-образной ориентировке передних консолей этого сказать уже нельзя. В данном случае эффективный угол атаки консолей можно выразить в виде а (а»фф|)х = Л«»1 _ ’ +(*йзл1)с (3.114) V 2 Сравнивая это выражение с аналогичным выражением (3.76), видим, что при тех же величинах а и бг эффективный угол атаки Х-образных консолей мень- ше, чем у горизонтальных консолей. Коэффициент нормальной силы одной пары Х-образных консолей запи- шем по аналогии с выражением (3.78): («л1)х " 57-3 (ср1из.кр sln а’ФГ cos + <л sin2a9.<)sign а^фф),. (3.115) Проекция двух векторов (c»i)x на связанную с корпусом ось Oyi равна (сп cos 6)i|2. Добавив к ней коэффициент индуцированной нормальной силы 196
корпуса и вычтя проекцию двух векторов cxI »crti, найдем (е^п)х ‘ — —— (ce|)x COS 8 ] 2 — 2c l0 sin 8 (3.116) Коэффициент подъемной силы передних несущих поверхностей определяется до аналогии с выражением (3.80): / К [)х = (cni)x I cos u cos 5 1^2 — 2sin a sin & \ aa ~2cM sin (a + »,). (3.117) В частном случае, когда di=0, выражения (3.114), (3.116) и (3117) прн- яимают вид a (аэфф)! )х “= I (3-113) У 2 ! К \ Мн)х“ (3.119) \ ка« /I cos а у 2 — 2crtl sin а. (3.120) Задние несущие поверхности. Рассмотрим особенности расчета коэффи- циентов cvn п сищ в зависимости от поперечной ориентировки передних и Одних консолей. В варианте «++» расчет ведется по тем же формулам, что и для схемы С горизонтальным расположением несущих поверхностей. В варианте «Х+» имеется особенность в расчете угла скоса потока ееп- Б данном случае задняя несущая поверхность находится в поле двух пар вихрей 1 и 2 (рис. 3.41) с координатами / 2г. \ D +7,,(/. — ©) v действия =3 zn /2 + / 41 sin 6| ) 2; (3.121) D -Ь °) _ Хй (3.122) 2 (|! ^2" 1и Sit! О| у 2 J 1 20„ ( 2г, \ , 2*п sin a; (3.123) к *11 )| ' 1 zn 1ц 2уя 2z„ \ 2хц sin a. (3.124) )г к *11 Л (|! этим координатам, пользуясь рнс. 3.1'7, можно найти коэффициенты влия- ния вихрей 1 и 2 на горизонтальную поверхность it и (г, а также определить «утем графического построения фи и фг2. Далее учитывая, что напряжен- ность вихрей пропорциональна (ся1)х я применяя формулу (3.85), получим scp — *cpl + *ср2 = 57,3 2лг„ 1к1 1к\1 (сл1 )х *l'Kl + *2'lt2 Хк1 ^««11 (3.125) 197
Определив еСр, можно подсчитать величины Опффп. Спи. (с»>)п и с»и по формулам (3.84). (3.86)—(3 91). В варианте «4-Х» введем понятие угла скоса потока «ср., измеренного в плоскости, перпендикулярной плоскости какой-либо пары задних консолей. С учетом этого понятия можно записать следующее выражение эффектив- ного угла атаки задних консолей. (аэффн)х — (а — 'со ) оса \ ' /2 II (3.126) Зная <Ъфф. можно подсчитать величины (с„п)х. (Cpiii)x, (t»n) х по фор- мулам (3.115) —(3.117), в которых индексы 1 следует заменить на индексы II. Рис. 3.41. Взаимное расположение вихрей и задних несущих по- верхностей при а=/=0; д|=#0 (ва- риант «Х+») Рис. 3.42. Взаимное расположение вихрей и задних несущих поверх- ностей при а=^0; бг=/=О (вариант «4-Х») Для определения еер. рассмотрим рис. 3.42. Координаты вихрей 1 и 2 относительно задней несущей поверхности а выражаются формулами (о, \ D+^„(Z|—D) jft.sina — x„sin5. —-г-] =-----------—-----+ —----------------— Г 2; (3.127) zll /I 1ц уч 2z„ \ D+tnU\~D) xH sina-x.sin _ ----1 &-------------—------• —---------------------- ) i; (о. 1-») zll /2 Zu /2 'n =(—V (3.129) \ Z|( /1 \ (ji /2 /. (3-130) \ zn /2 \ Л1 /1 По этим координатам, пользуясь рис. 3.17, можно найти коэффициенты влияния 11 и it, а также определить путем графического построения ф,1 и фе2. 198
Угол скоса потока по нормали к плоскости а определяется по аналогии С выражением (3125): 1 57.3 /К1 g„i /1Ф,1 -Ь frha ** ~ 2 2W. /к11 дм1 км11 (3.131) Множитель Чг учитывает тот факт. что в данном случае вместо двух пар вихрей имеются два одиночных вихря. 4. В варианте «XX» остается справедливым выражение (3.126), а также формулы (3,115)—(3.117), в которых индексы I заменены на ин- дексы II. При определении е<-р» надо рас- сматривать четыре одиночных вихря 1, 2. 3 и 4 со следующими координата- ми относительно поверхности а (рис. 3.43): Рис. 3.43. Взаимное расположение вихрей я задних несущих по- верхностей при а^=0; д\=И=О (ва- риант «XX») (3.132) (3.134) По этим координатам определяются коэффициенты влияния i| — U и (причем из рис. 3.43 очевидно, что +»i а 4,s = ф,4) Опре- деляя коэффициенты i по рис. 3.17, необходимо принимать во внимание, что *1~-г«) = —i(e»). т. е. отрицательным значениям г« соответствуют отрицатель- ные значения (, в то же время знак у» не влияет на величину i. 199
Угол скоса потока по нормали к плоскости а подсчитывается по формуле 4 _ 1 57,3 4i (е,|)х с₽* 2 2яа, lKtl А,, К„п • ’ » Рассмотренные выше методы расчета подъемной силы летательных аппа- ратов с Хобразнои ориентировкой несущих поверхностей не учитывают того обстоятельства, что при ач*0 верхние и нижние консоли находятся в разных условиях. Действительно, из-за несимметричного обтекания носовой части корпуса и особенно вследствие срыва потока на <подветренной» стороне кор- пуса подъемная сила верхних консолей несколько уменьшается по сравнению с нижними консолями, в результате чего падает и общая величина подъемной силы. Разница в обтекании верхних и нижних консолей выражена тем силь- D нее, чем больше относительный диаметр корпуса D** — . Расчетные ме- тоды, позволяющие учесть это явление, в настоящее время разработаны еще недостаточно. § 5. БОКОВАЯ СИЛА Боковой силой Z принято называть проекцию полной аэро- динамической силы на скоростную ось Ог. Наряду с боковой силой часто рассматривают также поперечную силу Z|, пред- ставляющую собой проекцию полной аэродинамической силы на связанную ось Огр Коэффициенты боковой и поперечной сил связаны между собой соотношением сж=сж, cosp-j-c^sin р, (3,140j где р — угол скольжения. Боковая сила является аналогом подъемной силы, а попе- речная сила — аналогом нормальной силы. Поэтому коэффи- циенты сг и можно рассчитать таким же методом, как и ко- эффициенты cv и cui, если рассматривать летательный аппарат повернутым относительно оси Ох на 90° по часовой стрелке (при виде сзади). Тогда роль угла атаки будет играть угол скольже- ния, а роль угла отклонения рулей высоты бв — угол отклонения рулей направления 6В. Различие будет состоять только в том, что в силу принятых правил знаков положительным значениям р и бп соответствуют отрицательные значения с, н сг\. Поэтому в рас- четные формулы вместо а надо подставлять (—р), а вместо ба-(-б„). Для крестокрылых летательных аппаратов справедливы ра- венства 4= -<$; cj—«,(?, «i)= ~Ма. V (314,> У двухкрылых аппаратов (самолетной схемы) сила Z соз- дается только корпусом и вертикальным оперением, поэтому она значительно меньше, чем у крестокрылых аппаратов. 200
Особенность расчета боковой п поперечной сил летательного аппарата самолетной схемы состоит в том, что вертикальное оперение в ряде случаев бывает несимметричным относительно оси корпуса (рис. 3.44). В этих случаях можно применить сле- дующий приближенный подход. Положим, что горизонтальное оперение является экраном, оказывающим на вертикальную кон- Ксоль такое же действие, как симметричная ей вторая консоль. Тогда боковая сила каждой вертикальной консоли может быть Рис. 3.44. К расчету боковой силы вертикального опере- ния определена, как половина боковой силы фиктивного оперения, состоящего из двух симметрично расположенных консолей. Если вертикальное оперение состоит из двух неодинаковых по размерам консолей, то такой прием следует применить пооче- редно к верхней и нижней консолям, а затем сложить найденные величины боковых сил.
ГЛАВА IV ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ Коэффициент лобового сопротивления летательного аппара- та представим в виде суммы двух слагаемых: <?ж=Гго+<г/. (4J) Здесь сх0 — коэффициент сопротивления при a=6i=6n=0; cXi — коэффициент индуктивного сопротивления, под ко- торым будем понимать сопротивление, зависящее от углов a, 6i и бц. В общем случае сопротивление летательного аппарата nprf a=di=6n=0 складывается из сопротивлений изолированных корпуса, несущих поверхностей и других элементов, а также не- которой дополнительной величины (положительной или отрица- тельной), обусловленной интерференцией частей аппарата. При неудачной аэродинамической компоновке интерференция повы- шает лобовое сопротивление. Напротив, при удачной компонов- ке может оказаться, что сопротивление всего аппарата меньше суммы сопротивлений его частей. В качестве примера можно привести компоновку, основан- ную на применении так называемого правила площадей. Соглас- но этому правилу, волновое сопротивление комбинации крылья — корпус при М® 1 зависит от распределения вдоль осн Ох площадей поперечных сечений комбинации в целом и поэто- му расчет ее волнового сопротивления можно приближенно свести к расчету сопротивления эквивалентного тела вращения. Рассмотрим рис. 4.1. Проведя ряд сечений, перпендикуляр- ных оси корпуса, и определив их площади, включающие в себя и площади поперечного сечения крыльев, можно построить эпю- ру распределения площадей по длине корпуса. В соответствии с правилом площадей, для получения схопнп форма этой эпюры должна быть примерно такой же, как у тела вращения наимень- щего сопротивления. Следовательно, в тех местах, где в сечение попадают крылья, корпус должен быть поджат. 202
На рис. 4.1, б показан характер экспериментальных зависи- мостей Схо(М) Для двух вариантов корпуса в сочетании с крыльями: / — исходного корпуса цилиндрической формы с за- остренными носовой и кормовой частями; 2 — корпуса, модифи- цированного по правилу площадей. Как видно, применение правила площадей дает заметное сни- жение сх0 в диапазоне 0,9<М<1,4. При дальнейшем росте числа Маха этот эффект постепенно исчезает. Рис. 4.1. Правило площадей: е — пример построения эпюры площадей для исходного корпус» (О и корпус i < поджатием в эоне расположения крыльев (2); 6 — характер зависимости сЛо( М> для вариантов / и 2 Для беспилотных летательных аппаратов обычно применя- ются простейшие геометрические формы корпусов, т. е. прави- ло площадей не используется. В этом случае интерференция частей аппарата при a = 6i=6n = 0 незначительна и сводится в основном к торможению потока в области несущих поверхно- стей. Следовательно, коэффициент сжо летательного аппарата можно выразить в виде сдо=1,05(сд0ф$’ф-|-сло|АТ|25|+гж01|Лт115^11). (4.2) где 1,05 — поправка на неучтенные детали; vs = ---отношение суммарной площади всех консолей передней несущей поверхности к характерной площади; — то же для задней несущей поверхности; Сх&ф. ^оь Crtii—коэффициенты сх0 изолированных частей лета- тельного аппарата. Рассмотрим последовательно величины, входящие в выраже- ние (4.2). § 1. КОЭФФИЦИЕНТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ КОРПУСА ПРИ а=0 По физической природе лобовое сопротивление корпуса при е = 0 можно разделить на сопротивление трения и сопротивление 203
давления. Сопротивление трення представляет собой результи- рующую сил трения, приложенных ко всей поверхности корпуса. Сопротивление давления — это результирующая сил избыточ- ного давления, действующих главным образом на носовую и кормовую части корпуса, а также на донный срез. В соответст- вии с таким делением можно выразить коэффициент лобового сопротивления корпуса при а=0 (отнесенный к площади миде- ля 5Ф) в следующем виде: СХ1ф = Jf I р 4* СгПОсН-СгкорМ 4* ^.глн- (4-3) 1.1. СОПРОТИВЛЕНИЕ ТРЕНИЯ Пренебрегая наклоном отдельных элементов поверхности корпуса к его оси, можно написать где .Рф — площадь обтекаемой потоком поверхности корпуса (без площади донного среза); 2с/ — удвоенный коэффициент трения плоской пластинки, длина которой равна длине корпуса £ф. Использование значений 2cf плоской пластинки допустимо вследствие того, что большая часть поверхности корпусов беспи- лотных летательных аппаратов является цилиндрической, а об- текание цилиндра при а = 0 мало отличается от обтекания плос- кой пластинки. Величина 2q зависит от чисел Re и М, относительной коор- динаты точки перехода ламинарного пограничного слоя в тур- булентный х/ и от теплообмена между внешней средой Ft пла- стинкой. При определении с„р корпуса число Re подсчитывает- ся по длине корпуса £ф : Re<t,= —- . На рис. 4.2 представлен график зависимости 2c/(Re, xt) для М = 0 (несжимаемый поток). Как видно из графика, коэффициент трения снижается при увеличении числа Re и увеличении xt. Увеличение числа М также приводит к снижению коэффи- циента трения пластинки, в особенности при полностью турбу- лентном пограничном слое. При М=/=0 2су=т]м (2с^)м-о« (4.5) Множитель т]м почти не зависит от числа Re и определяется по рис. 4.3 в зависимости от М и Графики, представленные на рис. 4.2 и 4.3, справедливы толь- ко при отсутствии теплообмена между пограничным слоем и телом, т. е. в том случае, когда абсолютная температура поверх- 204
Рис. 4 2. Зависимость удвоенного коэффициента трения плоской пластинки от числа Re и х( при М=0 Рис. 4.3. Зависимость коэффициента треипя плоской пластинки от числа М 205
ности (стенки) тела Т„ равна так называемой температуре вос- становления *> Г,: Tr=T( l + (4.6) где Т — абсолютная температура окружающей среды; г—коэффициент восстановления температуры, рав- ный 0,845 при ламинарном и 0,88 при турбулентном пограничном слое; 1,4 — показатель адиабаты для воздуха. Практически равенство ТС1 = ТГ может иметь место только в том случае, когда полет длительный, установившийся и, кроме того, потери тепла от излучения с поверхности тела равны при- току тепла от солнечного излучения и работающего двигателя. При кратковременном полете или при наличии системы ох- лаждения температура поверхности летательного аппарата не достигает значения, определяемого выражением (4.6), вследст- вие чего происходит теплоотдача от пограничного слоя к телу. Опыт показывает, что в этом случае коэффициент трения замет- но возрастает и графики рис. 4.2 и 4.3 становятся непригод- ными. Существует приближенный способ расчета 2cf, позволяющий одновременно учесть влияние чисел Re и М, а также теплообме- на между пограничным слоем и телом. Этот способ применим в том случае, когда из каких-то расчетов (хотя бы грубо прибли- женных) известна средняя температура поверхности летатель- ного аппарата Тст. Тогда 2с/ определяют следующим образом. 1. Зная Т, Тст, Re и М, подсчитывают среднюю по толщине пограничного слоя (так называемую определяющую) темпе- ратуру Т* =у (Г 4- Гст)4-0,22(Гг-7'„), (4.7) а затем число Re*, соответствующее этой температуре: Re’° /Л” ' 14'8) I. т / 2. По рис. 4.2 определяют удвоенный коэффициент трения 2с/ для несжимаемого потока (М = 0) при числе Рейнольдса, равном Re*. 3. По формуле „ 2с', ^/ = -77Г- (<9) ("г-) находят искомую величину 2с/. *> Эта температура иногда называется также температурой адиабатиче- ской или теплоизолированной стенки. 206
Если Tcr = Tr, то результаты такого расчета будут близки к результатам, полученным по формуле (4.5) и ио рис. 4.2 и 4.3, как в случае турбулентного, так и смешанного пограничного слоя. Для расчета коэффициента трения необходимо знать поло- жение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбу- лентный. Это положение обычно характеризуется так называе- мым критическим числом Рейнольдса Re,— V где xt — длина ламинарного участка пограничного слоя. Значение Re« зависит от многих факторов: чисел Re и М, чистоты поверх- ности тела, градиента давления вдоль тела (т. е. от формы тела), теплооб- мена между пограничным слоем и телом (т. е. от температуры тела) и, на- конец, от турбулентности набе- гающего потока. Совместное влия- ние этих факторов на Re( еще недостаточно изучено, поэтому приводимые ниже данные следует расценивать как ориентировочные. На рис. 4.4 нанесены значения критического числа Рейнольдса для гладких (тщательно отполи- рованных) тел с нулевым градиен- том давления. Эти результаты по- лучены в аэродинамических трубах непрерывного действия. Темпера- тура моделей во всех случаях бы- ла близка к температуре восста- новления, т. е теплопередача от- сутствовала. Несмотря на боль- шой разброс точек, объясняемый, вероятно, различной формой тел, различной степенью турбулентно- сти в трубах н т. п., рис. 4.4 по- казывает определенную тенденцию изменения Ке( по числам М (пунк- тирная линия). Реальные летательные аппа- раты всегда имеют шероховатую поверхность. Некоторые данные о высоте бугорков шероховатости в зависимости от технологическо- Рис. 4.4. Критическое число Рей- нольдса для гладких тел с нулевым градиентом давления при отсутствии теплопередачи: О — конус с углом при вершине 10“; Д — конус с углом при вершине 5е; D — цилиндр; X — пластина го процесса обработки поверхмо- сти приведены в табл. 4.1. Шероховатость турбулизнрует пограничный слой и смещает точку пере- хода к носику тела. Это иллюстрируется рис. 4,5, построенным на основе некоторых экспериментальных данных. По осн ординат отложено критическое число Рейнольдса при отсутствии теплопередачи (Rei)o, а по оси абсцисс — й произведение числа Re данного тела и относительной высоты бугорков (L — .глина тела). Рис. 4.4 и 4.5 относятся к заостренным конусам, плоским пластинам, а также к полым цилиндрам, ось которых параллельна направлению набе- гающего потока. Следует отметить, что в последних двух случаях передняя кромка должна быть тщательно скруглена. При заостренной передней кромке 207
Таблица 4.t Характер поверхности Класс чистоты Примерши высота бугорков, мкм Механически обработанные детали v4 40 90 v6 10 v7 6,3 v 8 3,2 v9 1,6 Листы дуралюмнновые, анодированные 6-10 То же, окрашенные с помощью пульверизатора 20—30 пластины или цилиндра происходит преждевременная турбулизация погранич- ного слоя и. как показывает опыт, критическое число Рейнольдса снижается примерно вдвое по сравнению со значениями, показанными на рис. 4.4 и 4.5. Анализ рис. 4.5 приводит к следующим выводам: 1) при малых числах М даже небольшая шероховатость вызывает резкое перемещение точки перехода к носику тела. По мере возрастания числа М ламинарный пограничный слой становится все менее чувствительным к шеро- ховатости, т. е. чистота поверхности может быть значительно уменьшена без ущерба для аэродинамических характеристик летательного аппарата, Рис. 4.5. График для определения критического числа Рейнольдса при шероховатой поверхности тела (гра- диент давления равен нулю, теплопередача отсутствует) 2) при данных Re и М существует некоторая «критическая» высота бугор- ков, при которой пограничный слой полностью турбулизнруется (значение Re» стремится к нулю); 3) увеличение Re при постоянном М (что может произойти, например, при уменьшении высоты полета) приводит к возрастанию влияния шерохова- тости. Физически это можно объяснить тем, что уменьшается толщина погра- ничного слоя и бугорки сильнее турбулизируют его. Смещение точки перехода может быть вызвано не только общей шерохо- ватостью поверхности, но также единичными неровностями в носовой части 208
ла (например, гребнями или канавками, расположенными перпендикулярно [бегающему потоку). На рис. 4.6 показана зависимость критического числа , « . п Л * мнольдса (при отсутствии теплопередачи) от произведения Re —j~ — , де Л п В~ высота и ширина гребня или канавки (рис. 4.7), а £ — длина тела. гступ на поверхности, например, соединение листов обшивки внахлестку, экви- алептен гребню или канавке такой же высоты с отношением — = 0,5. Ряд Рнс. 4.6. График для определения критического числа Рейнольдса при налнчпи отдельных неровностей на по- верхности тела (градиент давления равен нулю, тепло- передача отсутствует) аклепок с выступающими головками дает примерно такой же эффект, как ребень, высота и ширина которого равны соответственно высоте н диаметру оловки заклепки. Следует отметить, что даже при потайной клепке головки заклепок несколько выступают над поверхностью обшивки (приблизительно иа 5% диаметра головки). Рис. 4.7. Примеры отдельных неровностей на по- верхности тела Практически можно считать, что если на ламинарном участке находятся соединения отсеков, панелей или листов обшивки встык или внахлестку, а также сварочные швы, ряды винтов или заклепок, то в этих местах проис- ходит немедленный турбулентный переход пограничного слоя. К тому же результату может привести излом образующей поверхности тела. Рнс. 4.5 и 4.6 относятся к телам с нулевым градиентом давления. В сверх- вуковом потоке нулевой градиент имеет место при обтекании плоских пла- 209
стин, конусов, цилиндров с образующей вдоль потока, крыльев с профилями линейных очертаний (например, с ромбовидными профилями). При обтекании же тел выпуклой формы (например, крыла с чечевицеобразным профилем, ожнвальной носовой части корпуса и т. д.) в большинстве случаев возникает отрицательный градиент давления Известно, что отрицательный градиент давления способствует стабилиза- ции ламинарного пограничного слоя. Ориентировочно можно считать, что при- менение выпуклых обводов носовой части корпуса позволяет при М>1 уве личнть Re< в 1,3—1,5 раза. Вторым фактором, способствующим стабилизации ламинарного погранич- ного слоя, является охлаждение тела. Теоретически найдено, что при охлаж денин поверхности до некоторой температуры Г*С7 ламинарный пограничный слой на гладкой поверхности становится устойчивым, т. е. сохраняется при любых числах Рейнольдса. Значения Г*ет приведены на рис 4.8. Рис. 4.8. График зависимости тем- пературы восстановления Тг и температуры поверхности тела Те»* соответствующей полной ста- билизации ламинарного погранич- ного слоя, от числа М Рис. 4.9. Влияние температуры по- верхности тела на критическое число Рейнольдса Экспериментальные данные в определенной степени подтверждают этот вывод. Так, например, на рис. 4.9 нанесена по экспериментальным данным за- висимость Йе» _____ - / 7*ст \ (Re»)o \ Тг ) где (Re()« —переходное число Рейнольдса при отсутствии теплопередачи (Тег = Тг); Re< — то же при наличии теплопередачи (ТстЧ^Тг). Из рис. 4.9 видно, что уменьшение tприводит к увеличению Re». Одна- (т \ ~ т 1 <0,4 I наблюдается обратный • г / процесс: критическое число Рейнольдса резко падает. Это можно объяснить тем, что охлаждение тела вызывает уменьшение толщины пограничного слоя. Начиная с определенной температуры, пограничный слой становится настолько тонким, что из-за шероховатости^ тела он быстро турбулизируется. Таким образом, величину xt для корпуса летательного аппарата можно определять следующим способом. 210
1. По рис. 4.5 найти (Re*)о в зависимости от предполагаемой чистоты поверхности. Если образующая носовой части корпуса имеет выпуклую фор- му, то при М>1 значение (Rei)o следует увеличить на 30—50%. 2. Зная хотя бы из прнкидочных расчетов среднюю температуру поверх- ности Тс, в носовой части корпуса, найти Rer по рнс. 4.9. 3. Подсчитать координату точки перехода = Re, — . v (4.10) отношения сопротивления тре- ния конуса к сопротивлению трения плоской пластинки х, = 0, слой Воз- завы- при таком подходе лобового сопротивления некоторый «гарантийный в получении требуемых характеристик аппарата. Если впереди найденной таким способом точки перехода имеется источ- ник турбулизации (например, стык листов обшивки или отсеков корпуса, из- 'лом образующей, дестабилизаторы или рулп и т. «.), то правильнее считать [точку перехода совпадающей с этим источником. 3. Определить по чертежу площадь поверхности Fi, расположенной впе- — t [редн точки перехода, н отношение х, = ——. ЛФ Следует отметить, что на этапах предэскизного и эскизного проектирования летательного аппарата такой способ определе- ния xi мало пригоден, так как чистота поверхности, места сты- i ков обшивки, расположение вы- ступающих деталей — еще неиз- вестны. Поэтому при расчете схтр, как правило, принимают 1т. е. считают пограничный [полностью турбулентным, шожное шение создает [запас» [летных Сопротивление трения кониче- ского корпуса. В тех случаях, ког- да корпус летательного аппарата •имеет форму конуса, использова- ние в формуле (4.4) значений 2с/ плоской пластинки является [слишком грубым. Расчеты пока- зывают, что сопротивление тре- лия конуса значительно превыша- ет сопротивление пластинки, осо- бенно при больших числах Маха. [Это объясняется следующими причинами. Вследствие возннкно- [вения косого скачка уплотнения местное число М на шоверхности [конуса падает, а число Re несколько возрастает по сравнению с 'их значениями на плоской пластинке. Кроме того, из-за трехмер- i ности течения толщина пограничного слоя б на конусе меньше, чем на пластинке. Так как коэффициент трения с/ растет с [уменьшением М, Re и б (причем для турбулентного погранич- ного слоя влияние Re невелико), то (с/)кои>(с/)пл. Далее, надо 211
учитывать, что скоростной напор за косым скачком уплотнения значительно превышает скоростной напор невозмущенного по- тока, т. е. <71;ои><7пл. С другой стороны наличие угла 0 между по- верхностью конуса и его осью приводит к некоторому уменьше- нию равнодействующей сил трения (пропорционально cosO). Суммарное влияние перечисленных факторов учитывается введением поправочного множителя /г1(Оц, представляющего со бой отношение коэффициента сопротивления трения конуса к коэффициенту сопротивления плоской пластинки, длина которой равна длине образующей конуса, а поверхность — боковой по- верхности конуса. График зависимости £КОн от числа М нсвоз- пущенного потока и полуугла при вершине конуса 0 представ- лен на рис. 4.10. Таким образом, схтр конуса определяется выражением (Слгр)кон — ^ксп (с.гтр)пл! (4'1 0 где (сХтр)пл — подсчитывается по формуле (4.4). Поскольку для конического корпуса 5Ф ~ 2 cos О — ~ С05в ~ sin® 4 ТО 012) Удвоенный коэффициент трения плоской пластинки определяет- ся по рис. 4.2 и 4.3 в зависимости от чисел М и Re невозмущен- ного потока. 1.2. СОПРОТИВЛЕНИЕ НОСОВОЙ ЧАСТИ При обтекании тела вращения сверхзвуковым потоком на поверхности носовой части тела устанавливается повышенное давление. Равнодействующая сил избыточного давления при а=0 представляет собой сопротивление давления носовой части, которое для краткости будем называть просто сопротивлением носовой части тела. Наоборот, при обтекании носовой части дозвуковым потоком на некоторых участках поверхности возникает пониженное дав- ление, вследствие чего может появиться подсасывающая сила, направленная против набегающего потока. Другими словами, сопротивление носовой части может получиться отрицательным (обычно это имеет место только при выпуклой форме носовой части). На рис. 4.11 и 4.12 представлены графики зависимости Гхнос(М) Для тел вращения с заостренным носиком. Данные 212
рис. 4.11 относятся к «носовой части кониче- ской формы, а данные рис. 4.12 —к носовой части с параболиче- ской образующей, урав- нение которой имеет вид У __2 х_______ D'l ^нос (4.13) При -построении этих •графиков в области М>1,14-1,4 использо- ваны результаты теоре- тических расчетов, а в 'области дозвуковых и околозвуковых скорос- тей —результаты экс- периментов, в которых замерялось распреде- ление давления по по- верхности тела. На рис. 4.13 изобра- жены аналогичные гра- фики для серии носо- вых частей с эллипти- ческой образующей. Их частными случаями яв- ляются полусфера ®вос=0,5) и плоский торец (Хиос=0). Наряду с простей- шими, применяются также и более слож- ные формы носовых ча- стей (рис. 4.14). Рас- смотрим, например, ко- нус со сферическим за- туплением. Для расче- та Схнос ДОПУСТИМ, ЧТО распределение давле- ния на участке АВ ко- нуса такое же, как и на Рис. 4.11. График для расчета clnnt ко- нической носовой части шей 213
(4.14) исходном (незатупленном) конусе, а на сферической поверхно- сти— такое же, как у комбинации «полусфера + цилиндр». Тог- да можно написать Сгнос ~ Схиос (1 COS" &) -|-• В этом выражении ~г= —----относительный радиус затупления; D с'вое —определяется по рис. 4.11 для исходного конуса, удлинение которого ^ос=^— Слмтупл — определяется по рис. 4.13 для полусферы. Расчет по формуле (4.14) дает удовлетво- рительную сходимость с экспериментом при М.>1,2 и несколько худшую сходимость при Сгное НО- образую- Рис. 4.13. График для расчета совы.х частей с эллиптической шеи Рассмотрим теперь носовую часть с пара- болическими обводами и сферическим затуп- лением (рис. 4.14, в). Известно, что избыточ- ное давление на по- верхности исходного (незатупленного) па- раболического тела распределяется нерав- номерно: в носовой точ- ке оно имеет макси- мальную величину, да- лее постепенно убыва- ет до нуля, а в области сопряжения с цилинд- ром становится отрицательным. Для наиболее употребительных значений М и ХНос распределение давления приближенно ап- проксимируется выражением (4.15) _£_= 1—0,69//—0,44у2. Ро Здесь y=yl-Q—безразмерная ордината параболической обра- зующей. Как и в предыдущем случае, предположим, что затупление носовой части нс вызывает изменения давления на участке АВ 214
(от i/ = r cos 0 до у = 1). Тогда зависимость (4.15) позволяет найти сопротивление, создаваемое участком АВ. Добавив к не- му сопротивление, создаваемое сферической поверхностью, по- лучим полное сопротивление носовой части тела. Опуская промежуточные выкладки, приведем окончательную формулу для расчета сх параболической носовой части со сфе- рическим затуплением: c ~ Стиле 11 — г- cos2 9 (3,1 — 1,4г cos 9 — 0,7r2 cos2 9)|4- 4-^3.ry»Z2- (4.16) Здесь с’П|1)С определяется по рис. 4.12 в зависимости от удлине- ния исходной (незатупленной) носовой части Величина Люс связана с фактическим удлинением носовой части Х,10С со- отношением ! I' иое — Г 2 ЛНОС '-* - ♦ V 1-7 Угол наклона образующей 0 в точке А подсчитывается по фор- муле tg9^-V177 . ^НОС ^ИОС г,'2 Аналогичным способом можно получить формулы и для рас- чета сх носовой части с плоским затуплением. Для конуса с 215 ।
плоским затуплением (рис. 4.14, б) СгВОС ~ Сгкос ( 1 4* ^ЖЗ«7УПЛГ’> (4. 17) а для параболического тела с плоским затуплением Схкос~С-ос[1 -72(3,1 - 1,47-0,7^)]4-схзагу(|?, (4.18) где с(.Н(1<.—определяется по рис. 4.12 для исходной параболиче- ской носовой части с удлинением ) ' ^нос ЛНОС"— ~ 1 • У 1 — г Величина Сдаатупл в выражениях (4.17) и (4.18) определяется по рис. 4.13 для плоского торца. Значительное распространение получили конические носовые части с плавным переходом от конуса к цилиндру (рис. 4.14, д). В этом случае можно рекомендовать приближенную зависи- мость GBoc=^x7J+Gncpei(l-72), (4.19) — 2г • где г=------относительны» радиус переходного сечения; сг'И0С—определяется по рис. 4.11 для конуса с удлинением Х"°*= 2 tge-: 0,154[л;2arctg(3,O8M — 6,15)] 8tgO(l—а) Учет пограничного слоя. При больших числах Маха (М>44- 5) заметное влияние на сопротивление носовой части корпуса оказывает пограничный слой. Это влияние объясняется тем, что линии тока внешнего потока смешаются наружу на расстояние, равное толщине вытеснения и, следовательно, как бы меняется форма обтекаемого тела. Рассмотрим этот вопрос на примере конической носовой ча- сти. Толщина вытеснения б* в точке сопряжения с цилиндром (т. е. на расстоянии £HOC/cos 9 от носика тела) при отсутствии теплообмена и при турбулентном пограничном слое определяет- ся выражением — cos 0°<г~( 1 + 0,4МХон 4- 0,147ML - 0.006ML). (4.20) ^екии Число МКон на поверхности конуса зависит от числа Мх набе- гающего потока и полуугла при вершине конуса 0 (рис. 4.15). 216
Число Re у основания конуса слабо влияет на величину б* (так как оно входит в формулу в степени 1/5) и поэтому его можно в первом приближении определять по параметрам невозмущен- ного потока: Коэффициент Схяос определяется по рис. 4.11 в зависимости от Хнос* и числа М набегающего потока. Пример. Для иллюстрации влияния пограничного слоя определим сх ко- нуса с полууглом при вершине 0 = 10° (АИОе=2,84) при Л<«=8, ReK0B = 1 • 10е, считая пограничный слон турбулентным. По графику рис. 4.15 находим М КОП =6,4. На основании формул (4.20) — (4.22) В* —-----cos в « 0,0188; ^НОС в* -11,1* ^ос = 2,55. По графику рис. 4.11 находим Cjtkoc = 0,064. Без учета влияния пограничного слоя (Хиос =*2,84) Сдгиос = 0,07. Таким образом, в рассмотренном примере учет влияния пограничного слоя приводит к увеличению с»ИОс на 20%. 217
1.3. СОПРОТИВЛЕНИЕ НОСОВОЙ ЧАСТИ С ВОЗДУХОЗАБОРНИКОМ Рассмотрим тело вращения с размещенным внутри него воз- душно-реактивным двигателем (ТРД или ПВРД). Пусть возду- хозаборник двигателя представляет собой простой диффузор без центральной иглы (рис. 4.16). Рис. 4.16. Простой диффузор на расчетном (а) и не- расчетном (б) режимах работы Как показывает опыт, сопротивление такого тела при сверх- звуковых скоростях полета сильно зависит от безразмерного коэффициента расхода воздуха через двигатель, представляю- щего собой отношение действительного секундного расхода к максимально возможному расходу С у Ми.сек Plwl - В этом выражении индексом <оо» обозначены параметры струн воздуха, проходящего через двигатель, в невозмущенном потоке (сечение 0—0 на рис. 4.16), а индексом «1» те же пара- метры на входе в двигатель (сечение 1—1). Величина коэффициента расхода влияет на характер обтека- ния носовой части тела. Если <р=1, то S|=SopJ ®i = V; pi = pa>, т. е. поток остается невозмущенным до сечения I—I (см. рис. 4.16, а). Если же <р< 1, то STO<S|, т. е. еще до входа в диф- фузор начинается торможение потока. При этом перед носовой частью тела возникает отсоединенный скачок уплотнения (см. рис. 4.16, б). При <р=1 коэффициент сопротивления носовой части тела вращения с протоком можно определить по графикам рис. 4.17 и 4.18, построенным на основании приближенной теории. Гра- 218
фики даны в форме зависимостей 2 / У М2-1 — J I \ лнос причем каждая кривая соответствует определенному сужению носовой части т)„«е=^вос/£- При <р<1 разделение силы тяги и лобового сопротивления сопряжено с некоторыми трудностями, связанными с появлени- ем, с одной стороны, подсасывающей силы, и, с другой стороны, добавочного сопротивления воздухозаборника. [Рис. 4.17. График для расчета схивс но- Рис. 4.18. График для расчета совой части с протоком при <р=1 (пря- Схаое носовой части с протоком молинейные ебводы) при <₽= I (параболические обво- ды) Подсасывающая сила. Выше было отмечено, что при <р< 1 перед телом вращения возникает отсоединенный скачок уплотне- ния, при прохождении через который поток становится дозвуко- вым. Обтекание таким потоком выпуклой носовой части тела приводит к тому, что вблизи передней кромки воздухозаборника давление понижается. Следовательно, сопротивление носовой части в этом случае будет меньше, чем при q>= 1. Разность (‘^иос)р<1= назовем подсасывающей силой воздухозаборника. На рис. 4.19 приведены теоретические значения коэффициента подсасываю- щей силы, отнесенного к площади входа. Необходимо отметить, 219
Рнс. 4.19. Зависимость коэффициен- та подсасывающей силы воздухоза- борника от коэффициента расхода воздуха что эти теоретические значения могут быть полностью реализо- ваны только при закругленных кромках воздухозаборника и при криволинейных обводах носовой части тела. При заостренных кромках и прямолинейных обводах носовой части величина под- сасывающей силы, по-видимому, будет значительно меньше тео- ретической. Добавочное сопротивление. Кроме подсасывающей силы, уменьшающей внешнее сопротивление фюзеляжа или гондолы, при «р<1 возникает так на- зываемое добавочное сопро- тивление воздухозаборника ЛХвз. Для объяснения сущ- ности этого сопротивления введем понятие эффектив- ной тяги двигателя R^. Под эффективной тягой бу- дем понимать равнодейству- ющую всех сил давления и трения, приложенных к внут- ренним и внешним поверх- ностям двигательной уста- новки: ^эфф==^?вн)-гр~|_^виешн’ (4.23) Первое слагаемое можно найти из уравнения количе- ства движения, написанного для сечений 1—1 и а—а струи воз- духа, проходящей через двигатель (см. рис. 4.16); Я.нутр^'Яв сек + сек) е.к®1 + Sapa — S^. (4.24) Следует отметить, что величина 7?Внутр не равна силе тяги. Дей- ствительно, общепринятое выражение силы тяги воздушно-реак- тивного двигателя имеет вид Р= (т, сек + '«Т.сек) Wa ~ "Ч №KV -\-Sa(pa~ р.). (4.25) Следовательно, ЯВИПР= m..«K У - ®1) + SaP- - Sxpv (4.26) Равнодействующая сил трения и давления, приложенных к внешней поверхности тела, связана с внешним лобовым сопро- тивлением таким равенством: ^внешн = — I-^внгшн — Sj) Poo]- (4.27) Наличие слагаемого (Sa—Si)pK объясняется тем, что под внешним сопротивлением принято понимать равнодействующую сил трения и избыточного давления Ар=р— 220
Ряс. 4.20. Зависимость коэффициен- та добавочного сопротивления про- стого диффузора от коэффициента расхода воздуха Подставив (4.26) и (4.27) в равенство (4.23), получим /?эфф = Р- А'.неш‘н- [5, (а -/>«,)- твхек (И - w,)]. (4.28) Как видно из этого выражения, эффективная тяга не равна разности между тягой двигателя и внешним сопротивлением. Величина ЛA'Bi=Sj (Л - /?») - т„ m (V - wj (4.29) । может рассматриваться как уменьшение тяги двигателя по сравнению со значением, определяемым по формуле (4.25), или I как некоторое сопротив- | ление, приложенное к внутренним поверхностям в двигателя. Обычно поль- [ зуются второй трактовкой ' и называют АХВЗ добавоч- | ним сопротивлением воз- духозаборника *. Очевидно, что при <р = | = 1 добавочное сопротив- ление отсутствует, так как ; в этом случае t»i = V; pi = Г == На рис. 4.20 представ- лены теоретические зна- > чеиия коэффициента до- бавочного сопротивления, Котпесенного к площади входа. Общее выражение ко- эффициента сопротивле- I ния носовой части тела вращения с воздухозаборником имеет =: вил ^хнос= (^хиос)»“1 “(“(Д^.гвэ Cfes) “ > (4.30) к где SBX=S| — площадь входа воздухозаборника; I (Схняс)? —1 — определяется по рис. 4.17 и 4.18. L Как показывают теоретические расчеты, при дозвуковых ско- Костях полета Дсдвэ = сгва. Поэтому (^JreeeJW'* (4.31) j, Соотношение (4.31) справедливо в том случае, когда подсасы- вающая сила реализуется полностью, т. е. при закругленных кромках воздухозаборника. * В литературе встречаются также равнозначные термины: волновое co- s' противление диффузора, сопротивление жидкого контура и т. д. 221
Для расчета подсасывающей силы и добавочного сопротив- ления при сверхзвуковых скоростях необходимо знать коэффи- циент расхода воздуха <р. Из выражения Ф= следует, что при выбранной площади входного сечения коэффи- циент расхода пропорционален тв.сек. Для существующих дви- гателей зависимость тв.сек от режима полета иногда дается вместе с другими характеристиками (тягой, расходом топлива и т. д.). Если эти характеристики неизвестны или же двигатель, например ПВРД, проектируется одновременно с летательным аппаратом, то тв.сен определяется расчетным путем. Для турбо- реактивных двигателей можно принимать в первом приближе- нии (при лк* = 6) g 70 —0,2Z —3,5М (7,5—М) где t — температура атмосферы на данной высоте в ° С. Все рассуждения относились к воздухозаборникам, выпол- ненным в форме дозвукового диффузора. При числах М, превы- Рис. 4.21. Диффузор с центральным конусом на расчетном (а) л нерас- четных (б, в, г) режимах работы тающих 1,8—2, целесообразно применять многоскачковые диф- фузоры, простейший из которых схематически изображен на рис. 4.21. Основными геометрическими параметрами такого диффузо- ра являются угол выноса центрального конического тела отно- сительно передней кромки воздухозаборника р и полуугол при вершине конуса 0. Геометрические параметры диффузора и чис- ло М определяют положение косого скачка уплотнения и вели- чину максимально возможного расхода воздуха через двига- тель. 222
При определенном числе М, называемом расчетным числом М (Мрасч), косой скачок проходит через переднюю кромку воз- духозаборника, т. е. т)ск=₽ (см- Рис. 4.21, а). В этом случае мак- симально возможный секундный расход определяется равен- Кством ^Пв-секшах — Роо (4.33) где —------------площадь круга, образованного передней кром- 4 кон воздухозаборника. При М>МРасч косой скачок входит внутрь воздухозаборни- , ка, т. е. т]ск<Р (см. рис. 4.21, б). При этом m в.сек шах также опре- . деляется равенством (4.32). Если же М<МраСЧ, то косой скачок проходит впереди кром- кки воздухозаборника, т. е. т)Ск>Р (см. рис. 4.21, в). В этом слу- чае гпв.сектах уменьшится вследствие отклонения струек воздуха I за косым скачком: ^Пв,сектах Р«> Назовем отношение Ф mK гсх max f>«vs„x I предельным коэффициентом расхода. Из сказанного выше сле- дует, что при М>Мрасч Ф= 1. а при М<Мщсч Ф< 1 • Значе- ния Ф определяются по формулам конических течений в зави- симости от 0, р и М. Результаты расчетов по этим формулам приведены на рис. 4.22. По рис. 4.22 легко установить связь между расчетным числом Л1 и геометрическими параметрами диффузора 0 и р. Пусть, на- пример, МрасЧ = 3; 0 = 20°. Так как на расчетном режиме Ф = 1, то по рис. 4.22, б находим р = ЗГ. Фактический коэффициент расхода воздуха у — т».е«к ?.VSOX зависит от конструктивных параметров двигателя и режима его работы. Величина ср определяет положение замыкающего скач- ка уплотнения. Если ср = Ф, то замыкающий скачок находится во входном сечении или внутри диффузора (см. рис. 4.21, а, б, в); если же ф<Ф, то скачок располагается перед срезом диффузора (см. рис. 4.21, г). На основании тех же рассуждений, что и для случая диффу- зора без центрального тела, можно прийти к выводу, что при Ф<1 появляется добавочное сопротивление воздухозаборника. 223
На рис. 4.23 приведены графики зависимости Лсж»з=[(ф). полученные расчетным путем. Коэффициент Дс1вз отнесен к пло- щади среза диффузора SBX и скоростному напору невозмущен- ного потока. Каждая сплошная кривая на рис. 4.23 соответству- Рнс. 4.22. Значения предельного коэффициента расхода воздуха: а) 15"; 6) 8-20’; в) 8-25“; г»в-3<Г ет определенным значениям Миф. Пунктирные кривые опреде- ляют минимально возможные значения коэффициента добавоч- ного сопротивления, получающиеся при <р = Ф. Для нахождения Дсхвя необходимо прежде всего выбрать геометрические параметры 0 и р, обеспечивающие нанлучшую 224
работу двигателя на каком-либо расчетном режиме полета (на- пример, на маршевом режиме, на режиме разгона и т. п.). Иног- да выбирают «компромиссные» параметры, дающие удовлетво- рительные характеристики на крайних режимах полета. Затем Рис. 4.23. Зависимость коэффициента добавочного сопротивления диф- фузора с центральным конусом от коэффициента расхода воздуха: о) e=J5“; С)»-20'; в) »=25“; а) 0-30’ по рис. 4.22 определяют значения предельного коэффициента расхода воздуха Ф во всем диапазоне чисел М. Путем расчета характеристик двигателя находят зависимость секундного рас- хода воздуха от числа М и высоты полета, после чего по форму- 8-3422
Рис. 4.24. График для расчета сХКорм: прямолинейные обводы кормовой части; 6 — параболические обводы кормовой части 226
ле (4.23) подсчитывают значения коэффициента расхода <р. Зная <р и Ф, легко определить Лсхвз по рис. 4.23. Следует отметить, что при ф<Ф (см. рис. 4.21, г) работа ’ двигателя может быть неустойчивой (начинается так называе- мый спомпаж диффузора»). Во избежание этого явления обыч- но регулируют подачу топлива или площадь критического сече- [ ния сопла таким образом, чтобы ф*=Ф. Поскольку воздухозаборники с центральным телом имеют, как правило, заостренную переднюю кромку, подсасывающая сила невелика и при приближенных расчетах ее можно не учи- тывать. Таким образом, в рассматриваемом случае 5ф . ГДе (сХНас )f=i—определяется по графикам рис. 4.17 и 4.18. 1.4. СОПРОТИВЛЕНИЕ КОРМОВОЙ ЧАСТИ Под сопротивлением кормовой части тела вращения пони- мается равнодействующая сил избыточного давления, прило- женных к поверхности кормовой части, при а=0 (в поверхность кормовой части не включается поверхность донного среза). Это сопротивление в отличие от сопротивления носовой части всегда положительно, поскольку и при дозвуковых, и при сверхзвуко- вых скоростях полета на суживающейся кормовой части тела устанавливается пониженное давление. На рис. 4.24 представлен график зависимости Схкорм=/(М) для кормовых частей с прямолинейными и параболическими об- разующими. Уравнение параболических образующих имеет вид ~ = 1 - (1 -ЪвРм)М-)2. (4.35) * \ ‘'«Орм / Правая часть этих графиков (М>1,6) представляет собой тео- ретические значения сХкорм. Участки кривых при М<1,6 имеют ориентировочный характер. Следует отметить, что графики рис. 4.24, справедливы толь- ко при небольших углах наклона обра- зующей кормовой части к оси тела вра- щения (примерно до 20°), когда сохра- няется плавное обтекание. При более крутых обводах возникает срыв пото- ка. В первом приближении можно счи- тать, что часть тела вращения, находя- щаяся за точкой отрыва потока (в за- стойной зоне), не влияет на лобовое сопротивление тела. На этом основа- нии при расчете сХКорм может быть применен следующий прием: Рис. 4.25. Схема замены действительной кормо- вой части фиктивной (заштрихованная об- ласть отбрасывается) 8*
а) проводится касательная к телу под углом 20° (рис. 4.25); б) часть тела за точкой касания отбрасывается; в) для оставшейся части тела определяются геометрические параметры Х^ри и т)^рм, после чего определяется сХКоРм по рис. 4.24. 1.5. ДОННОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ Величина разрежения, устанавливающегося за донным сре- зом корпуса, зависит от многих факторов: формы кормовой части, наличия или отсутствия хвостового оперения, реактивной струи, длины корпуса, состояния пограничного слоя, темпера- туры поверхности и т. д. Поэтому создание теоретического ме- тода определения донного сопротивления представляет весьма трудную задачу и при практических расчетах приходится опи- раться в основном на результаты экспериментов. Обработка экспериментальных данных при М> 1 позволяет сделать следующие выводы. Если на значительной части по- верхности корпуса имеется ламинарный пограничный слой, то коэффициент донного давления — сильно зави- сит от числа Re. Однако в реальных условиях протяженность ламинарного участка на корпусе очень мала, т. е. почти весь по- граничный слой является турбулентным. Опыт показывает, что в этом случае влиянием числа Re на можно пренебречь. На донное разрежение наиболее сильно влияет число М, тол- щина профиля хвостового оперения и форма кормовой части корпуса. На рис. 4.26 сплошными линиями нанесены средние экспери- ментальные зависимости рда=/(М) тел вращения без суживаю- Рнс. 426. Зависимость коэффициента донного давления тел'а вра- щения от числа Маха при т]ИОрМ-| 228
дейся кормовой части (т)Корм=1). Пограничный слой при всех ; экспериментах был турбулентным. Штрих-пунктирной линией на- Г несена теоретическая зависимость — 1 4.3 I '-—ъг- № справедливая при наличии полного вакуума за донным срезом. Как видно из сравнения экспериментальных данных с теорети- I ческой зависимостью, при больших числах М донное давление Г близко к нулю; при М=2 разрежение достигает примерно поло- I вины максимально возможной величины; при дальнейшем умень- шении числа М степень разрежения быстро падает. Влияние хвостового оперения особенно сильно сказывается В диапазоне чисел М от единицы до двух. При относительной ипцине профиля оперения ё=0,10 коэффициент донного разре- ення возрастает примерно в полтора раза. Если с<0,10, то для феделения рла допустимо применять линейную интерполяцию ежду кривыми, нанесенными на рис. 4.26. Анализ экспериментальных материалов показывает, что дон- ное разрежение заметно уменьшается при уменьшении относи- тельной площади донного среза а в случае фиксированной величины — при увеличении параметра ,_п .. &—^КОРМ 1 ~ lнорм ’кори Z7 1 “-корм “корм характеризующего крутизну обводов кормовой части. В случае конической кормовой части 0КОрм есть не что иное, как полуугол при вершине конуса. Введем новый параметр, учитывающий одновременно и кру- тизну обводов и сужение кормовой части: ^К^кори _ 1—^корм —^^kopm’Ikopm 5ф (4-37) Из сказанного выше ясно, что при увеличении этого параметра донное разрежение будет уменьшаться. Это иллюстрируется рис. 4.27, где нанесены значения коэффициента (?Д^ . (4 38) мм*' В функции указанного параметра. Как видно, наиболее интен- сивное падение донного разрежения наблюдается при неболь- 229
ших числах М. Если кормовая часть корпуса — расширяющая- ся, т. е. 1---’Зкорм то донное разрежение возрастает (А^> 1). При дозвуковых скоростях полета (М^0,8) коэффициент донного разрежения может быть приближенно найден по фор- муле — (РдЛ-1 = 0,0155 V чс/ (4.39) где С/ — коэффициент трения плоской пластинки, длина кото- рой равна длине тела Аф. Величина kn при М^0,8 определяется равенством *ч~^орИ- (4.40) Таким образом, коэффициент донного сопротивления тела вращения, отнесенный к площади миделя, подсчитывается по формуле (4-41) При определении 5ДП и следует учитывать замечание, сде- ланное в разд. 1.4. Если обводы кормовой части достаточно кру- ты (угол наклона образующей больше 20°), то предварительно находят фиктивные пара- метры Х*корм И Т]*корм В СО- Рис. 4 27. Влияние сужения кормовой части на коэффициент донного дав- ления ответствии с рис. 4.25, а так- же фиктивную относитель- ную площадь донного сре- за 5*дн/5ф= (т]*корм) 2. По этим параметрам подсчиты- вают ki] и Схдн. Выражение (4.41) не учитывает таких факторов, как температура тела и др. Для оценки влияния темпе- ратуры можно привести ре- зультаты одного из опытов: при переходе от Ат=0 к ?ст = 200°С значение р№ те- ла вращения при М=3,24 изменилось от —0,091 до —0,085. 230
Бели из донного среза (вытекает реактивная струя (при ра- I встающем двигателе), схаи рассчитывается также по формуле । (4.41), но в этом случае за принимается площадь кольца, заключенного между внешней окружностью донного среза и окружностью среза сопла. Следует отметить, что такой расчет не учитывает влияния струи на В большинстве случаев ! давление в струе на срезе сопла значительно превышает величи- ну донного давления. Это повышенное давление будет переда- ваться в какой-то степени и на застойную область вокруг струи, что приведет к уменьшению схяи. Количественная оценка влия- ния струи может быть дана только в результате эксперименталь- ных исследований. § 2. КОЭФФИЦИЕНТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ПРИ а = б = 0 Методы расчета коэффициента <?хо передних и задних несу- щих поверхностей почти идентичны. Единственное отличие со- I стоит в том, что расчет c«oi следует вести при числе Маха Mi= £ =Му7гть а расчет схОп при Мц=Му/гтп. Поэтому далее излагает- ся только методика расчета Схоь Лобовое сопротивление несущей поверхности с заостренны- ми задними кромками при а=б=О складывается из профильно- го и волнового сопротивления. В соответствии с этим можно на- писать см=схг+слл. (4.42) Профильное сопротивление обусловлено вязкостью воздуха. Оно определяется в основном силами трения и в незначительной степени — разностью давлений в носовой и хвостовой частях профиля. Волновое сопротивление — это сопротивление давления, обус- ловленное сжимаемостью воздуха. Оно возникает при М>Мкр, когда обтекание крыльев сопровождается появлением скачков уплотнения. При больших числах М нашли применение несущие поверх- ности с затупленными задними кромками. В этих случаях к про- фильному и волновому сопротивлению добавляется донное со- противление, связанное с отрывом потока на задней кромке: схО1 = схр-{-сХя-[-схгя. (4.43) Рассмотрим отдельные слагаемые выражений (4.42) и (4.43). 2.1. ПРОФИЛЬНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ Коэффициент профильного сопротивления можно подсчитать по формуле 2с/д,, (4.44) 231
где 2сj— удвоенный коэффициент трения плоской пластинки; т)с — поправочный множитель, учитывающий влияние тол- щины профиля. Величина 2с/ определяется по графикам и формулам, приве- денным в разд. 1.1, в зависимости от числа Re, найденного по средней аэродинамической хорде консолей Ьд.к и относительно- го положения точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный х/. Коэффициент т|с зависит в основном от относительной тол- щины профиля сих: (рис. 4.28). Рис. 4.28. График для определе- ния поправочного коэффициента П» Рис. 4.29. Влияние угла стрело- видности на критическое число Рейнольдса Положение точки перехода на крыле можно определить следующим спо- собом. 1. По рис. 4.5 найти (Ref)o в зависимости от предполагаемой чистоты по- верхности. Если форма профиля обеспечивает отрицательный градиент дав- ления, значение (Re/)o следует увеличить на 30—50% (при М>1). Кроме того, необходимо учесть влияние угла стреловидности передней кромки. Как пока- зывают эксперименты, при увеличении стреловидности критическое число Рейнольдса уменьшается (рис. 4.29). 2. Зная, хотя бы из прикидочных расчетов, температуру поверхности крыльев Тст, найти Re/ по рис. 4.9. 3. Определить относительную координату точки перехода по формуле - xt Rez (4.45) При дозвуковых скоростях потока в носовой части профиля возникает отрицательный градиент давления, а в хвостовой части — положительный, ускоряющий турбулизацию пограничного слоя. Без большой ошибки можно считать, что гири М<Мкр точка перехода гладкого крыла совпадает с точкой минимдаьного давления, близкой к точке наибольшей толщины профиля. По- этому Xt — Xt. 4. Если впереди найденной таким способом точки перехода имеется какой- либо источник сильной турбулизации (стык листов обшивки или панелей, сва- рочный шов, ряд винтов или заклепок, излом обвода профиля, щель между 232
элероном и крылом и т. д.), то правильнее считать точку перехода совпадаю- щей с этим источником, т. е. значение х» надо соответственно уменьшить. 5. В местах сопряжения крыльев с корпусом и гондолами существование ламинарного пограничного_слоя маловероятно. Для учета этого обстоятель- ства найденное значение х> надо уменьшить еще на 10—20%, а при наличии гондол на крыльях на 40—60%. У летательного аппарата схемы «утка» погра- ничный слон на части поверхности крыльев, находящейся за оперением, сле- дует считать полностью турбулизированным. 6. Если на поверхность крыла падает скачок уплотнения, вызванный какой-либо другой частью летательного аппарата, то пограничный слой за скачком также следует считать турбулентным. На этапах предэскизного и эскизного проектирования лета- тельного аппарата не всегда известны некоторые факторы, от которых зависит положение точки перехода. В этих случаях обычно принимают в расчетах zj = 0, несколько завышая тем самым профильное сопротивление. 2.2. ВОЛНОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ Согласно теории крыльев конечного размаха в сверхзвуко- вом потоке коэффициент волнового сопротивления сжв зависит от числа М, формы крыльев в плане, а также от толщины и фор- мы профиля сХв=f (М, Хк, х, с, форма профиля). (4.46) Число независимых переменных можно уменьшить, преобра- зовав выражение (4.46) к виду =/(.4 /М2-1, Хкtgх, Чк, форма профиля). (4.47) . XKcJ На рис. 4.30 штрих-пунктирными линиями нанесены теорети- ческие зависимости /(Мг*Р=Т) для трапециевидных крыльев с ромбовидным профилем. Каждая кривая соответствует определенным значениям параметров X-wtgXc и т)к (хс — угол стреловидности по линии максимальных толщин крыла). Сплошными линиями показаны аналогичные зависимости, полученные в результате обработки эксперимен- тальных данных. Характерно, что при AKtgxc=O и М»1 значи- тельное влияние оказывает параметр ХкК с , как это и следу- ет из трансзвуковых правил подобия. Экспериментальные значения коэффициента волнового со- противления заметно расходятся с теоретическими, особенно в области АкуМ2—1 »ZKtgXc (звуковая линия максимальных тол- щин), где теоретические кривые имеют резко выраженные пики. Здесь линейная теория неприменима. При больших значениях Л«УМ2—1, когда линия максимальных толщин становится суще- ственно сверхзвуковой, сходимость значительно лучше, но все 233
Рис. 4.30. График для расчета волнового_ сопротивления крыльев с ромбовидным профилем (хе=0,5): о) чж-1 234
Рис. 4.30. (продолжение) График для расчета волнового со противления крыльев с ромбовидным профилем (х£«=0,5): tf) r1|t-5 235
«) ’?к-~ же и здесь эксперимент дает несколько меньшие значения вол- нового сопротивления. Это можно объяснить тем, что поток вблизи задней кромки крыльев расширяется неполностью из-за наличия пограничного слоя, что ведет к повышению давления в данной области. Например, исследования ромбовидных профи- лей в аэродинамической трубе показывают, что (^жв)экспср ~ 0»87 (4.48) 236
Таблица 4.2 4 237
Если относительная толщина профиля меняется по размаху крыла, то расчет сЛВ следует вести по средней эквивалентной толщине г /л ’ll и (4.49) Для грубых прикидок в качестве Сэки можно принимать сред- нее арифметическое относительных толщин на конце крыла и в бортовом сечении: Как уже указывалось, данные рис. 4.30 применимы только для крыльев с ромбовидным профилем. Влияние формы профи- ля на волновое сопротивление крыльев бесконечного размаха отражено в табл. 4.2, где приведена сравнительная характери- стика некоторых симметричных профилей в виде коэффициен- та К, представляющего собой отношение сха профиля данной формы к схв ромбовидного профиля. 238
Влияние формы профиля на волновое сопротивление крыльев конечного размаха оказывается несколько иным. На рис. 4.31 нанесены теоретические зависимости Хкс2 для крыльев с двумя четырехугольными профилями, отличаю- щимися положением максимальной толщины: хс=0,5 (ромб) и хс=0,3. Как видно, при A.K}W— 1 <>-к tgxc (дозвуковая линия максимальных толщин) кривые с одинаковыми значениями па- раметров Хк tg Хе и т)к почти совпадают; при 1КУМ2— 1 >ХК tg х« (сверхзвуковая линия максимальных толщин) ординаты кривых находятся примерно в том же отношении, что и значения сх„ крыльев бесконечного размаха с соответствующими профилями (1 : 1,19). Изучение экспериментальных данных приводит к аналогич- ным выводам и позволяет сформулировать некоторые общие положения о влиянии формы профиля на волновое сопротивле- ние крыльев конечного размаха: _____ 1) при дозвуковой линии максимальных толщин (ХкУМ2—1< <X,;tgXc) крылья с одинаковыми значениями параметров т)к, kKtgxf и л« у с независимо от формы профиля имеют почти одинаковое волновое сопротивление *; 2) при существенно сверхзвуковой линии максимальных тол- щин (ХкУМ2—l»XKtgXc) влияние формы профиля на с1В при- мерно такое же, как и по теории крыльев бесконечного размаха. Исходя из этого, можно рекомендовать следующую формулу для расчета схи крыльев с произвольным симметричным профи- лем: к ^.НМ>оиб[1+<?(*-1)1. (4.51) где (Схв)Рпм« — определяется по рис. 4.30 в зависимости от па- з_ . .раметров т]к, tgxc и ХкУс, причем угол Хе от- считывается по линии максимальных толщин крыла с данным профилем (а не с ромбовид- ным); К — определяется по табл. 4.2; <р — определяется по рис. 4.32 в зависимости от раз- ности (УМ2—1— tg Хе) • При дозвуковой и звуковой линии максимальных толщин (УМ2—1—tgXe^O) значение <р равно нулю; при (УМ2—1— ~-tg Хс)->оо ф-И. * Имеются в виду профили с заостренной задней кромкой и с конфигура- цией, характерной для скоростных летательных аппаратов. 23Э
Сравнение расчета по формуле (4.51) с экспериментом дано на рис. 4.33. Экспериментальные данные были получены путем ис- пытания в свободном полете моделей крыльев, укрепленных на цилиндрической части корпуса. Формула (4.51) позволяет рас- считать и построить зависимость cXB=f(M) при М>1. В диапазоне Мкр<М<1 эта зависимость строит- ся приближенно таким образом, чтобы при М=Мкр выполнялись два условия: <\в=0 и дсхв/д}Л—0, т. е. кривая была бы касательна к оси абсцисс. Рис. 4.32. График для рас- чета коэффициента <р Рис 4.33. Сравнение расчетных н экспериментальных значений -- М2 для крыльев с сужением п« = 1 (о) н Лк==0° (б): Хк Хо с 1 1,9- 40е 0,061 0,3 2 3 45“ 0,06 0,3 3 2,3 60’ 0,06 0,3 Хк Чк Хо с хе 4 2 12 60’ 0,04 0,3 5 2 12 60* 0,049 0,3 6 4 оо 45* 0,06 0.3 7 2,3 оо 60’ 0,06 0,3 240
2.3. КРИТИЧЕСКОЕ ЧИСЛО МАХА Значение Мкр зависит главным образом от относительной толщины и формы профиля, угла стреловидности, удлинения и коэффициента нормальной силы крыльев. На рис. 4.34 приведены теоретические зависимости Мкр= =f(cn) для нескольких серий симметричных дозвуковых профи- Рис. 4 34. Зависимость Мкр профиля от с„: а) 7с-0,35; б) j^-0,4; •) 7е-о,з лей, отличающихся положением максимальной толщины. Крити- ческие числа М сверхзвуковых чечевицеобразных профилей на 3—5%, а ромбовидных на 10—12% ниже. Для перехода от М1ф профиля к Мкр крыльев необходимо ввести поправки на конечность размаха и на стреловидность крыльев по линии максимальных толщин *: Мк₽ = (Ммр)йроф+дМкрх+ дМКрх. (4.52) * ь * Точнее говоря, значение Мкр определяется углом стреловидности по ли- нии минимальных давлений, которая при сп-=0 в большинстве случаев близка к линии наибольших толщин 241
Значения этих поправок можно в первом приближении счи- тать не зависящими от сп и определять по рис. 4.35 и 4.36. Рнс. 4.35. Изменение крити- ческого числа М в зависи- мости от удлинения кры- льев (сп=0) Рис. 4.36. Изменение крити- ческого числа М в зависи- мости от угла стреловидно- сти крыла по линии макси- мальных толщин (сп=0) 1.4. ДОННОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КРЫЛЬЕВ С ЗАТУПЛЕННОЙ ЗАДНЕЙ КРОМКОЙ Утолщение задней кромки крыльев приводит к уменьшению угла наклона их поверхности 0 (рнс. 4.37) и, следовательно, к уменьшению волнового сопротивления. Этот эффект учитывает- Рнс. 4.37. Профили с затупленной задней кромкой ся коэффициентом К в выражении (4.51). Вместе с тем, появляет- ся донное сопротивление, обусловленное отрывом потока на зад- ней кромке крыльев. Коэффициент донного сопротивления, отнесенный к площади консолей, определяется формулой <?хдн=-Л«А, (4-53) где ряд — коэффициент давления за задней кромкой; h= —----отношение толщины задней кромки к хорде крыла. ь 242
Опыт показывает, что при турбулентном пограничном слое наибольшее влияние на ряи оказывает число Маха, в то время как влияние других параметров (Re, с, Л, 0) — незначительно. Приближенный график зависимости Рди(М) представлен на рис. 4.38. Применение профилей крыльев с затупленной задней .кром- кой, может оказаться целесообразным при больших числах Маха и больших толщинах с, в этих случаях сумма волнового и донного сопротивлений может быть меньше волнового сопро- тивления крыльев с заострен- ной задней кромкой. Рис. 4.38. График зависимости коэффициента' донного давле- ния профиля от числа Маха - § 3. КОЭФФИЦИЕНТ ИНДУКТИВНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ Индуктивным сопротивлением принято называть ту часть об- щего лобового сопротивления, которая зависит от углов а и б. По своей физической природе это главным образом сопротивле- ние давления, так как сопротивление трения при изменении а и б меняется незначительно. Так же, как и другие аэродинамические характеристики, ин- дуктивное сопротивление летательного аппарата можно пред- ставить в виде суммы сопротивлений его частей. В соответствии с этим коэффициент индуктивного сопротивления летательного аппарата выразим в виде: =(сж|5)ф + (сж/$Ат)|+(rx/SAT)n. (4.54) 3.1. ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КОРПУСА Индуктивное сопротивление корпуса можно определить в первом приближении как проекцию нормальной силы на на- правление исвозмущенного потока. Однако экспериментальные данные указывают на тот факт, что при а=/=0, кроме нормальной силы, появляется дополнительная.тангенциальная сила AXi, свя- занная в основном с перераспределением давления на носовой части корпуса и с изменением донного разрежения. Поэтому бо- лее точное выражение коэффициента индуктивного сопротивле- ния имеет вид а -I- дсх1 cos а, (4.55) или Сл/ф=(<'1гф4-^ф51п а) tg а-|- дсх1 cos а. (4.56) 243
Величина ДсХ| приблизительно пропорциональна sin2а: Acxl=2Csin2a. (4.57) Коэффициент £ может быть как положительным, так и отрица- тельным. При дозвуковых скоростях нормальная сила корпуса создается главным образом вследствие разрежения на верхней (подветренной) стороне его носовой части (рис. 4.39, а). В этом случае силы давления дают проекцию на ось Oxi, направленную Рис. 4.39. Картина распределения давления по по- верхности носовой части тела вращения при дозву- ковых (а) н сверхзвуковых (б) скоростях а=?£0 навстречу набегающему потоку (подсасывающую силу), т. е. £<0. При сверхзвуковых скоростях, напротив, большая часть нормальной силы создается вследствие повышения давления на нижней (наветренной) стороне корпуса (рис. 4.39, б) и поэтому проекция сил давления на ось Ох\ направлена по потоку, т. е. £>0. График примерной эмпирической зависимости / V I М2 — 1 | \ . С I -—!----!— 1 приведен на рис. 4.40. ' ^иос Формулы (4.55) — (4.57) позволяют определить сХ1ф в широ- ком диапазоне углов атаки. При малых углах атаки, когда зави- симость сИ|ф(а) близка к линейной, эти формулы принимают вид (4.58) 3.2. ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ПЕРЕДНИХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ При выводе выражения cxl-i будем исходить из схемы сил, показанной на рис. 4.41. Здесь сп — коэффициент нормальной силы собственно консолей; с„нф—коэффициент нормальной си- лы, индуцированной консолями на корпусе; ср— коэффициент подсасывающей силы консолей. Как известно, подсасывающая сила возникает в тех случаях, когда нормальная к передней кромке крыла составляющая ско- 244
рости потока меньше скорости звука (Mcosxo<l). В этих слу- чаях частицы воздуха перетекают из области высокого давления под крылом в область низкого давления над крылом, огибая его переднюю кромку. Так как радиус закругления передней кромки мал, то местные скорости обтекания здесь очень велики, вслед- ствие чего возникает значительное разрежение. В результате появляется сила, направленная параллельно хорде крыла на- встречу набегающему потоку — подсасывающая сила. Рис. 4.40. График для ^расчета коэффи-Ряс. 4.41. К определению коэффи- циента 5: циеита индуктивного сопротивлеиия 'Ожувальная носовая часть передних НССуЩИХ поверхностей - ------коническая носовая часть Теоретическая величина коэффициента подсасывающей силы I изолированных крыльев пропорциональна cv2: Ср теор — СрСу из.кр- Коэффициент пропорциональности ср можно определить по гра- фику, изображенному на рис. 4.42. Правая область этого графи- ка, относящаяся к сверхзвуковым скоростям, построена по тео- Гтическим данным для крыльев бесконечного сужения (т]к=<»). первом приближении этими данными можно пользоваться и для крыльев конечного сужения. Как видно из рис. 4.42, по мере роста числа Маха коэффициент ср убывает и при УМ2— l^tgxo (звуковая или сверхзвуковая передняя кромка) обращается в нуль. Левая область графика, относящаяся к дозвуковым скорос- тям, построена по формуле 1 I Ср =---------------— . 57 Зс’ ллк °' '^у из.кр к Опыт показывает, что теоретическая величина подсасываю- щей силы реализуется неполностью, особенно при больших уг- лах атаки. Это можно объяснить тем, что при достижении опре- 245
деленной степени разрежения в окрестности передней кромки происходит местный отрыв потока, после чего дальнейший рост разрежения прекращается. Для учета этого обстоятельства вве- дем коэффициент реализации В- Примерные значения В можно определить по эмпирическому графику (рис. 4.43). Рис. 4.42. График для расчета сл На крыльях с заостренной передней кромкой подсасывающая сила практически не реализуется, поэтому можно принимать £-0. Qi, Q 2 Q Q2 о,4 0,6 0,6 Цхо , *дх0 Рис. 4.43. График для расчета коэф- фициента реализации подсасывающей СИЛЫ В С учетом коэффициента В Слк.кр=ЕслСуи».«р • (4.59) Коэффициент индуктивного сопротивления передней несущей поверхности равен сумме проекций векторов сп, Срнф и cF (см. 246
рис. 4.41) на направление невозмущенного потока: с^==с„51п (а 4-8)4* ("уиФ sin а — Сг cos (а 4-8). Учитывая соотношения К"-- — . Сц cos 8, *аа Лав ('F=lCfC^,, (4.60) (4.6!) (4-62) получим сд/1 = ср| sin (а 4-8) 4-—^—sin а cos 8 — £cff„cos(a4-8) Входящая сюда величина спх подсчитывается по формуле (3.77) в зависимости от эффективного угла атаки передней несущей поверхности а^фь Значение £ также соответствует углу а»ффх. При малых углах а и Дх, когда зависимость сп(а, Д) близка к линейной, выражение (4.63) принимает вид Cr/i— с^из.кр! Н" (“) ] „ ~ •' (4.64) L ч \ а / Ji 07,3 где L\=K^ — 57,35с^ИЗжрЛ«а; (4.65) D1=Ar„(l-2.57,3^H^ttn)4-^cn; ; (4.66) DJ=A4On(l-57,3^lt„p*8ort). (4.67) В частном случае, когда Дх = О, а угол а мал, ^4ГП = (СРИЭ.К?Т)0)| —— . (4.68) О/ 3.3. ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ЗАДНИХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ По аналогии с выражением (4.63) можно написать CrHi = c«ii sin (а 4-8) АГ,. - sin а cos8 — — \cFca cos (а 4-8) (4.69) Входящая сюда величина спп подсчитывается по формуле (3.86) в зависимости от угла аэффп. 247
Выражение (4.69) справедливо в широком диапазоне углов а, 6i и бп для летательных аппаратов любых схем. В тех случаях, когда углы a, 6i и бп малы, его можно преобразовать к одной из следующих форм в зависимости от аэродинамической схемы аппарата. 1. 6i = 0 (обычная схема): В [ 8 \2 1 2 £xHI=cJhs.ki>ii Do-J-Di —-—. (4-70) а \ а / Ju о7»3 где Z)q=[^C«« — 57,3;С^Срцз.крАг«« (I —8ср)](1 —®ср)> (4.71) D; = ^s(I-^р)(1 -2-57,3^™^) + ^: (4.72) Di—ktdi (1 — 57,3;с^с £иэ.кРАгоя)« (4.73) 2. бп'— 0 («утка», схема с поворотными я м и): СхЛ!— Сриэ.крП Do + Dj— +£>j а \_yi °2 а / п 57,3 крыл ь- , (4.74) где £>;=[/С--57,Зе^с;вя.чл1(1 -Sc’p)I(l —«?₽); (4.75) D\=[ - + 2 • 57,(1 - Йр)] 4Р; (4.76) - 57,3^мр (AMe*p)«. (4.77) 3. а=0; бц = 0 (идеальная схема с поворотны- ми крыльями): Сх/п = (^«р/Л)и-^т-. (4.78) Э/ ,о Интересно отметить, что индуктивное сопротивление задних несущих поверхностей (стабилизаторов) в идеальной схеме с по- воротными крыльями может получиться отрицательным. Дейст- вительно, если передние кромки стабилизаторов закругленные (£=#=0) и дозвуковые (сг¥=0), то, как видно из выражений (4.77) и (4.78), с*д!<0. При заостренных или же сверхзвуковых перед- них кромках стабилизаторов сж,п = 0. 3.4. УПРОЩЕННЫЕ ФОРМУЛЫ ДЛЯ РАСЧЕТА ИНДУКТИВНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Многие сверхзвуковые летательные аппараты имеют несущие поверхности с заостренными передними кромками, вследствие чего подсасывающие силы на них практически отсутствуют. Что 248
касается подсасывающей силы корпуса, то она составляет не- значительную долю в общем балансе индуктивного сопротивле- ния. Приняв £ = £=0 и подставив выражения (4.55), (4.57), (4.63) и (4.69) в исходное равенство (4.54), получим ^=^1фЗф81п а-}-(ся5Лт)1 sin а cos £ 4-(ся5Лт)п sin (а-|-8)-) sin а cos В (4-79) В частном случае, когда 5i = 6n=0, найдем с учетом соотношений (3.70), (3.82) и (3.90): ^л1=си\ sin «: (4.80) или ^/=(^ + ^sina)tga. (4.81) Так как величина c^sina обычно мала по сравнению с величи- ной Су, то для грубых прикидок можно пользоваться выраже- нием e^ss^tga. (4.82) Это же выражение приближенно справедливо и при 6=^0 для тех летательных аппаратов, у которых подъемная сила рулей не- велика и, следовательно, доля индуктивного сопротивления, обус- ловленная углом б, незначительна (аппараты обычной схемы и схемы кбесхвостка»). 3J. ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КРЕСТОКРЫЛЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Для крестокрылых летательных аппаратов остается справедливым выра- жение (4.54): Cjtl = («х/^)ф + (CjclSk-t^ + (Сдг/5Ат)|Г Здесь первое слагаемое не зависит от поперечной ориентировки несущих по- верхностей. Рассмотрим второе слагаемое. Очевидно, что при +-образной ориенти- ровке передних поверхностей их индуктивное сопротивление будет таким же, как и в двухкрылой схеме: (ежл)+ = ехП‘ При Х-образной ориентировке надо учесть, во-первых, что индуктивное сопротивление создается двумя парами консолей и, во-вторых, что углы атаки a консолей равны —— + “1 • Принимая во внимание эти особенности, на- Уч пишем по аналогии с выражением (4.63): 249
(ед/|)х e2(cr?l)x (а \ + 8 I + /2 / <х ------------sin —— cos 8 — 1'2 -EMcnl)xcos( “=•+»^ • \ V 2 /Ji (4.83) где (Cni)x определяется формулой (3.115). При малых углах а и di выражение (4.83) приводится к виду Г 8 / 8 \21 а? («ж/|)х = <1.эж₽1 М 2-4-20^-^ —, (4.84) где О», D\ н Dt — коэффициенты, определяемые формулами (4.65)—(4.67). В частном случае, когда 61=0, а угол а мал, (ejcll)x ~ ел11, т. е. индуктивные сопротивления Х-образной и плоской несущих поверхностей одинаковы. Рассмотрим теперь величину (сжш). Очевидно, что в варианте «++» (схЛ|)++ " cjt/H’ В варианте «Х+» расчет с«щ ведется по формулам (4.69)—(4.78), при этом Спи подсчитывается так, как указано в разд. 4.3 гл. III. В варианте «+Х» коэффициент (с«<ц)х определяется по формулам (4.83) и (4.84), в которых индексы I заменены на индексы И. При этом (свц)х подсчитывается так, как указано в разд. 4.3 гл. III. Аналогичным способом определяется н коэффициент (сх<п)х в варианте <ХХ». При малых углах а и при бп=О (вэг/п)хх = ftrlll. Из приведенных выше соотношений следует, что при малых углах атаки и иеотклоненных органах управления (д|—йп=О) индуктивные сопротивле- ния летательных аппаратов схемы «XX», « + +» н двухкрылой схемы равны между собой (Сх/)хх и (**/)++ e Cjcl' (4.85)
ГЛАВА V МОМЕНТЫ ТАНГАЖА И РЫСКАНИЯ § 1. ОБЩЕЕ ВЫРАЖЕНИЕ МОМЕНТА ТАНГАЖА. СРЕДНЯЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ХОРДА При изучении моментов сил, действующих на летательный ап- парат, в частности, моментов тангажа, будем пользоваться свя- занной системой координат Ox\y}Z\. В этой системе начало коор- динат совпадает с центром масс летательного аппарата; ось Ох\ направлена вперед, параллельно оси корпуса, ось Оух — вверх, перпендикулярно оси Ох{, а ось Oz\ вправо, перпендику- лярно осям Oxi и Оу\. ( Момент тангажа, или продольный момент, вызывается аэро- динамическими и реактивными силами. Рассматривая момент аэродинамических сил, удобно ввести понятие безразмерного ко- эффициента т - м“ ш,.=------. *’ qSL Здесь S и L — характерные площадь и линейный размер лета- тельного аппарата. В качестве 5 обычно принимают площадь главной несущей поверхности — крыльев (с подкорпусной частью) или же площадь миделя корпуса. В качестве L целесо- образно брать длину корпуса, однако в ряде случаев за харак- терный линейный размер принимают среднюю аэродинамиче- скую хорду крыльев. Величина аэродинамического момента Л1г) при данной ско- рости и высоте полета зависит от ряда факторов и прежде всего от угла атаки и углов отклонения органов управления. Кроме того, на величину момента влияет угловая скорость вращения летательного аппарата wti, а также скорости изменения угла атаки и отклонения рулей, характеризуемые производными da di i =a и =8. dt----------dt Таким образом, Мл=/ (a, 8j, 8ц, шж1, a, 8i). (5.1) В общем случае эта зависимость имеет сложный, нелинейный характер. Но при малых значениях аргументов нелинейность 251
выражена слабо и поэтому выражение (5.1) можно представить в виде линейной функции: М,1=М,10+М;1а-|-М:}81 (5.2) где АС,, М*{ и т. д. — частные производные момента тангажа по соответствующим параметрам. Строго говоря, величина момента Мн зависит и от некоторых других параметров: угла скольжения, угла отклонения элеронов, угловой скорости вращения летательного аппарата вокруг оси OxL и т. д. Обычно влияние этих факторов незначительно, поэтому при расчете аэродинамических характеристик им пренебрегают. Безразмерный коэффициент момента mzi является функцией только безразмерных параметров. Так как величины <оя. а и б имеют размерность 1/с, то вместо них вводят безразмерную уг- ловую скорость (5-3) и безразмерные производные а = —; 1=—. (5.4) v v ' ' Общее выражение коэффициента продольного момента при малых значениях параметров a, 6i, 6п и т. д. имеет вид "hi = "*<10 + (5 • 5) Входящие сюда частные производные т\х, t а также тгю (коэффициент аэродинамического момента при а=б = <йн = а=б=0) зависят главным образом от числа Маха и геометрических форм летательного аппарата. Производные ко- эффициента момента по какому-либо углу принято называть статическими производными, а производные по скорости измене- ния того или иного угла — вращательными производными. Таким образом, в выражении (5.5) т*х, mJ и — статические произ- — — t водные, a т*х, тгХ—вращательные производные. Для упрощения записи величин, входящих в выражения (5.2) и (5.5), индекс «1» будем в дальнейшем опускать. Кроме того, будем опускать черточки в обозначениях частных производных 1 "*а и т‘г Таким образом, тшг 1 будет частной производ- ной коэффициента момента тг1 по безразмерной угловой скоро- сти шц, а М“ г — частной производной момента Mzi по размерной угловой скорости Ь)г1 и т. д. 252
Средняя аэродинамическая хорда. Как известно, под средней аэродинамической хордой (САХ) крыльев произвольной формы в плане принимают хорду равновеликих прямоугольных крыль- ев, моментные характеристики которых приблизительно совпа- дают с моментными характеристиками данных крыльев. Величи- на САХ и ее координаты относительно начала корневой хорды (рис. 5.1) определяются следующими выражениями*: Рнс. 5.1. К определению средней аэроднна- ( мической хорды крыльев произвольной формы 1/9 f>A=-l ( b2dz-, (5.6) О «I о W *А=-7 \ bxdz; (5.7) •J J о //2 •. j bydz. (5.8) 0 Середина средней аэродинамической хорды всегда совпадает с центром тяжести площади крыльев. Для трапециевидных крыльев интегралы можно найти аналитическим путем, так как для них справедливы такие соотношения: b - bQ (1 — 4 ~ -А (5.9) •п+1 S= Щ , (5.10) * Эти выражения получены в предположении, что характеристики сече- ний крыла (сГ|ооч, c.icei, Сто) «е изменяются вдоль его размаха. 253
JC = г Ig ZtC У = г tgl. где ф— угол поперечной V-образностн крыльев; _ 2* (5.11) (5.12) Подставив выражения (5.9) —(5.12) в (5.6) —(5.8), после интегрирования получим (5.13) (5.14) (5.15) Существует простой графический способ определения САХ трапециевид- ного крыла. Для этого необходимо проделать следующие построения (рис. 5.2): Рис. 5.2. Графический способ опреде- Рис. 5.3. Определение САХ крыла ления САХ трапециевидного крыла сложной формы в плане с линейны- ми очертаниями 1) провести линию АВ, делящую хорды крыла пополам; 2) на продолжении концевой хорды отложить отрезок CD = bf>, а на про- должении корневой хорды—отрезок EF—bt. Концы этих отрезков соединить между собой; точка G пересечения линий АВ н DF будет центром тяжести площади трапеции (крыла); 3) через точку G провести хорду MN, которая и будет средней аэроди- намической хордой. Если крыло имеет более сложную форму в плане (рис. 5.3), то поступают следующим образом: 1) разбивают крыло на две части с площадями 5| и S2, каждая из кото- рых представляет собой трапецию или треугольник; 2) находят САХ каждой части описанным выше способом и концы САХ соединяют прямыми АС и BD; 254
3) отрезок АС делят обратно пропорционально площадям Si п St, т. е. со- гласно условию Л.И S2 СМ ~ Si ’ 4) через найденную таким образом точку М проводят прямую MN, закан- чивающуюся на линии BD. Отрезок MN н есть средняя аэродинамическая хорда крыла. Как видно из рис. 5.3, начало и конец САХ не совпадают с передней и задней кромками крыла. Если крылья имеют криволинейные очертания, то для определения САХ приходится вычислять выражения (5.6)—(5.8) методом графического инте- грирования. § 2. МОМЕНТ ТАНГАЖА ПРИ (йг = а = д = 0 Рассмотрим величину аэродинамического продольного момен- та, действующего на летательный аппарат, при условии, что уг- ловая скорость шг равна нулю, а угол атаки и углы отклонения органов управления остаются неизменными по времени. Введем понятие центра давления лета- тельного аппарата. Центр давления — это точка на продольной оси Oxi, через которую проходит равнодейству- ющая аэродинамиче- ских сил (рис. 5.4). Беспилотные летатель- ные аппараты, как пра- вило, симметричны или почти симметричны от- носительно плоскости XiOzt, поэтому тангенциальная сила проходит по оси Oxi. При этом ‘условии центр давления можно определить как точку приложения рав- нодействующей нормальных сил Уь •Обозначим координату центра давления, отсчитанную от не- которой точки на octy Oxi (Иапример, от носнка корпуса), через x<i, а координату центра тяжести аппарата (центровку) через хт. Тогда момент аэродинамических сил относительно центра тяже- сти можно выразить в виде (xT-xd), а коэффициент момента Рис. 5.4. К определению понятия центра давления (5.16) (5-17) L По аналогии с понятием центра давления всего летательного аппарата введем также понятия центров давления его частей, 255
как точек приложения нормальных сил, создаваемых этими час- тями. Так как момент равнодействующей равен сумме моментов ее составляющих, то + (5.18) Отсюда находим связь между координатами центров давления частей аппарата хаф, хд, Xdii и координатой общего центра дав- ления: х,=— (5-19) evi Исключив из равенств (5.17) и (5.19) величину Xd, можно вы- разить коэффициент момента тангажа непосредственно через Хдф, Xdl и XdH- ^=(^1$)ф*т .Xd- +(рг1$*т)1*т ,х“' + L. +(сУ13М1 • (5-20) При малых углах атаки и углах отклонения рулей удобно пользоваться понятием аэродинамических фокусов летательного аппарата. Как было показано в гл. III, в этом случае нормальная сила может быть представлена в виде линейной функции r^K’a+r^ + r^SH + Kjo. (5.21) Каждая из составляющих нормальной силы приложена в опре- деленной точке. Фокусом летательного аппарата по углу атаки называется точка приложения тон части нормальной силы, кото- рая пропорциональна углу атаки (У* а)*. Аналогичный смысл имеют понятия фокусов по углам отклонения передних или зад- них несущих поверхностей: это точки приложения тех составляю- щих нормальной силы, которые пропорциональны углам бг или би (и У? пбп). Как видно из приведенных определений, ни один из фокусов в общем случае не совпадает с центром давления летательного аппарата, т. е. с точкой приложения всей нормальной <;илы. В частном случае, когда аппарат симметричен относительно плоскости XjOzi и di = 6n = 0, центр давления совпадает с фоку- сом по а, так как в этом случае У1 = У^ а. Если аппарат симмет- ричен и а=бп = 0, то центр давления совпадает с фокусом по 6i и т. д. Можно дать и другое определение понятия фокуса. Предста- вим, что поперечная ось Ozt проходит через фокус по а, и вычис- * Строго говоря, здесь надо было бы рассматривать не составляющие нормальной силы, а составляющие полной аэродинамической силы. 256
лим момент аэродинамических сил относительно этой оси при закрепленных в определенном положении органах управления (61 = би = const). Легко убедиться в том, что этот момент будет постоянным, не зависящим от угла атаки. Действительно, первая составляющая нормальной силы в выражении (5.21) приложена в фокусе по а и поэтому не создает момента, а вторая, третья и четвертая составляющие при 6i=6n=const дают момент посто- янной величины. Следовательно, фокусом по углу атаки можно назвать точку, обладающую тем свойством, что при закрепленных органах уп- равления момент аэродинамических сил относительно оси Ozh проходящей через эту точку, и е з а в и с и т от угла атаки. Путем таких же рассуждений легко показать, что момент относительно фокуса по 6i не зависит от бц а момент относитель- но фокуса по 6ц не зависит от бц. Пользуясь понятиями аэродинамических фокусов, можно на- писать следующее выражение коэффициента момента тангажа летательного аппарата при малых углах a, di и 6ц: тг — тХ)4*гу1а----~------ 1 ----£------Г •'* " 8 ХТ— ‘ +<71'8п----—- . (5-22) или mza + (5-23) где Х'~*Ря ; (5.24) R т\'=с\ — Л| ; (5.25) L 8 8 XT— ^f-tn ----—-• (5-26) В этих выражениях xpa, хрп и Хкви — координаты фокусов по а, fil И бц. § 3. ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ В динамике полета большую роль играют понятия статиче- ского равновесия и статической устойчивости летательного аппа- рата. Состояние равновесия характеризуется тем, что сумма моментов всех сил, действующих на летательный аппарат при и>г~а-=6=0, относительно его центра тяжести равна нулю. Ста- 9-5422
тическое равновесие моментов возникает в установившемся пря- молинейном полете, когда все параметры движения остаются не- изменными по времени. Равновесие продольных моментов иначе называется продоль- ной балансировкой летательного аппарата. Чтобы сбалансиро- вать летательный аппарат на некотором угле атаки, необходимо отклонить рули или другие органы управления на определенный угол. И, наоборот, каждому углу отклонения рулей соответству- ет свой балансировочный угол атаки авал. Рассмотрим, например, рис. 5.5, где изображен типичный ха- рактер зависимости коэффициен- та момента тангажа от углов а и 6. Точки пересечения кривых с осью абсцисс (тг = 0) соответст- вуют состоянию статического равновесия (балансировки) ле- тательного аппарата. Каждому значению угла д соответствует не- которое значение овал. Возмож- ны и такие случаи, когда одному и тому же углу отклонения рулей Рис. 5.5. Пример зависимо- сти лъ=Ма) соответствует несколько различ- ных балансировочных углов атаки (кривая б= —15° на рис. 5.5). Известно, что равновесие может быть устойчивым или неус- тойчивым. В первом случае тело, выведенное из равновесия ка- ким-либо малым по величине и кратковременным возмущающим воздействием, после некоторого переходного процесса возвраща- ется в исходное состояние равновесия. Во втором случае даже при самом малом возмущении тело уходит от положения равно- весия. Характер равновесия продольных моментов в прямолиней- ном установившемся полете летательного аппарата с закреплен- ными рулями в значительной степени определяется наличием или отсутствием так называемой продольной статической устой- чивости. Летательный аппарат называют статически устойчивым, если момент аэродинамических сил, возникающий при угловом откло- нении от положения равновесия, направлен в сторону исходного положения равновесия. Момент аэродинамических сил статиче- ски неустойчивого летательного аппарата направлен в сторону дальнейшего увеличения начального отклонения. Наличие или отсутствие продольной статической устойчиво- сти определяется характером моментных кривых. Для пояснения рассмотрим график шг«=/(а) при каком-либо фиксированном положении рулей. 25&
b зависимости от наклона кривых в точке их пересечения с осью абсцисс (щг=0) различают три типа моментных характе- ристик (рис. 5.6). Кривая, показанная на рис. 5.6,а, характеризуется тем, что тангенс угла наклона касательной, проведенной в точке пересе- чения кривой с осью абсцисс, отрицателен: Рис. 5.6. Кривая тг=[(а) ле- тательного аппарата: а — статически устойчивого; б — статически неустойчивого; в — ней- трального в отношении статической устойчивости < Если вывести летательный аппарат из состояния равновесия, увеличив или уменьшив угол атаки по сравнению с аг>ял на не- которую малую величину Да, то на него будет действовать аэро- динамический момент, стремящийся увеличить угол атаки при «<а«ал и умейьшить этот угол при а>абал, т. е. направленный всегда в сторону положения равновесия. В данном случае лета- тельный аппарат будет обладать продольной статической устой- чивостью. Аэродинамический момент, вызванный отклонением от положения равновесия и направленный в сторону равновесия, иногда называют восстанавливающим. Коэффициент восстанав- ливающего момента Дщ£=(т;)«_«6алДа. (5.27) В случае, изображенном на рис. 5.6, б, тангенс угла наклона моментной кривой в точке ее пересечения с осью абсцисс поло- жителен: / дтг \ I да /«-»бэл 9* 259
В этом случае имеет место продольная статическая неустойчи- вость, так как при отклонении летательного аппарата в любую сторону от положения равновесия возникает момент, направлен- ный всегда в ту же сторону. Такой момент называют иногда оп- рокидывающим. Величина его также определяется формулой (5.27). Наконец, можно представить третий тип моментной кривой, показанный па рис. 5.6, в. В этом случае и при малом отклонении угла атаки от балансировочного не воз- никает ни восстанавливающего, ни опрокидывающего момента. Летательный аппарат, имеющий такую моментную характеристи- ку, называют нейтральным в отношении статической устойчиво- сти. Таким образом, можно сформулировать следующие выводы: а) статически устойчивый летательный аппарат имеет отри- цательную величину частной производной т* при а=абал, т. е. <0; б) статически неустойчивый летательный аппарат имеет по- ложительную величину т*: в) нейтральный летательный аппарат характеризуется ра- венством =°- Производная от которой зависит абсолютная величина восстанавливающего или опрокидывающего момента, называется степенью продольной статической устойчивости. Так как cvi й а связаны приблизительно линейной зависи- мостью, то часто наряду с кривыми тг(а) строят кривые mr(cvi). Частная производная (mM в>д» как и производ- ная Дает качественную и количественную оценку статической устойчивости летательного аппарата и поэтому так- же называется степенью продольной статической устойчивости. Эти производные связаны между собой равенством m' vi = . (5.28) дсд\ да дсу\ с^. При малых углах атаки, когда зависимости cvi(a) и т,(а) линейны, степень продольной статической устойчивости опреде- 260
ляется выражением (5.24): т'г= — слу\ XF,~X1 L с ХР* — xt me«^--p'L (5.29) Из этих выражений очевидно, что для обеспечения статиче- ской устойчивости центр тяжести должен находиться впереди фокуса летательного аппарата по углу атаки. Если центр тяжес- ти лежит позади фокуса, то летательный аппарат статически неустойчив. И, наконец, если центр тяжести совпадает с фоку- сом, то летательный аппарат нейтрален. Центровка, при которой летательный аппарат является нейт- ральным в отношении статической устойчивости, называется нейтральной и обозначается через хти. Из сказанного ясно, что понятия нейтральной центровки и координаты фокуса по а COB- S' падают: А.и (5.30) Пользуясь понятием фокуса, можно дать очень наглядное гео- метрическое толкование степени устойчивости. Как следует из выражения (5.29), степень продольной ст-атической у с т о й ч и_в о с т и туХ равна расстоянию между центром тяжести и фокусом, выраженному в долях характерного линейного размера. Формулой (5.29) удобно пользоваться для пересчета степени ' устойчивости на другую центровку. Пусть при центровке х/ ле- тательный аппарат имеет степень устойчивости К (т^)-=--^~Хт . (5.31) Вычитая из (5.29) ракенство (5.31), получим от^'-(отжУ1),= -Хт~Хт . (5.32) * L Зная степень устойчивости^"1)’ при центровке х/, по форму- > ле (5.32) легко найти при любых других значениях хт. Представляет интерес вопрос о влиянии угла отклонения ру- лей на степень устойчивости. Если зависимость т. (а, 6) линей- £ мая, то степень устойчивости не зависит от угла отклонения ру- блей, так как моментные кривые при всех значениях б пересека- >Ют ось абсцисс под одинаковым углом. 261
Однако в случае нелинейной зависимости т. от а (см. рис. 5.5) наклон моментных кривых в точках их пересечения с осью абсцисс получается различным при разных углах отклонения ру- лей. Это означает, что степень продольной статической устойчи- вости летательного аппарата в различных режимах прямолиней- ного установившегося полета будет неодинаковой. В некоторых случаях может оказаться, что летательный аппарат, статически устойчивый при полете на малых углах атаки, будет статически неустойчивым при полете на больших углах. Это заставляет ог- раничивать летный диапазон углов атаки сравнительно малыми значениями, при которых зависимость mt от а близка к ли- нейной. В процессе проектирования можно обеспечить желаемую сте- пень продольной статической устойчивости различными спосо- бами. Первый способ — это изменение внешних форм летательного аппарата. Например, сдвинув крылья назад, можно переместить фокус по а относительно центра тяжести (который при этом почти не смешается, так как вес крыльев невелик) и увеличить степень устойчивости. Такой же результат получается при увели- чении площади хвостового оперения. Наоборот, в схеме «утка» увеличение площади оперения приводит к смещению фокуса впе- ред и к уменьшению статической устойчивости. В некоторых слу- чаях в передней части корпуса специально устанавливают непод- вижные поверхности — дестабилизаторы, чтобы сместить фокус вперед. Второй способ заключается в изменении внутренней компо- новки летательного аппарата при неизменных внешних формах. Путем соответствующего расположения грузов внутри корпуса можно в некоторых пределах изменять центровку аппарата, а следовательно, и степень его статической устойчивости. В заключение отметим, что понятия фокуса и нейтральной центровки, являясь очень удобными, имеют в то же время огра- ниченную область применения. Они применимы только в том диапазоне углов атаки, где зависимость mz=f(cui) линейная. При больших углах атаки, когда линейность моментных харак- теристик нарушается, эти понятия теряют смысл. § 4. РАСЧЕТ КООРДИНАТЫ ФОКУСА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПО УГЛУ АТАКИ Составляющая нормальной силы летательного аппарата а создается корпусом, передними и задними несущими по- верхностями. Поэтому, наряду с понятием фокуса по а всего ап- парата, целесообразно ввести аналогичные понятия для его от- дельных частей. Например, фокус несущей поверхности по углу атаки — это точка приложения той доли нормальной силы несу- щей поверхности, которая пропорциональна углу атаки и т. д. 262
Обозначим координаты фокусов по а частей летательного ап- парата через (хга)ф, (xf.)i и (xf„ )п. Из очевидного равенства F )ЛХ-Хл«=^1ф(^л)ф4-(И)| (Х/»«)1-(-(И)11 (Х>«)|| следует, после сокращения на qS: ХЛ=—!—|(г;.5х,.)ф+(г;,54г»,.),+(<{,54лл)ч] • (3-33) I Таким образом, для определения фокуса всего аппарата не- обходимо найти фокусы его частей. 4.1. ФОКУС КОРПУСА В общем случае, когда корпус состоит из носовой, цилиндри- ческой и кормовой частей, производную с^ф целесообразно представить в виде суммы ^1/1ф = lnoc+пил “Г С 01 кори* Следовательно, координата фокуса корпуса определяется вы- I ражением (-Хг«)ф = —- + (6.34) е01ф Фокус комбинации носовой части с цилиндром можно найти по теории тонких удлиненных тел: (-Хр»)иос+пил = ^нос--------„"°С » (5.35) 5ф где 1ГП0С— объем носовой части тела. Это выражение дает удовлетворительную точность при малых числах Маха. Опыт показывает, однако, что при увеличении числа Маха фокус комбинации носовой части с цилиндром смещается назад, причем тем сильнее, чем больше удлинение цилиндра. Это можно объяснить тем, что при больших числах М цилиндрическая часть тоже создает некоторую нормальную силу, не учитываемую тео- рией. Смещение фокуса Ах^ в долях длины носовой части тела показано на эмпирическом графике рис. 5.7. С учетом формула (5.35) принимает вид (^?Л'а)>гас-|-|цнл == ^-нос-*** ~|~ ДХ/=-« (5.36) Оф 26.3
Координата фокуса кормовой части определяется теоретическим выражением , ч - Г К0(Ж — 1Гкорм ,Е о7 (^«)корм = ---------Z 7-------- ’ Р-’’7 — ° ли в котором и^корм — объем кормовой части тела. В § 1 гл. III отмечено, что при а=/=0 в кормовой части про- исходит отрыв потока. Вследствие этого картина распределения давления изменяется и формула (5.37) теряет силу. Учи- тывая, что нормальная сила кормовой части не- велика и ошибка в опре- делении (хра)корм не от- разится сильно на коор- динате общего фокуса корпуса, можно прибли- женно принять (Л<Г«)кОрМ ~ (5.38) т. е. считать, что фокус кормовой части располо- жен на середине ее длины. Если в носовой части корпуса расположен воздухозаборник, то формулы (5.34) и (5.35) остаются справедливыми, но в этом случае в величину с*1в0С+пжл следует включить и с‘1и (см. табл. 3.1). Необходимо отметить, что при сильном сужении кормовой части корпуса значение (хр«)ф иногда получается отрицатель- ным, т. е. фокус корпуса расположен впереди его носика. Это объясняется тем, что на кормовой части возникает отрицатель- ная подъемная сила. Хотя эта сила и очень мала, но вызванное ею смещение общего фокуса вперед может быть значительным. 4.2. ФОКУС ПЕРЕДНИХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ Представим коэффициент нормальной силы передней несу- щей поверхности, обусловленной углом атаки (с^цк = = в виДе суммы трех слагаемых: —коэффициента нормальной силы изолированных крыльев <>1на.кр®' — коэффициента дополнительной нормальной силы консолей,, вызванной влиянием корпуса, c*lHSKp a(fc«« —1); 264
<0 \ «г Xo,5-O; 6) \ * 4s"1; e> ’« Xo,5_2; ’> XK * 45“; 265 J
— коэффициента нормальной силы, индуцированной консо- лями на корпусе, rJi»s.itpa(K’«a— £„). Координаты точек приложения этих сил обозначим соответ- ственно через хр хлл и xFi$. Приравнивая сумму моментов сил моменту их равнодействую- щей, найдем координату фокуса передней несущей поверхности: — I ) Л«а) (5-39) Л«а 1 Положение фокуса изолированных крыльев целесообразно выразить через безразмерную величину хрвз-кр, представляющую собой координату фокуса, отсчитанную от начала САХ и выра- женную в долях САХ: *Лк».«;=*Л^+*А.Й>нзлр- (5-40> Здесь 6а.к —САХ консолей; Хд.к—координата начала САХ консолей. Рис. 5.9 Влияние параметра Хиус на по- ложение фокуса прямоугольных крыльев Величина хгиз.кр определяется по рис. 5.8 в зависимости от параметров подобия ЛКУ |М2—11, XKtgxo,5 и т]к- В основу рис. 5.8 положены результаты, полученные по линейной теории крыльев конечного размаха и скорректированные с помощью эксперимен- тальных данных. В околозвуковой области (>.«}' |М2—1| «0) графики имеют чисто эмпирический характер. Следует заметить, что согласно правилам подобия для око- лозвуковых течений существенное влияние на величину хкиэ.и» 3 /— оказывает параметр Хну с . Это можно проиллюстрировать рис. 5.9, где приведены результаты обработки испытаний серии 266
прямоугольных крыльев в аэродинамических трубах. Характер- но, что при больших значениях Хк У^ с в области М = 0,84Ч),9 имеют место резкие перемещения фокуса (кривая с = = 1,85), что, по-видимому, связано с интенсивным развитием волнового кризиса вначале на верхней, а затем на нижней по- верхности крыльев. Из-за недостатка экспериментальных данных выявить влия- ние параметра ).ку/~ё для других форм крыльев в плане труд- но. Кривые, представленные на рис. 5.8, соответствуют значениям = 0,5-н 0,8. Координата точки приложения дополнительной нормальной силы консолей приближенно определяется следующим спо- собом. По теории тонкого тела известно распределение нормаль- ной силы по размаху консоли (5.41) и по размаху аналогичного изолированного крыла (5-42) Здесь обозначено: - 2г - 2гк 2г — D z —----• z = —— =-----------: V- к /к 1-D Дополнительная погонная нагрузка, вызванная влиянием корпуса на консоль, равна разности А?к = ?к— ?изм>. (5.43) Зная зависимости Д<?н(г) и г?из.кр(гк), можно найти расстояние вдоль оси Oz между фокусом изолированного крыла и точкой приложения дополнительной нормальной силы консоли (точки А и В на рис. 5.10). Обозначим это расстояние через ft. Значения выраженные в долях размаха консоли /к/2, нанесены на рис. 5.11. Примем приближенно, что линия, соединяющая точки Л и В (см. рис. 5.10), наклонена к оси Oz под углом хо.5- При таком предположении искомая координата ^A=x/r„J.Kp-/itgXo.5- (5-44) Теперь рассмотрим величину хР(ф, т. е. координату точки при- ложения нормальной силы корпуса, индуцируемой консолями. 267
В гл. Ill было показано, что при М>1 зона влияния каждой! консоли заключена между винтовыми линиями Маха, выход«Я Щими из начала и конца ее бортовой хорды (см. рис. 3.14). пределение нормальной силы по длине корпуса характеризуется величиной погонной нагрузки qx и определяется фоомупям.. (3.27) и (3.28). И } М,‘ Рис. 5.10. Схема, поясняющая смысл величины fi Зная зависимость qx(x), можно найти точку приложения рав- нодействующей индуцированной нормальной силы: (fr6+ixn) | 4sXdx х„ф=х.+ ----<)---------------- ( qxdx о (5.45) где хе —координата начала бортовой хорды. _ Введем безразмерные величины х, Ьа и (см. выражение (3.25)]. После этого равенство (5.45) можно преобразовать к виду ) qxxdx ______ (5,46) Ь6 (*•/«) _ I № (*i ь6 • 268
ШЛИ, С учетом обозначения (3.26), | qxxdx хПф=х6 + 4- F(L„)-----2-----------. (5.47) Ьб f qxdx Ь Подставив сюда выражения погонной нагрузки (3.27) —(3.28) и выполнив интегрирование, получим хл/ф=х6+-^ F^F^LJ, (5.48) где F,(4.)=l------ сь6 +-12L_$(£jV27). (5.49) bbVc Величина F(£xb) подсчитывается по формуле (3.30), а величина с — по формуле (3.29). Точность формулы (5.48) можно несколько повысить, если во второе слагаемое вместо 5г,/2 подставить расстояние от начала бортовой хорды до фокуса бортового сечения консоли. Обработка некоторых расчетных данных показывает, что это расстояние приблизительно равно ^(^M3Kp + °.O2XKtgX0^)- С учетом этой поправки расчетная формула для определения при М>1 принимает вид XfiQ=x6-^-bbxF6F(£„) Fl(LM), (5.50) где ХЛв = Х^Нз.кр+О.°2Хк1&Хо,5- (5.51) В некоторых частных случаях выражения (5.49) и (5.50) уп- рощаются. Так, при достаточно длинной хвостовой части корпуса (^>0,7) F(LU)^]-, (5.52) b61 с 269
Если донный срез корпуса совпадает с концом бортовой хорды (Лжв = 0), то Л (Lх») =1----V (1 “ е"'*А (5.53) с!>Ь При дозвуковых и звуковых скоростях полета (М^1) сле- дует принимать Г(LXb) = Г1 (Lxb) = 1 и поэтому (5.54) 4.3. ФОКУС ЗАДНИХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ По аналогии с выражением (5.39) можно написать (*г.)п =-тг---к/’нз.к»+ (*«’- 1Мгл4ЧК«-М*г/ф]и- (5.55) *'««п Входящие сюда величины Хлп.кр, хгл и жг<ф определяются таким же способом, как и для передних несущих поверхностей. § 5. РАСЧЕТ КООРДИНАТ ФОКУСОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПО УГЛАМ ОТКЛОНЕНИЯ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ При отклонении передней несущей поверхности на некоторый угол 6i возникают две силы: — нормальная сила, создаваемая собственно передней по- верхностью и приложенная в ее фокусе по б; — нормальная сила, вызванная скосом потока и приложен- ная в фокусе по а задней несущей поверхности. Коэффициенты этих сил были определены в § 2 гл. III. Найдем фокус летательного аппарата по углу di, как точку приложения равнодействующей двух указанных сил: Xrtl~-----;- [(cJ1ii».k;>/Cw«5'^t)| (Xfj)l — с *• pl (С^1из.кр^С«а5^т)|15ср (х^«)п]. (5.56) Здесь (xPi )i — координата фокуса передней несущей поверхно- сти по углу б. Она определяется аналогично координате (xF«)i> т. е. по формуле (5.39), в которой коэффициенты интерференции Л\а и k„ следует заменить на Кьо и ka. Если учесть при этом, что согласно теории тонкого тела для случая «60» фокус консо- лей в присутствии корпуса примерно совладает с фокусом изо- лированных крыльев (хрд«хминр), то можно написать (xFj)t =—------крН-(^«О—^)ХЛ/ф]1- (5.57) /Ч01 270
При отклонении задней несущей поверхности па некоторый угол бц возникает только одна нормальная сила, создаваемая этой поверхностью. В данном случае фокус всего летательного аппарата по углу би совпадает с фокусом по бц собственно зад- ней поверхности, т. е. По аналогии с выражением (5.57) можно написать (-*w)n =~гг—И«&Х/г11э.,.р4'(^»о —^w)xr^,]n. (5.58) § 6. РАСЧЕТ КООРДИНАТ ЦЕНТРОВ ДАВЛЕНИЯ ЧАСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ БОЛЬШИХ УГЛАХ а и б 6.1. ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ КОРПУСА В гл. III было показано, что при *больших углах атаки нор- мальная сила тела вращения состоит из двух частей: приблизи- тельно линейной части, обусловленной безотрывным обтеканием, и нелинейной части, связанной с отрывом потока на подветрен- ной стороне тела. В соответствии с этим коэффициент нормаль- ной силы корпуса был выражен формулой (3.75): 57,ЗгнфХц sin a cos а 4--- sin2 а s ign а. т хи2 Первая часть нормальной силы приложена в фокусе корпу- са. Точка приложения второй, нелинейной части приблизительно совпадает с центром тяжести площади £*гюк (см. рис. 3.31), ко- ординату которой обозначим Хцпл.ф- К такому выводу легко прийти, предположив, что значения cxnn.q одинаковы во всех поперечных сечениях корпуса. Таким образом, координата центра давления корпуса опреде- ляется выражением 1 Z 57,зс£](|х«sin а cos ° (^’)ф+ ^~SLc’‘»«’Sin2uSiSnaX«n.1.l|> • Л/7* • (5.59) 6.2. ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ Рассмотрим общий случай, когда а¥=0 и б=/=0. Нормальная сила, создаваемая передней несущей поверх- ностью, определяется выражением (3.79): 271
(К \ —— c„cos8 — cxOsin 8) = *аа /| / К == 57.3 ( —— г;, sin аэфф. cos аэфф cos 8 К Л sin2assignаэ.|,фcos sin 5)ь (5.60) Приблизительно линейная часть этой силы (первое слагае- мое) приложена в фокусе передней несущей поверхности по углу <1эфф (хм). Будем считать, что нелинейная часть нормальной си- лы консоли (второе слагаемое) распределена равномерно по ее поверхности и, следовательно, приложена в центре тяжести пло- щади консоли (Хц.пл). Тогда, по-видимому, можно принять, что точка приложения всей нелинейной нормальной силы (с учетом индуцированной консолями на корпусе) смещена относительно Хл на величину (хц.Пл —Xfii:,hP) i, т. е. координата этой точки равна Xpl -|- (-Гц,|(л •^/?из,кр)1" Дополнительная нормальная сила—(c,osin6)i (третье слагае- мое) приложена на оси вращения (Xo.ni). Таким образом, координата центра давления передней несу- щей поверхности может быть выражена в виде 1 л,=7^—; I сп cos 8 \ -/ К. t <>1из.кр sin °>ФФ COS аэфф COS 8)1^ 1 + Sa К, А sin - р,фф s gn cos 8)1 (xF -}-хц.пл - xP — (cxOsin 8)1 x0„ ИЛИ — Сп cos 8 \ ^мя XdV= /К„ \ —A sin2aJM,sign аЭф.|> cos 8 (хц.ия— х -), \*««/I ---С„ COS 8 I — (сл0 sin 6)] /1 (C.l0Siri «ЬХц.щ \ —— c„ cos 8 ) — (сл к.. /1 (5.61) 272
В большинстве случаев в выражении (5.61) можно пренеб- речь величиной (Cxosind)i; тогда оно принимает более простой вид: Г Л sin-’assignа51>1, "Ь l^u-oл '•Лиа лр) Сп (5.62) Как уже было упомянуто, хи —это координата фокуса передней несущей поверхности ио углу Оэфф. Так как величины (*f«)i и (a'f«)i несколько отличаются друг от друга, то для подсчета х« можно воспользоваться выражением ХГ«)1 + ( *Qr,wB)l (х/ц)| Хр\--------------------------------------- (5.63) (Л’а/1 + Координата центра давления задней несущей поверхности х,ш, определяется таким же способом, как и координата х<ц. § 7. МОМЕНТ ТАНГАЖА, ВЫЗВАННЫЙ ВРАЩЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ВОКРУГ ОСИ Ozt Рассмотрим летательный аппарат, летящий со скоростью V и одновременно вращающийся вокруг своей поперечной оси с угловой скоростью о», (рис. 5.12). При вращении летательного аппарата каждая точка его по- верхности приобретает дополнительную скорость, направленную Рис. 5.12. Изменение направления скоростей различ- ных точек летательного аппарата при вращении его чокруг поперечной осн, проходящей через центр тя- жести перпендикулярно к радиусу-вектору г, соединяющему центр тяжести с этой точкой, и равную м.г. Вследствие этого углы встречи потока с отдельными элементами поверхности получают- ся отличными от углов встречи при чисто поступательном дви- жении. Изменение углов встречи приводит к появлению дополни- тельных аэродинамических сил, которые можно свести к равно- действующей Д/?(ш-), приложенной в центре тяжести, и моменту ДЛ1г((1/) относительно поперечной осн, проходящей через центр тяжести. 273
Величина А/?(<щ) очень мала н в расчетах подъемной силы ею обычно пренебрегают. Что же касается момента то он существенно влияет на динамические свойства летательного аппарата и поэтому заслуживает подробного рассмотрения. Очевидно, что при показанном на рис. 5.12 направлении вра- щения летательного аппарата дополнительные аэродинамические силы в его передней части будут направлены вниз, а в хвостовой части — вверх. При изменении направления угловой скорости на противоположное изменится соответствующим образом я на- правление действия дополнительных аэродинамических сил. И в том и в другом случаях момент сил будет направлен в сторону, обратную вращению летательного аппарата. Момент, обусловленный угловой скоростью вращения лета- тельного аппарата вокруг оси Ог, и всегда препятствующий вра- щению, называется демпфирующим моментом тангажа пли про- дольным демпфирующим моментом. При положительной угловой скорости <ог демпфирующий момент отрицателен, а при отрица- тельной угловой скорости положителен. Демпфирующий момент способствует затуханию колебаний, возникающих при отклонении летательного аппарата от положе- ния равновесия или при переходе от одного положения равно- весия к другому. Таким образом, демпфирующий момент яв- ляется важным фактором, улучшающим качество переходных процессов. Опыт показывает, что величина демпфирующего момента пропорциональна угловой скорости а.. Поэтому дМ, (w,)=(5.64) Выразим производную через безразмерный коэффициент момента mt и безразмерную угловую скорость <щ. Так как н Ю* L ' то m”*qSL , (5.65) где = — вращательная производная коэффициента момента. Величина этой производной в летном диапазоне углов атаки зависит, главным образом, от геометрических параметров лета- тельного аппарата, его центровки и числа М. Производная т всегда отрицательна, так как знаки демпфирующего момента и угловой скорости противоположны. Рассмотрим приближенные способы расчета продольного демпфирующего момента, представив его как сумму моментов, 274
создаваемых частями летательного аппарата: (5.66) Это выражение можно переписать в соответствии с равенством (5.65): tn“!qSL-^-=^qSL^ 4- / b \ / b \ )(+( <^S*a.k )ii- (5.67) сокращая на qSL-^-, получим V’ | *,)1 + (т^5^м VTt),|. (5.68) где обозначено ! Ь ь ~ ^Ф . Т Л.к! . Т А.к|1 Аф = —j~ . °А.к1 = . 0A.KU = ---------- • 7.1. ДЕМПФИРУЮЩИЙ МОМЕНТ КОРПУСА В гл. Ill было показано, что при малых углах атаки почти вся нормальная сила тела вращения сосредоточена в его носо- вой части. Пользуясь этим, можно пренебречь влиянием кормо- вой части тела на величину демпфирующего момента. Для заостренных тел вращения без кормового сужения линей- ная теория дает следующий результат (4]: т~'= -2 Г 1 - -£-+ j'1 , (5.69) * I £ф \ . ^-Ф J где лт— центровка летательного аппарата; Хцоб — координата центра тяжести объема тела вращения. Если с целью упрощения расчета принять, что корпус пред- ставляет собой сочетание конуса с цилиндром, то 9)2 _1® •Хц.об _ _Ф «'><: (5.70) * 4/ ф (Ц — "у ^нос j 7.2. ДЕМПФИРУЮЩИЙ МОМЕНТ ПЕРЕДНИХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ При теоретическом определении демпфирующего момента крыльев применяют так называемую <гипотезу искривления». Сущность ее состоит в следующем. Вращение крыльев вокруг 275
оси Ozi, проходящей через центр тяжести (рис. 5.13), приводит к тому, что в произвольной точке крыла с координатой х появ- ляется дополнительный угол атаки ди=-57,3^-(хт-л). (5.71) Вместо того чтобы рассматривать характеристики вращаю- щихся крылье®, можно представить себе эквивалентные не®ра- нскривления кающие о различных точках крыльев при вращении их вокруг поперечной осн щаюшиеся крылья, искривленные таким образом, что местные углы наклона поверхности к вектору скорости набегающего по- тока в точности определяются выражением (5.71). Такие экви- валентные крылья изображены на рис. 5.14, а, а их сечение — на рис. 5.14, б. Точнее говоря, на рнс. 5.13 и 5.14 показаны средин- ные поверхности крыльев, т. е. толщина профиля принята рав- ной нулю. Найдем уравнение, характеризующее форму срединной по- верхности искривленного крыла. Так как производная dyfdx в любой точке кривой равна тангенсу угла наклона касательной к этой кривой, то rfy _ Да rf.v *“ 57,3 (5.72) Выполнив интегрирование и приняв в качестве граничного усло- вия у = 0 при х=хт, получим ,V=y-^-(xT-x)’. (5.73) 276
Как видно из этого уравнения, поперечное сечение искривлен- ного крыла представляет собой дугу параболы, вершина кото- рой находится в точке с координатой х=хт. Принятие «гипотезы искривления» т. е. замена вращающихся плоских крыльев невращающнмися искривленными крыльями, позволяет применить для расчета момента демпфирования тан- гажа линейную теорию крыльев конечного размаха. При сверхзвуковых скоростях полета вращательная произ- водная ^^изолированных крыльев, отнесенная к с*1и».кр» может быть подсчитана по формуле —• Л’т ““ А.к где лт=-------------координата центра тяжести, измеренная от ^А.к начала САХ и выраженная в долях САХ (хА.к— координата на- чала САХ консоли). Величины I—— | и Bi определяются по рис. 5.15 и 5.16, пост- \ с и / роенным на основании теоретических данных. Величина представляет собой отношение вращательной производной к rji при jct=-j- , т. е. она определяет демпфирующий момент отно- сительно оси, проходящей через середину САХ. Для прямоуголь- ных крыльев В] =0. / гм‘И» \ I \ Найдя ------- , легко подсчитать и величину вращатель- \ /нэ.кр ной производной ... I \ л,1н».кр=1 j I Ср1из.кр- (5.75) \ Cyl /ИЗ.Кр г Значения СрЫз.кр определяются по рис. 3.5. Необходимо иметь в виду, что угловая скорость всюду выражается в рад/с, а угол атаки —в градусах. Графики, приведенные па рис. 5.15 и 5.16, относятся только к некоторым формам крыльев в плане, а именно — к прямоуголь- ным (т)к=1; х = 0) 11 крыльям с заостренными концами (г]к = <»). имеющим произвольный угол стреловидности. Для расчета демп- фирующего момента крыльев другой формы в плане можно за- менить эти крылья условными, близкими им по форме, для кото- рых применимы рис. 5.15 и 5.16. При этом надо стремиться к 277
тому, чтобы геометрические параметры bA.K, Axtgxo.s и SI( ус- ловных крыльев совпадали с аналогичными параметрами дей- ствительных крыльев.. Примерные значения производной при дозвуковых ско- ростях полета могут быть подсчитаны по формулам, приведен- ным в книге [22]. изводной изолированных крыльев прн хт=0,5 Для перехода от демпфирующего момента изолированных крыльев к демпфирующему моменту передней несущей поверх- Рис. 5.16. График для определения коэф- фициента Bi для крыльев с заостренны- ми концами 278
пости (с учетом интерференции с корпусом) примем во внимание, что величина т'г* какой-либо части летательного аппарата про- порциональна производной коэффициента нормальной силы этой части по углу атаки. Поэтому можно написать приближен- ное соотношение из которого следует (5.76) Если передняя несущая поверхность удалена от центра тя- жести летательного аппарата (например, оперение в схеме «ут- ка»), в выражении (5.74) решающую роль играет последнее слагаемое. В этом случае 57,3 [с;1иэ.кГ(лгт- у У ](- (577) 7.3. ДЕМПФИРУЮЩИЙ МОМЕНТ ЗАДНИХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ При расчете (м"')п следует пользоваться формулами (5.74) — (5.77), в которых индекс I заменяется на индекс II. Кро- ме того, необходимо учесть дополнительный эффект, связанный со скосом потока. В самом деле, при вращении летательного аппарата вокруг оси Oz, угол атаки передней несущей поверхности изменяется на величину да, = - 57,3 (х, -хв,пл1). (5.78) Приращение угла атаки сопровождается соответствующим при- ращением среднего угла скоса потока Лгср=6?РДа- <5-79) Нормальная сила задней несущей поверхности также изменяет- ся на величину ДК,(«):--(5.80) что приводит к появлению дополнительного момента ДЛ4, (•)=(«) (хт — Х/,п). (5.81) 279
После необходимых преобразований получим = - 57,3(с;1из.кр. f (5.82) ®А.к11 ®А.к11 где Хц.пл I — координата центра тяжести площади передних кон- солей (середины САХ консолей). Таким образом, общая величина вращательной производной, создаваемой задней несущей поверхностью, будет <1 = ("»Хр^«)п + (•) • (5.83) 7.4. ВНУТРЕННИЙ МОМЕНТ КОРИОЛИСОВЫХ СИЛ Если внутри вращающегося летательного аппарата движутся потоки жидкости или газа (рис. 5.17), то возникает момент ко- риолисовых сил, пропорциональный угловой скорости вращения Рис. 5.17. К определению момента кориолисовых сил Для определения этого момента рассмотрим один из внут- ренних потоков. Выделим элемент потока, движущийся от цент- ра тяжести, длиной dx и с площадью поперечного сечения Sn. Пусть проекция средней скорости в этом поперечном сечении на ось Oxi равна wx, а средняя плотность элемента равна р. Если летательный аппарат вращается с угловой скоростью сог, то ко- риолисово ускорение рассматриваемого элемента будет равно 2<i)zWx и направлено в сторону вращения. При этом элементар- ный момент кориолисовой силы будет направлен в сторону, противоположную вращению. Так как масса элемента равна pSndx, то элементарный момент кориолисовой силы будет ^2ко₽=(^т—х) pSIIdx2a),wjr=2a)tmcei[(xI—x)rfx, (5.84) где mce,(=pSnK’.t — секундный массовый расход жидкости или газа в данном сечении. Рассматривая элемент потока, движущийся к центру тяже- сти (х<хт), приходим к выводу, что направление элементарного момента кориолисовой силы совпадает с направлением вращения летательного аппарата. 280
Таким образом, поток, движущийся к центру тяжести, созда- ет момент, способствующий вращению летательного аппарата, а поток, движущийся от центра тяжести, создает демпфирующий, момент. Общая величина момента определяется суммированием ин- тегралов выражения (5.84) по всем потокам жидкости и газа: Af. -=Л!п» (5.85) где mctK[^-x)dx. (5.86) о При полете летательного аппарата в плотных слоях атмосфе- ры внутренний момент кориолисовых сил обычно мал по сравне- нию с демпфирующим моментом от аэродинамических сил. Поэ- тому, при исследовании полета в плотных слоях атмосферы мо- ментом кориолисовых сил можно пренебречь. Однако этот мо- мент приобретает самостоятельное значение при полете ракеты в разреженных слоях атмосферы или за ее пределами. § 8. ПРОДОЛЬНАЯ БАЛАНСИРОВКА В УСТАНОВИВШИХСЯ РЕЖИМАХ ПОЛЕТА Назовем установившимся движением такое движение лета- тельного аппарата, при котором кинематические параметры движения (скорость полета, углы атаки, скольжения и крена, а также угловые скорости <лх, и ы2) остаются неизменными с те- чением времени. Вообще говоря, строго установившегося движе- ния у летательного аппарата не бывает, так как даже при пря- молинейном горизонтальном полете с постоянной скоростью вследствие изменения веса летательного аппарата из-за выгора- ния топлива изменяется его угол атаки. Поэтому при строгой постановке задачи можно говорить об установившемся движении только по отношению к одному или нескольким параметрам, на- пример, о полете с постоянной скоростью, о полете с постоянным углом атаки и т. п. Однако, если ограничиться рассмотрением движения лета- тельного аппарата за небольшой отрезок времени, то можно пре- небречь такими факторами, как изменение веса аппарата и из- менение плотности воздуха в связи с изменением высоты. При этих условиях можно выделить определенный класс движений, близких к установившимся: прямолинейный равномерный полет по горизонтальной, наклонной или вертикальной траектории; ус- тановившийся вираж, т. е. равномерный полет по дуге окружно- сти, лежащей в горизонтальной плоскости; установившаяся спи- раль, т. е. равномерный полет по винтовой линии с набором или потерей высоты. К этому классу движений можно также отнести 281.
равномерный полет по любой криволинейной траектории с постоянным радиусом кривизны, т. е. с постоянной угловой ско- ростью, если дополнительно пренебречь изменением проекций силы веса на скоростные оси координат. Такое допущение оправ- дывается в тех случаях, когда в пределах рассматриваемого от- резка времени угол наклона траектории изменяется незначи- тельно. Определенное сочетание значений параметров V, а, шг и т. д. характеризует режим установившегося полета. Каждому режиму полета соответствуют определенные положения огранов управ- ления. При установившемся полете угловые скорости вращения ле- тательного аппарата ых, a>v, <лг постоянны, т. е. угловые ускоре- ния равны нулю. Отсюда следует, что при установившемся поле- те существует равновесие моментов относительно осей Охь Оу\ и Oz\, проходящих через центр тяжести, или, иначе говоря, ле- тательный аппарат находится в положении балансировки. Рассмотрим условия продольной балансировки летательного аппарата. Пользуясь равенством (5.5) и принимая во внимание, что при установившемся полете а = 0 и 6 = 0, запишем это условие в сле- дующем виде: ' ш“а4-т’64-т“^шг=0. (5.87) Отсюда легко найти угол отклонения рулей, необходимый для балансировки летательного аппаратами заданном режиме поле^ та (характеризуемом значениями а и оъ): 86„=------L- (щг0 т;а -|- т>2). (5.88) Ш 2 Большинство крылатых летательных аппаратов обладает зна- чительной степенью продольной статической устойчивости. В этом случае, как показывают числовые расчеты, роль' последнего члена в выражении (5.88) невелика и можно ограничиться бо- лее простым выражением: 8г>ал~----«:<*)• (5-89) т* Это приближенное равенство становится точным в случае прямо- линейного установившегося полета летательного аппарата. Если летательный аппарат симметричен относительно плос- кости x\Oz\, то гп-.о-О и выражение (5.89) еще более упрощается: —4е- <5-90) 282
Отсюда или (5.91) (5.92) Подъемная сила при условии балансировки. Если углы а и 6 невелики, то коэффициент подъемной силы летательного аппара- та выражается равенством + (5-93) (здесь предполагается, что в качестве органов управления ис- пользуется только одна несущая поверхность — передняя или задняя). При расчете траекторий движения летательного аппарата обычно полагают, что углы и и б однозначно связаны между со- бой условием продольной балансировки. Это допущение позво- ляет значительно упростить расчет, почти не снижая его точ- ности; В случае продольной балансировки (5.94) причем балансировочный угол отклонения рулей определяется одним из выражений (5.88), (5.89) или (5.90). Как видно, для определения с„бал необходимо знать коэф- фициенты та, т', и т"г. Между тем, расчет траекторий зачастую выполняется на одном из начальных этапов проектиро- вания, когда моментные характеристики летательного аппарата еще неизвестны. Поэтому желательно иметь хотя бы грубые, прн- кидочные способы расчета сусал, не требующие предварительного определения моментных характеристик. Пользуясь тем, что значения сио обычно равны нулю или ма- лы, на основании равенства (5.94) можно написать = С6"95) Ориентировочные значения отношения (б/а)бал указаны в табл. 5.1. В некоторых случаях можно еще более упростить расчет Србял. Так, например, без большой ошибки можно принимать ^бМ=^;ма. (5.96) где kw0,92 — для летательного аппарата обычной схемы; £«1,03 — для схемы «утка»; k«0,85 — для схемы «бесхвостка». 283
§ 9. ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ МОМЕНТЫ ТАНГАЖА ПРИ ^УСТАНОВИВШЕМСЯ ДВИЖЕНИИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Методы расчета подъемной силы, лобового сопротивления и момента тангажа, рассмотренные в гл. Ill, IV и в § 1—8 насто- ящей главы, строго говоря, справедливы только для частного случая — установившегося движения летательного аппарата. В общем же случае полет Таблица 5.1 летательного аппарата пред- Ориентнровочные значения отношения <Ь/а)вал Для летательных аппаратов различных азродинамнческих схем Схема летательного аппарата (-) \ « '6»л Обычная .Утка* .Бесхвостка* .... С поворотными крыль- ями -(1-Ы.5) 0,8 + 1,2 -(1,2ч-2) 4-J- 10 ставляет собой неустановив- шееся движение, при котором кинематические параметры движения, а следовательно, и величины аэродинамических сил и моментов являются функ- циями времени. При этом надо иметь в виду, что характер об- текания частей летательного аппарата иеустановнвшимся потоком может отличаться от характера обтекания их ста- ционарным, установившимся потоком. Различие же в условиях обтекания вызывает различие и в аэродинамиечских силах и мо- ментах. При быстром изменении кинематических параметров эти различия могут быть весьма существенными. Например, быстро колеблющиеся в вертикальной плоскости крылья могут создавать силу тяги, тогда как в стационарных условиях те же крылья соз- дают силу лобового сопротивления. Таким образом, при неустановившемся движении летательно- го аппарата коэффициенты аэродинамических сил и моментов зависят не только от значений а, б, М и других параметров в данный момент времени, но и от характера их изменения во вре- мени. Определение аэродинамических сил и моментов в неустано- вившемся движении при строгой постановке задачи является весьма сложным делом, поэтому приходится вводить упрощаю- щие гипотезы. Обычно при полете летательного аппарата кине- матические параметры движения изменяются сравнительно мед- ленно. В этих случаях нестационарность потока слабо влияет на характер обтекания, и, следовательно, можно принять в первом приближении, что силы и моменты, действующие на летательный аппарат в неустановившемся полете, определяются кинематическими пара- метрами движения в данный момент времени. Сформулированное положение носит название гипотезы ста- ционарности. Основываясь на этой гипотезе, можно распростра- 284
нить результаты, полученные в гл. Ill и IV, а также в § 1—8 настоящей главы, не только на установившееся, но и на неусгано- внвшееся движение летательного аппарата. В частности, соглас- но гипотезе стационарности коэффициент момента тангажа при неустановившемся полете зависит от значений а, б, w2 и М в дан- ный момент времени. Применение гипотезы стационарности чрезвычайно упрощает анализ. Как правило, величины аэродинамических сил и момен- тов, найденные с помощью этой гипотезы, близки к действитель- ным. Однако можно указать некоторые практические важные слу- чаи, когда гипотеза стационарности неприменима. Эти случаи характеризуются явлением запаздывания скоса потока. ' Пусть летательный аппарат обычной схемы совершает полет с некоторой скоростью V и с изменяющимся по времени углом атаки. В соответствии с изменением угла атаки изменяется и скос потока за передними несущими поверхностями. Однако поток, отклоненный ими, достигает задних поверхностей не мгновенно, а через некоторый промежуток времени, зависящий от расстоя- ния между передними и задними поверхностями и от скорости потока: A/- . (5.97) Поэтому можно считать, что угол скоса потока в области зад- ней поверхности в некоторый момент времени t при неустановив- шемся полете такой же, как угол скоса потока при установив- шемся полете, но при другом угле атаки, а именно — при угле атаки, соответствующем моменту времени д/. Угол атаки в момент времени t\ отличается от угла атаки в момент времени t на величину да =—57,3Д/=— 57,3а .. (5.98) di Множитель 57,3 введен в связи с тем, что производную da/dt = a но аналогии с угловой скоростью принято выражать в рад/с, в то время как угол атаки выражается в градусах. Из- менение угла скоса потока при неустановившемся движении по сравнению с углом скоса потока при установившемся движении равно де=я'рда. Таким образом, при полете с переменным углом атаки имеет место запаздывание скоса потока. Это запаздывание приводит к 285
(5.101) появлению дополнительной нормальной силы ДИ п= — (r “! и дополнительного момента тангажа ДЛ4Ж=ДК ш (Xfeii — лт). Коэффициент дополнительного .момента тангажа ДП1Ж=——— = — 57 ,3 (г'1/1нэ/кр/С««5 | ArT)ii£q>a X */"»[! xi хц,ил11 xa.n.il X L L ‘ где a=-^-. Взяв производную коэффициента момента по а, найдем mi =-^7-= -57,3(с“у1из.кРК„5 оа х . (5.!02) Как видно из полученного выражения, производная т* всег- да отрицательна. Это значит, что дополнительный момент от за- паздывания скоса потока всегда препятствует изменению угла атаки: Явление запаздывания скоса потока возникает не только при изменении угла атаки, но и при изменении угла бь Величина за- паздывания определяется формулой (5.97). Рассуждая далее так же, как и раньше, приходим к выводу, что при полете с изме- няющимся во времени углом отклонения передних несущих по- верхностей появляется дополнительный момент тянгажа. Коэф- фициент этого момента д/пж = /лж,8|, (5.103) где т\\ = mj = • (5.104) Еср \ /I Подводя итоги, можно сделать вывод, что момент тангажа при неустановившемся движении летательного аппарата склады- вается из момента, найденного на основе гипотезы стационарно- сти при мгновенных значениях параметров а, 6, w., М, и из до- полнительных моментов, зависящих от а и б и объясняемых за- паздыванием скоса потока. (5.99) (5.100» 286
§ 10. МОМЕНТ РЫСКАНИЯ 10.1. ОБЩЕЕ ВЫРАЖЕНИЕ МОМЕНТА РЫСКАНИЯ Существует полная аналогия между моментом рыскания Мч, 1. е. моментом относительно связанной оси Оух, и моментом тан- гажа. Момент тангажа вызывается в основном подъемными сила- ми, а момент рыскания — боковыми силами, действующими на различные части летательного аппарата — корпус, крылья, опе- рение и т. д. В гл. III отмечалось, что физическая картина воз- никновения подъемных и боковых сил одинакова и что для рас- чета боковой силы следует пользоваться выражениями подъемной силы, написанными применительно к летательному аппарату, условно повернутому вокруг продольной оси на 90°. Применяя такой же прием и для расчета моментов рыскания, можно написать (5-105) где (Al-)so’ — момент тангажа условного летательного аппарата, полученного путем поворота данного летательного аппарата на 90° вокруг скоростной оси Ох в сторону правого крыла. В § 1 настоящей главы были перечислены параметры, от ко- торых зависит момент тангажа (а, 6, ы2, а, б и др.). Очевидно, что момент рыскания зависит от аналогичных параметров: угла скольжения р, угла отклонения органов управления рысканием (например, рулей направления) б, от производных этих углов по времени р и б, от угловой скорости (оу и т. д. Однако степень влияния отдельных параметров на моменты тангажа и рыскания может быть различной. Летательные аппараты не всегда симметричны относительно плоскости X\Oz\. Симметрия может нарушаться установкой крыльев и стабилизаторов под некоторым углом к оси корпуса, односторонним расположением вертикального оперения и т. п. Отсутствие симметрии приводит к возникновению момента танга- жа Мго. В то же время все летательные аппараты практически симметричны относительно плоскости х\Оу}, вследствие чего мо- мент рыскания Alwo равен нулю. Далее, мы пренебрегли влиянием вращения вокруг продоль- ной оси на момент тангажа (см. § 1). Аналогичное допущение в отношении момента рыскания является уже неприемлемым в тех случаях, когда вертикальное оперение расположено несиммет- рично. Действительно, при вращении летательного аппарата вок- руг оси Oxi вертикальное оперение, находящееся, например, над корпусом, будет создавать боковую силу, а следовательно, и мо- мент относительно оси Оуь Отклонение элеронов также вызывает некоторый момент рыс- кания. Это объясняется тем, что при отклонении элеронов возни- 287
кают дополнительные тангенциальные силы на левом и правом крыльях, которые, вообще говоря, неодинаковы, особенно при больших углах атаки, и поэтому их момент относительно оси Oyt не равен нулю. Заметим, что отклонение элеронов на вертикаль- ной паре крыльев при наличии угла скольжения вызовет анало- гичный момент тангажа. У современных летательных аппаратов- моменты рыскания и тангажа, вызываемые отклонением элеро- нов, очень малы и ими обычно пренебрегают. Таким образом, при заданных скорости и высоте полета мо- мент рыскания летательного аппарата зависит от параметров [3, б, го* (ov, р и б. При небольших значениях перечисленных пара- метров эти зависимости близки к линейным, благодаря чему можно написать следующее общее выражение момента: = М -J- Лф + ЛРЗ + Лф. (5.106) Введем безразмерные величины: а) коэффициент момента б) безразмерные угловые скорости — Шг1 — <Ли[ х 2V у 2V в) безразмерные производные 2V 2V Подставив эти величины в (5.106), получим общее выражение коэффициента момента рыскания ти = "«’₽ + +«7** + mfy + т/и‘ £ fo. 107) где т’ и т* —статические производные; т'"*, т‘ —вращательные производные. Величина всех этих производных зависит в основном от внеш- них форм летательного аппарата и числа М. Переход от безразмерных коэффициентов к размерным про- изводным, входящим в выражение (5.106), осуществляется па следующим формулам: а) для статических производных М%=т^31; 288
б) для вращательных производных ^=т!’Л-йг н т. д. Рассмотрим особенности расчета каждой из производных, входящих в выражение (5.107) 10.1. СТАТИЧЕСКИЕ ПРОИЗВОДНЫЕ т9у и т* По аналогии с понятием продольной статической устойчиво- сти введем понятие статической устойчивости пути. Наличие или отсутствие устойчивости пути определяется знаком момента, воз- никающего при скольжении летательного аппарата. Если момент Л4и, появившийся в результате скольжения, при положительном значении угла р отрицательный, т. е. направлен в сторону уменьшения р (восстанавливающий момент), то лета- тельный аппарат обладает статической устойчивостью пути. Если же при положительном р момент также положителен, т. е. действует в сторону увеличения р (опрокидывающий момент), имеет место статическая неустойчивость пути. Степень устойчивости пути характеризуется статической про- изводной mfu. При m у <0 летательный аппарат статически ус- тойчив, при т®>0 неустойчив, а прил;£=0 нейтрален в отно- шении устойчивости пути. Термин «устойчивость пути» является весьма условным. В са- мом деле, речь идет не о выдерживании заданного направления полета, а об устранении угла скольжения. Летательный аппарат, обладающий устойчивостью пути, при действии различных воз- мущений, приводящих к изменению направления полета, не воз- вратится к прежнему направлению, а лишь повернется носом в сторону нового вектора скорости. С этой точки зрения более удачен термин «флюгерная устойчивость, который, однако, нс получил широкого распространения. В § 3 при рассмотрении продольной статической устойчиво- сти было введено понятие фокуса летательного аппарата по углу атаки, как точки приложения нормальной силы, обусловленной углом атаки. По аналогии с этим можно ввести понятие о фокусе по углу скольжения, т. с. точке приложения боковой силы, обусловлен- ной углом скольжения (Z^p). Координату фокуса по р будем обозначать через Хгз. Пользуясь понятием фокуса по углу скольжения, можно вы- разить степень статической устойчивости пути в следующем виде: , (5.108) 10 -3422 289
или е х’ ХГЗ ----Н" • (5.109) Таким образом, наличие или отсутствие статической устойчи- вости пути зависит от взаимного положения центра тяжести и фокуса летательного аппарата по углу р. Заметим, что в силу принятого правила знаков производная т/* статически устойчи- вого летательного аппарата положительна. Для расчета величины т9и можно воспользоваться выраже- ниями т‘, приведенными в § 3 настоящей главы. Так как ко- эффициент момента рыскания относят к размаху крыльев, а ко- эффициент момента тангажа к характерной длине L, то m₽ = y(m:)90’ . (5.110) Производная (т']ю подсчитывается так, как указано в § 2, причем все величины в расчетных формулах берутся для услов- ного летательного аппарата, полученного путем поворота задан- ного летательного аппарата на 90° вокруг продольной оси. Аналогичным способом подсчитывается и статическая произ- водная ту, характеризующая эффективность органов управле- ния рысканием: т1=т (5Л||) ЮЛ. ВРАЩАТЕЛЬНЫЕ ПРОИЗВОДНЫЕ , т* Момент рыскания, вызываемый вращением летательного ап- парата вокруг оси Ot/i, всегда направлен в сторону, обратную вращению, и поэтому получил название демпфирующего момен- та рыскания. Поскольку этот момент аналогичен демпфирующе- му моменту тангажа, то . л;.-(м;.)м.. (5.Н2) При переходе к безразмерным коэффициентам необходимо пом нить, что lAyl После несложных преобразований выражения (5.112) получим "?=2(тУ «)»•• (5-НЗ) 29(>
Рассуждая точно таким же образом в отношении вращатель- 3 * 11ЫХ производных ТПу И ГПу , приходим к выводу, что Ч=2(т)’(т!)» • <6115> Вращательные производные т? и т* всегда отрица- тельны. 10.4. ВРАЩАТЕЛЬНАЯ ПРОИЗВОДНАЯ т“л Момент Afw, зависящий от угловой скорости d)x, иногда назы- вают спиральным моментом рыскания, так как под действием этого момента летательный аппарат, летящий с некоторой ско- ростью V и вращающийся вокруг оси Ох\, получает вращение также и вокруг оси Oyi. При / некоторых условиях такое движение летательного ап- парата напоминает движе- ние по спирали. Спиральный момент рыс- кания создается крыльями и оперением. Вращение летательного аппарата вокруг оси Ох\ приводит к тому, что каж- дое сечение крыла получает дополнительные вертикаль- ные скорости (рис. 5.18). При положительном значе- нии wx эти скорости направ- лены вниз на правом крыле и вверх на левом крыле. Следовательно, угол атаки Рис. 5.18. Дополнительные скоро- сти и дополнительные танген- циальные силы прн воащении крыльев вокруг оси правого крыла возрастает, а угол атаки левого крыла уменьшается. Приращения углов атаки приводят не только к появлению момента крена, но и момента рыскания, т. е. момента тангенци- альных сил. Разница в тангенциальных силах левого и правого крыла зависит, главным образом, от изменения подсасывающих сил на передних кромках этих крыльев. Ранее было выявлено, что подсасывающая сила изменяется пропорционально квадрату угла атаки. Поэтому на правом (опускающемся) крыле подсасы- вающая сила возрастает, а на левом уменьшается, в результате чего на летательный аппарат действует положительный момент рыскания. 10* 291
Можно показать (см., например [22]), что этот момент про- порционален углу атаки или коэффициенту подъемной силы. Следует отметить, что если горизонтальные крылья создают спиральный момент рыскания, то вертикальные крылья — анало- гичный спиральный момент тангажа (Их(шя). При сверхзвуковой передней кромке спиральный момент рыскания, создаваемый крыльями, равен нулю, так как подсасы- вающие силы отсутствуют. Но даже и при дозвуковой передней кромке этот момент очень мал по сравнению с другими состав- ляющими момента рыскания. При больших углах атаки спираль- Рис. 5.19. К определению спирального момен- та рыскания вертикального оперения ный момент крыла мог бы достигнуть заметной величины, если бы подсасывающая сила была равна ее теоретическому значе- нию. Однако, как было показано в гл. IV, действительная вели- чина подсасывающей силы при больших углах атаки составляет лишь незначительную долю теоретической величины, особенно при заостренной передней кромке крыльев. По этой причине тео- ретические способы определения спирального момента рыскания крыльев являются ненадежными. Достоверные значения могут быть получены только экспериментально. В большинстве практических случаев влиянием крыльев на спиральный момент рыскания можно пренебречь. То же самое можно сказать и о влиянии горизонтального оперения. Что касается вертикального оперения, то очевидно, что при симметричном расположении его относительно корпуса спираль- ный момент рыскания равен нулю; в случае же несимметричного Расположения оперение может создавать значительный момент. >1я определения этого момента воспользуемся следующим уп-> 292
рошенным способом. При вращении летательного аппарата вок- руг оси Oxi в различных сечениях вертикального оперения (рис. 5.19) возникают дополнительные углы скольжения Д₽—57,3-^-у, (5.116) где у — расстояние от оси корпуса до выбранного сечения. Вместо того чтобы рассматривать оперение с переменным по размаху углом скольжения, примем приближенно, что угол скольжения постоянен и равен углу скольжения в центре тяжести площади оперения, находящемся на расстоянии уй.о от оси Oxj <^57,3-^-У..- (5.117) Тогда на вертикальное оперение будет действовать боковая сила Д2 = c'j изв.о Л?ср. (5.118) Эта сила приложена на расстоянии (xf0B.o—*т) от оси Оу\ и соз- дает момент рыскания ДЛ/, = Д2(л>р,.в—хт). (5.119) Перейдя к коэффициенту момента_и взяв его производную по безразмерной угловой скорости крена <йж, найдем ~57 ^мл.0(К^кт\; (5.120) Входящие сюда величины cJim.b.o и (/(««) в.о определяются в со- ответствии с указаниями, данными в § 5 гл. Ill, т. е. точно таким же способом, как если бы оперение имело две консоли, располо- женные симметрично относительно корпуса. 10.5. БОКОВАЯ БАЛАНСИРОВКА ПРИ ПОЛЕТЕ БЕЗ КРЕНА Рассмотрим установившееся криволинейное движение лета- тельного аппарата в плоскости хОг при угле крена, равном ну- лю. Такое движение может возникнуть при боковом маневре ле- тательного аппарата, стабилизированного по крену с помощью автопилота. Условием установившегося движения является равенство ну- лю коэффициента момента рыскания: m'^u>v=0. (5.121) Отсюда можно найти угол отклонения рулей, необходимый для балансировки летательного аппарата на данном режиме полета, 293
характеризуемом углом скольжения 0 и угловой скоростью wv: 1 --------------------------1— (п$+т"и\>у). (5.122) 1 ти В большинстве случаев летательные аппараты обладают зна- I чительной степенью статической устойчивости пути, и тогда роль I второго слагаемого в скобках оказывается весьма малой. Пре- 1 небрегая им, получим 8^=-------М. (5.123) ту Это приближенное равенство становится точным в случае пря- молинейного установившегося полета со скольжением.
ГЛАВА VI МОМЕНТ КРЕНА Момент относительно продольной осн летательного аппарата ОХ], или момент крена, возникает при несимметричном обтека- нии аппарата набегающим потоком воздуха. Симметрия обтека- ния может нарушиться при полете со скольжением, при отклоне- нии тех или иных органов управления, при вращении летатель- ного аппарата вокруг осей Oxt, Оу\ и Ozi. Наконец, к нарушению симметрии приводят производственные ошибки, например, раз- личие в углах установки левого и правого крыльев, левого и пра- вого стабилизаторов и т. д. Как и при анализе других аэродинамических сил и моментов, в дальнейшем будем чаще рассматривать не абсолютную величи- ну момента Мя*. а безразмерный коэффициент момента /п..=—— . ж qSl Этот коэффициент зависит от многих факторов., к числу кото- рых относятся геометрические формы летательного аппарата, кинематические параметры его движения и число М. Ниже будет показано, что для данного летательного аппарата, при заданном числе М (6.1) тх = Ла> 8«’ 8И’ 8»’ Ши< Изучение зависимости коэффициента момента крена от раз- личных факторов, а также изложение приближенных методов его расчета и составляет предмет данной главы. По аналогии с гл. V, сначала рассмотрим величину момента при й)х=ко1/ = о)х = = 0, а затем— дополнительные моменты крена, вызванные вра- щением летательного аппарата. * Для упрощения записи будем опускать индекс </» в обозначении мо- мента относительно оси Ох>. 295
§ 1. МОМЕНТ КРЕНА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ САМОЛЕТНОЙ СХЕМЫ 1 1.1. ВЛИЯНИЕ СТРЕЛОВИДНОСТИ И ФОРМЫ КОНЦОВ КРЫЛЬЕВ НА МОМЕНТ КРЕНА Представим себе плоские изолированные крылья, угол стре- ловидности которых по линии, соединяющей середины хорд, ра- вен xo.s- Если воздушный поток набегает на них под некоторым Рис. 6.1. Изменение парамет- ров правого крыла при полете со скольжением. Пунктиром показано зеркальное отобра- жение правого крыла относи- тельно плоскости хОу углом скольжения р (рис. 6.1), то условия обтекания правого и левого крыльев получаются неодинаковыми, что приводит к возникновению момента крена. Приближенный способ оп- ределения этого момента мо- жет быть получен на основе следующих соображений. Ввиду того, что плоскость симметрии крыльев XiOyi по- вернута на угол р по отноше- нию к направлению набегаю- щего потока, фактические уг- лы стреловидности, а также удлинения правого и левого крыльев будут различными. В гл. III было показано, что подъемная сила крыльев зави- сит от Хк и /о,5- Следовательно, при скольжении левое и пра- вое крылья будут создавать неодинаковую подъемную силу. Рассмотрим этот вопрос более подробно. Если угол скольже- ния равен р (см. рис. 6.1), то фактический угол стреловидности правого крыла будет (6.2) Считая угол р малым и выражая его в радианах, получим ' (6-3) Удлинение правого крыла также изменится по сравнению с удлинением нескользящего крыла. Нетрудно вывести следующее выражение для определения удлинения ХПрав условных крыльев, показанных штрих-пунктиром на рис. 6.1: Ч-—(«•») О 296
Отсюда ДХ=Хв;м-ХК=ХК [(1 -Н tg хм)»-1 ] ~ tgхм. (6.5) Найдем приращение параметров X^y^Af2—1] и XKtgxo,5. от которых, как известно из гл. Ill, зависит отношение c*t /Хи: Д (X, у' | М2- 1 | ) = ДХ /| М2- 11 tg хо.5 /| М2 — 11 ; (6.6) A(XKtgXM)“Xnpl,tgxIIpa.—XKtgXM~?X«(tg»XM— I)- (6-7) Изменение этих параметров приводит к соответствующему изменению величины c*jXK'. д(хкУ I M2-l I ) д(хк/|М2-11 )4- д (Хк <g Хм) Д(Х,< tg Z«s)=^k tg хм д().ку' I М2-11 ) X2/|M2- 1| & (X« tg хм) 1 tg2X0,5 1 . (6.8) Определим приращение производной cjp дс*и = д (i xj=Д ( Yx.+( дх. (6.9) \ Хк / \ XK / \ 'к / Пользуясь соотношениями (6.5), (6.8) и выразив угол р в гра- дусах, найдем Дс»1 = Хк tg Х0.5 ( О/»О \ Ах 1____ tg2 Х0,5 где Хк *g Хе,5 1 М2-L | ) ’ (6.И) э(-^ д (Хк 'g У.о,з) (6-12) 297
Частные производные д(хк V | М2— 1 | ) можно определить графически по рис, 3.5, если предположить, что подъемная сила правого скользящего крыла равна половине подъемной силы условных нескользящих крыльев с геометриче- скими параметрами Хправ и Лправ- Найденные таким образом зависимости *!=/(*«/|М’-1| ; ЧШхм) *,=/(4VIМ’-1|; MgXoJ представлены на рис. 6.2 и 6.3. 298
Картина, подобная рассмотренной, возникает и при обтекании со скольжением комбинации крылья — корпус. В этом случае приращение производной cjji на правой консоли определяется формулой ДС^1 = (6.13) Считая, что такое же приращение (но с обратным знаком) будет иметь место и на левой консоли, легко найти момент крена Mx=-^ylaqSKzd, (6.14) где га — координата точки приложения приращения подъемной силы правой консоли: ~D (6-15) Через f обозначено расстояние от бортового сечения до центра давления консоли, выраженное в долях её размаха. Величина f зависит от распределения подъемной силы по размаху консолей и для изолированных крыльев определяется по графику (рис. 6.4), построенному в дозвуковой области по теории несу- щей поверхности, а в сверхзвуковой области — по линейной тео- рии крыльев конечного размаха. Этим же графиком можно в пер- вом приближении пользоваться и для комбинации крылья — корпус. Как видно из (6.14) и (6.10), момент крена стреловидных крыльев пропорционален углу атаки и углу, скольжения. Поэ- тому введем безразмерный коэффициент (- *-) , где индекс \ ОСЮр h «X» показывает, что рассматриваемая составляющая момента крена обусловлена стреловидностью крыльев. Подставив выражения (6.10) и (6.13) в (6.14) и приняв во внимание геометрическое соотношение SK _ (цк+1)(1-ОЯ S 4<+l-2D (6.16) получим ( &тх \ _ 1, tgxo.1T ( е»1 ) k (т1к+ 1)(1 х did) Ji 57,3 \ ).к / “ 4-1-2D ' г + -------1)1 (D+(l-D)f\ (6.17) L 2 \ tg2 X0,5 J J (углы аир выражены в градусах). В большинстве случаев производная (д2тж/дадр), найденная по формуле (6.17), получается отрицательной. Ио если угол стре- 299
ловидности крыльев не очень большой (tgxo.5<l), а число М велико Вз<0), то знак производной меняется на об- ратный. Помимо стреловидности, при расчете коэффициента момента крена, создаваемого крыльями, необходимо учесть и концевой эффект. Дело в том, что при полете со скольжением боковая кромка впереди идущего крыла начинает играть роль как бы передней кромки, поскольку она составляет с направлением на- бегающего потока угол р (см. рис. 6.1). Известно, что при обте- кании дозвуковой передней кромки вблизи нее возникает мест- ное разрежение, тем большее, чем больше угол атаки. Аналогич- ное разрежение возникает и в окрестности боковой кромки при скольжении. В результате должен появиться момент крена, про- порциональный углу скольжения и углу атаки. Частная произ- водная коэффициента этого момента по углам атаки и скольже- 300
ния f——определяется эмпирическом формулой, полу- \ / К0В11 ионной путем обработки результатов экспериментов в дозвуковых аэродинамических трубах: / д^тх \ ___0,04 cpl ,g |g) \ /коиц (т,к + l)s Хк Эту формулу можно использовать в первом приближении и при сверхзвуковых скоростях. Выражение (6.18) относится к крыльям, боковые кромки ко- торых параллельны плоскости симметрии летательного аппарата. Опыт показывает, что, когда концы крыльев имеют сильно за- кругленную форму в плане (рис. 6.5), концевой эффект исчеза- ет, т. е. / д2тх \ _q \ Эадр / кони 1.2. ВЛИЯНИЕ ПОПЕРЕЧНОЙ У-ОБРАЗНОСТИ КРЫЛЬЕВ НА МОМЕНТ КРЕНА В разд. 1.1 был разобран случай, когда правая и левая кон- соли лежали в одной плоскости. Рассмотрим теперь крылья, имеющие некоторый угол поперечной V-образностн, т. е. угол ф между плоскостью консоли крыла и осью Ozi (рис. 6.6). Для скругленными концами Рис. 6.6. Определение состав- ляющей вектора скорости, нор- мальной к плоскости крыла с поперечной У-обраэностью при полете со скольжением простоты рассуждений предположим, что угол атаки нескользя- щих крыльев равен нулю. Легко убедиться в том, что при полете со скольжением на правой и левой консолях появляются дополнительные углы ата- ки противоположных знаков. В самом деле, пусть направление 301
скорости набегающего потока составляет угол р с плоскостью симметрии летательного аппарата. Разложим вектор’Скорости на компоненты V sin р и V cos р, параллельные осям Ozt и Oxlt а вектор V’sinp, в свою очередь, разложим на компоненты Vsinpsinxf и Vsin рcos4?, лежащие в плоскости y\Oz\ (см. рис. 6.6). Из полученных трех составляющих вектора V одна направ- лена по нормали к плоскости правой консоли (Vsin р sin ф), а две другие параллельны этой плоскости. Следовательно, угол атаки правой консоли определяется из выражения . V sin В sin г. • . «гм sm апрв.=-------£-------= sin (Ыпф. (6.19) Полагая, что углы а, р и ф малы, получим (6.20) О/ Такое же приращение угла атаки, но с обратным знаком будет и на левой консоли: ~ ®прав’ Как видно из приведенных рассуждений, эффект поперечной V-образности эквивалентен повороту левой и правой консолей в разные стороны на угол Да = Рф/57,3. Найдем момент крена, возникающий вследствие разности уг- лов атаки. Вначале предположим, _что диаметр корпуса велик по сравнению с размахом консоли (D« 1). В этом случае поверх- ность корпуса играет роль вертикальной стенки (экрана), каж- дая консоль работает, как половина изолированных крыльев, а момент крена определяется выражением .Ид, — —c°iHa.Malipai/7.S'hzrf== <6.21) ill \ X £ / Здесь f — относительная координата центра давления консоли (см. рис. 6.4). По мере уменьшения относительного диаметра корпуса JD усиливается взаимное влияние правой и левой консолей. Это приводит, во-первых, к снижению их подъемных сил, и, во-вто- рых, к смещению центров давления (т. е. изменению величины f). Оба указанных фактора можно учесть введением в формулу (6.21) поправочного коэффициента v: Мх= ) . (6.22) О/ ।*5 \ / 302
Возьмем производную по углу скольжения и перейдем к без- размерным коэффициентам, учитывая при этом соотношение (6.16): • (6-23) 2'57-3 Чк+1—2D Значения v определяются по рис. 6.7 в зависимости от па- раметров ?Ч,У|М2—1| и D. При 5=1, как следует из приведен- ных выше рассуждений, vs 1. При Х«У |М2—11—»-оо взаимное влияние консолей также исчезает, поэтому v->l. При ЛкУ |М2—1|=0 зависимость v(5) можно найти по теории тонко- го тела [20]. Наконец, при 5=0 (изолированные крылья) зависи- мость v(XKy |М2—1|) построена в дозвуковой области на основе теории несущей поверхности, а в сверхзвуковой области — на основе линейной теории крыльев. Остальные кривые на рис. 6.7 имеют ориентировочный характер. 1.3. ВЛИЯНИЕ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ КРЫЛЬЕВ И КОРПУСА НА МОМЕНТ КРЕНА Корпусы современных летательных аппаратов по своей фор- ме близки к телам вращения и сами по себе не могут создавать моменты крена. Однако при полете со скольжением корпус из- зоз
меняет характер обтекания прилегающих к нему частей крыльев, вследствие чего может возникнуть момент крена от интерфе- ренции. При верхнем расположении крыльев (рис. 6.8, а) в зоне со- членения корпуса и правого крыла образуется дополнительный а) б) Рис. 6.8. Влияние интерференции кры- льев и корпуса па момент крена при скольжении: а — верхнее расположение крыльев: б — ниж- нее расположение крыльев подпор, поэтому на ниж- нюю поверхность крыла действует повышенное давление. Напротив, в зо- не сочленения левого крыла с корпусом возни- кает разрежение. В ре- зультате создается мо- мент крена, стремящийся накренить летательный аппарат влево. В случае нижнего рас- положения крыльев (рис. 6.8, б) дополнительный подпор справа от корпуса и дополнительное разре- жение слева от него бу- дут действовать уже не на нижнюю, а на верхнюю поверхность крыльев. Возникающий при этом момент крена будет стре- миться накренить лета- тельный аппарат вправо. Эффект интерференции может быть подсчитан с помощью эм- пирической формулы: — 0,22D' суina.KpSin t/kp j , (6.24) — 2Укр где —вертикальное смещение бортовой хорды крыльев относительно оси корпуса в долях его радиуса. Значе- ние 1/кр положительно, если крылья смещены вверх. 1.4. МОМЕНТ КРЕНА, СОЗДАВАЕМЫЙ ОПЕРЕНИЕМ При полете со скольжением на горизонтальное оперение ле- тательного аппарата самолетной схемы действует момент крена, вызываемый теми же причинами, что и момент, действующий на крылья. Однако величина гИхг.о во много раз меньше, чем тТкр. так как отношение J SI 304
значительно меньше единицы. Поэтому моментом крена, дей- ствующим на горизонтальное оперение, обычно пренебрегают. То же самое можно сказать и о вертикальном оперении, если оно расположено симметрично относительно оси корпуса. Однако в ряде случаев вертикальное оперение летательных аппаратов самолетной схемы имеет несимметричную форму (рис. 6.9). В этом случае при скольжении, а также при отклонении ру- лен направления возникают боковые силы, момент которых отно- сительно оси Ох\ не равен нулю: ^Л..о=Держ (?) 0ВИЖ+ гнижи (?) уаИИ1В 4-Z (8В) у„. (6.25) Плечи i/верх и t/иижн можно опре- делить в первом приближении как расстояния от осн Oxt до центров тяжести площадей верхней и ниж- ней консолей, а плечо ун — как рас- стояние до центра тяжести площа- ди руля. Написав выражение боковых СИЛ ^мрх(Р), 2||ИЖП (?) и 2(бн) и пе- рейдя к безразмерным коэффици- ентам, получим Рис. 6.9 Вертикальное оперение несимметрич- ной формы (тД.0==тко?+тХ. (6.26) где я _ . у»»№ . Уиижя _ 'J*лв.о— v z верх "f ь.гнижн — f у 1 из.кр^аа^г^У)аедх из.крЛ'S3 ktSy) пижн ]; (6.27) т‘а—сЛн =-------------—— (Cgiu3ApKtokrnS)atpxуя- (6.28) Л I SI КИЖИ В последнем выражении величины в скобках относятся к той консоли оперения, на которой находится руль. Значения с^Иэ.кР. ЛГ«« и Kw определяются для каждой консо- ли в соответствии с указаниями, сделанными в § 5 гл. III, т. е. так, как если бы оперение состояло из двух симметричных отно- сительно корпуса консолей. Относительная эффективность рулей п подсчитывается по формулам, приведенным в разд. 2.2 гл. III. 1.5. МОМЕНТ КРЕНА, ВЫЗЫВАЕМЫЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИЕЙ ПЕРЕДНИХ И ЗАДНИХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ До сих пор при анализе причин, вызывающих появление мо- мента крена, мы пренебрегали влиянием передних несущих по- верхностей на задние. Между тем, это влияние существует. Рас- 305
смотрим например, двухкрылый летательный аппарат обычной схемы (рис. 6.10). При а=/=0 с передней поверхности сбегает вих- ревая пелена, свертывающаяся затем в два вихревых шнура. Если аппарат летит со скольжением, то вихри наклонены к плос- кости Х[Оу\ примерно под углом 0. Очевидно, что поле верти- кальных скоростей, индуцируемых вихрями в области горизон- Рнс. 6.10. Вихри, сбегающие с крыльев летательного аппарата обычной схемы при полете со скольжением тального оперения, в этом случае будет несимметричным, а подъ- емные силы правой и левой консолей оперения, вызванные ско- сом потока, — различными. В результате появится момент крена. Рис. 6-11. Вихря, сбегающие с рулей двухкрылого лета- тельного аппарата схемы «утка» при полете со сколь- жением Поскольку отношение Sr.olr.olSl мало, указанный момент не играет заметной роли. Кроме того, его знак, как правило, проти- воположен знаку собственного момента крена горизонтального оперения, так что они частично погашаются. Таким образом, у ле- тательных аппаратов обычной схемы момент крена, вызываемый интерференцией передних и задних поверхностей, можно не учи- тывать. 306
В схеме «утка» (рис. 6.11) интенсивность вихрей, сбегающих с оперения, зависит не только от угла атаки а, но и от угла от- клонения рулей высоты бв- При полете со скольжением вихри, распространяющиеся под углом к плоскости xjOr/i, создают не- симметричное поле скоса потока в области крыльев. В результате этого возникает индуцированный момент крена, величина кото- рого может быть очень значительна. Из рис. 6.11 очевидно, что при а>0, бв>0 и р>0 момент должен получиться отрицатель- ным. Такой же знак обычно имеет и собственный момент крыль- ев, обусловленный их стреловидностью и концевым эффектом. Таким образом, в данном случае, в отличие от летательного ап- парата обычной схемы, момент крена от интерференции крыль- ев и оперения складывается с собственным моментом крена крыльев *. § 2. ПОПЕРЕЧНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ В динамике полета аппаратов самолетной схемы важную роль играет понятие поперечной статической устойчивости, аналогич- ное по своему смыслу понятиям продольной статической устой- чивости и статической устойчивости пути. Рассмотрим установившийся полет летательного аппарата в вертикальной плоскости с постоянным углом атаки а<>. Пусть аппарат внезапно накренился вправо на угол у (рис. 6.12); та- кой крен может возникнуть в результате случайного отклонения элеронов, одностороннего порыва ветра и т. д. Здесь необходимо подчеркнуть, что возмущающие моменты обычно действуют в плоскости, перпендикулярной оси корпуса, поэтому аппарат будет поворачиваться относительно этой оси (т. е. связанной оси Oxj). Сама ось Ох, в начале вращения сохра- нит неизменную ориентировку относительно вектора скорости по- лета V. / Нетрудно убедиться в том, что поворот аппарата вокруг оси ОХ| приводит к изменению углов атаки и скольжения: так, если в исходном режиме полета a = cto и р = 0, то при угле крепа у=90° получим а = 0 и р = ао. Можно вывести следующие соотношения между углами а, р и у: sin f>=sin aosin у; tg а = tg сц cos у. Поскольку значения ао невелики, то Р sin у; a sr а0 cos у. Таким образом, при внезапном крене летательного аппарата появляется угол скольжения. Скольжение же аппарата приводит * Ввиду того, что схема «утка» с плоским расположением крыльев при- меняется редко, методика расчета момента от интерференции крыльев и опе- рения здесь не приводится. 307
к возникновению момента относительно продольной оси Ох}; коэффициент этого момента выражается равенством: тх = mjp = sin у. (6.29) Если при положительном угле у момент Мх отрицательный, то согласно принятому правилу знаков этот момент будет стре- миться ликвидировать возникший первоначально крен аппарата. Рис. 6.12. Возникновение скольжения при крене летательного аппарата Принято говорить, что в этом случае аппарат обладает попереч- ной статической устойчивостью, а момент является восстанав- ливающим. Если же при положительном угле у возникает положительный момент Мх, то под действием этого момента первоначальный крен аппарата будет увеличиваться. В этом случае имеет место поперечная статическая неустойчивость, а момент является опрокидывающим. Из приведенных рассуждений следует, что наличие или отсут- ствие поперечной устойчивости зависит от знака частной про- изводной ml. При т\<0 летательный аппарат устойчив, а при т^>0 — неустойчив. 308
Найдем частную производную «I из выражения (6.29): t й си в а тг = т?х — - cos у == /и;--- 57,3 * 57,3 (здесь все углы выражены в градусах). Полученное равенство показывает, что условие поперечной статической устойчивости летательного аппарата можно записать н в другом виде: т^а < 0. В большинстве случаев полет происходит при положительных углах атаки, поэтому условие поперечной устойчивости часто вы- ражают в еще более простой форме: т»<0. Частная производная mJ характеризует степень поперечной ста- тической устойчивости (хотя, разумеется, правильнее характери- зовать ее величинами ml илит.’ц). Напишем общее выражение коэффициента момента крена, обусловленного углом скольжения. Для этого учтем выражения (6.17), (6.18), (6.23), (6.24) и (6.26), выбрав из них те члены, ко- торые зависят от 0. В результате получим тж= [(т$)ф-|-(тх)иит4-(т?)».о] ?-|- д_|7 I / &™х \ 1а3 Д с)а<)3 // \ дад^ /коии J Возьмем частную производную от этого выражения по углу р: m5=[(m^4-(m£)H„4-(ml),.0] + , 1а (6.30) 1 Ц daft )^\ дад? /к.,Нц J Рассматривая выражения слагаемых, входящих в формулу (6.30), можно сделать вывод, что у летательных аппаратов обыч- ной схемы производная т ? состоит из двух частей: одна часть зависит только от геометрических параметров крыльев Х1(, т|к, х> ф, i/кр и параметров вертикального оперения, а другая часть, также зависящая от параметров крыльев, кроме того, пропор- циональна углу атаки. Вследствие этого степень поперечной ста- тической устойчивости m£a получается неодинаковой для раз- личных режимов полета; при малых углах атаки устойчивость мала, а при больших углах атаки она может быть чрезмерно ве- лика. Зависимость mj-x от а особенно сильна у летательных ап- паратов со стреловидными крыльями. 309
Во избежание излишней поперечной устойчивости самолетов стреловидные крылья часто делают с отрицательной поперечной V-образпостыо. Наоборот, крыльям без стреловидности прихо- дится придавать положительную поперечную V-образность, В схеме «утка» из-за влияния несимметричного скоса потока в области крыльев в выражение (6.30) должны быть добавлены слагаемые ( аЗ+ (д'т'Л I \ Поэтому зависимость от угла атаки выражена еще силь- нее, чем в обычной схеме. В некоторых случаях при установив- шемся полете с большими углами атаки и углами отклонения рулей высоты момент крена может достигать такой величины, что его трудно парировать с помощью элеронов. Отмеченная особенность является одним из недостатков схе- мы «утка» и одной из причин сравнительно редкого применения такой схемы для летательных аппаратов с горизонтальным рас- положением крыльев. § 3. МОМЕНТ КРЕНА КРЕСТОКРЫЛЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Если применить формулы, выведенные в § 2, к комбинации корпуса с крестообразными крыльями, то можно прийти к выво- ду, что при любых значениях аир момент крена комбинации должен быть равен нулю. В самом деле, коэффициент момента, создаваемого горизонтальной парой консолей, определяется вы- ражением •ггори8 Ц )7 1 \ дад? Давц 1 V dade )< k ' (так как в данном случае ф = 0 и укр=0). Для вертикальной пары консолей роль угла скольжения игра- ет а, а роль угла атаки — (—р). Поэтому при любом сочетании аир ^хгориз» ИЛИ ^хкр ^ХГоризТ ^.Vlrtpr б. Опыт показывает, что этот вывод, основанный на прибли- женном методе расчета зависимости пгх(а, р), не совсем точен: при достаточно больших значениях а или р (и при условии а#=р) крестообразные крылья создают некоторый момент крена. Его природа связана с интерференцией крыльев и корпуса. ЗЮ
3.1. МОМЕНТ КРЕНА, ВЫЗЫВАЕМЫЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИЕЙ КРЕСТООБРАЗНЫХ КРЫЛЬЕВ И КОРПУСА При обтекании тела вращения под большим углом атаки про- исходит отрыв пограничного слоя на верхней (подветренной) сто- роне тела. Оторвавшийся пограничный слой сворачивается в два вихревых жгута, которые распространяются вдоль линий тока. Если а=/=0, Р^О, а=^р, то эти вихри создают в области крыльев несимметричное поле скоса потока. В результате подъемные си- лы левой и правой консолей, а также боковые силы верхней и нижней консолей будут различными, что приведет к появлению момента крена. Опыт показывает, что рассматриваемый момент нелинейно за- висит от углов а и р и может быть приближенно аппроксимиро- ван выражением (6-32) где коэффициент Ло является функцией числа М и геометриче- ских параметров летательного аппарата. При а<20° этот момент незначителен по сравнению с другими составляющими момента крена. Однако при а = 25-=-30° он может играть существенную роль. 3.2. МОМЕНТ КРЕНА, ВЫЗЫВАЕМЫЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИЕЙ ПОДВИЖНЫХ И НЕПОДВИЖНЫХ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ В тех случаях, когда подвижные несущие поверхности распо- ложены перед неподвижными (схемы «утка» и с поворотными крыльями), могут возникать ^значительные моменты крена при одновременном управлении по каналам тангажа и рыскания. Рассмотрим физическую картину появления этих моментов и приближенный метод их расчета для летательных аппаратов с 4--образным расположением несущих поверхностей. Положение аппарата в потоке (а следовательно, и величина момента крена) определяется углами а, р, бв и бя. Для упроще- ния задачи рассмотрим частный случай, когда один из этих уг- лов, а именно угол скольжения, равен нулю. Итак, пусть аУ=0, бв=/=0, бц^О. Причины появления момента крена могут быть установлены при рассмотрении рис. 6.13. При а^О и бв^О с горизонтальной пары передних консолей сбегают свободные вихри, распростра- няющиеся приблизительно в направлении вектора скорости не- возмущепного потока. Эти вихри создают в области задней не- сущей поверхности поле скоса потока, симметричное относитель- но плоскости хОу. Следовательно, момент крена, индуцируемый ими, равен нулю. С вертикальной пары передних консолей при бп^О также сбегают свободные вихри, распространяющиеся приблизительно 311
в плоскости хОу, причем траектории верхнего и нижнего вихрей расположены несимметрично относительно оси летательного ап- парата. Очевидно, что поле скоса потока, создаваемое ими в об- ласти задних консолей, также несимметрично. Поэтому подъем- ные силы левой и правой консолей неодинаковы; то же можно сказать о боковых силах верхней и нижней консолей. В резуль- тате возникает момент крена. С целью упрощения анализа в дальнейшем заменим систему вихрей, сбегающих с передних вертикальных консолей, двумя вихревыми шнурами (см. разд. 1.4 гл. III). Рис. 6.13. Вихри, сбегающие с рулей крестокрылого лета- тельного аппарата схемы «утка» (или с поворотными крыльями) при а =#=(), дВт£0 и Для расчета момента крена необходимо знать координаты точек схода этих двух вихрей, их интенсивность, траектории вих- рей в пространстве, позволяющие определить их положение отно- сительно задних консолей. Кроме того, надо уметь рассчитывать поля вертикального и бокового скосов потока в области задних консолей, вызванных вихрями. Рассмотрим последовательно эти задачи. Координаты точек схода вихрен. Обозначим расстояние от оси Ох до точ- ки схода вихря через уо (см. рис. 6.13). Это расстояние определяется фор- мулой D, /, — £>, _ 00 = ~Y~ Ч--------2----<6.33) где?» — относительная координата точки схода вихря, зависящая от пара- метров передних консолей (см. рис. 3.16). В дальнейшем будем пользоваться безразмерной координатой 00 = 20о 1-А - о. б, / А, * (6.34) 1 + 312
Интенсивность вихрей. По теореме Н. Е. Жуковского z„r, (6.35) отсюда Гк1 V I I — D 1 = _— — I _--------------- CyK pV (/— D)^a \ ^'k^b 1 При небольших углах би сук1 (cyl H3.x{Ato)l&»> следовательно. Cy\иэ.кр (6.36) Знак циркуляции Г будем считать положительным, если би>0. Траектории вихрей. Вихри, сбегающие с верхней и нижней консолей, рас- пространяются в плоскости хОу вдоль соответствующих линий тока. Точный расчет формы линий тока очень сложен, поэтому при решении этой задачи введем некоторые упрощения. Вначале предположим, что горизонтальные консоли отсутствуют В этом случае форма линий тока определяется обтеканием корпуса, который можно приближенно представить в виде бесконечно длинного кругового цилиндра с диаметром £>п, установленного в потоке под углом а (см. рис. 3.8). Вектор скорости невозмущенного потока разложим на две составляющих, одна из ко- торых параллельна оси цилиндра (Vcosa), а вторая перпендикулярна ей (V sin a). Рассматривая обтекание цилиндра поперечным потоком (который при ма- лых углах атаки всегда является дозвуковым), можно прийти к выводу, что в точках, лежаших в плоскости симметрии, местные скорости отличаются от V'sina. По теории потенциального обтекания кругового цилиндра несжимае- мой жидкостью местная поперечная скорость в точках указанной плоскости (г=0) определяется выражением Vv = V sin a I 1 (6.37) Эта скорость геометрически складывается с осевой составляющей невозму- щенного потока V cos a. Учитывая, что V cos a = dx dt ' dy dy dx dy dt dx dt dx V cos a н принимая во внимание равенство (6.37), получим дифференциальное уравне- ние, определяющее семейство линий тока в плоскости хОу: (6.38) 313
Введем безразмерные координаты 2х А. ‘ 2» О|| № и преобразуем уравнение (6.38): <iy dx tga. (6.39) Разделяя переменные и интегрируя, получим общее решение дифферен- циального уравнения: — — 1 У 4-1 xtga = y —— In —----------+ С. (6.40) 2 у — 1 Для нахождения произвольной постоянной С необходимо использовать начальные условия. а) Верхний вихрь: х=0; у—у<>. После подстановки этого условия и определения С уравнение (6.40) принимает вид х tg a = (у — уй) + -у 1п (У —1)(Ур+ 1) (У + 1)(Уо —О (6.41) б) Нижний вихрь: х=0; у=—Уо Аналогичным способом найдем х tg a = (у 4- у0) 4--у In ——. 2 (« 4- 1)(*Г04- 1) (6.42) Таким образом, мы получили уравнении линий тока, проходящих через точки схода вихрен с верхней н нижней консолей, или, что то же самое, —' уравнения траекторий этих вихрей. Как было отмечено выше, влияние гори- зонтальной пары передних консолей герц этом не учитывалось. Для приближенного учета этого влияния заменим систему вихрей, сбе- гающих с горизонтальных консолей, двумя бесконечно длинными свободными вихрями, распространяющимися примерно в направлении невозмущенного по- тока, т. е. под углом а к оси корпуса. Угол скоса потока, создаваемого этими вихрями в произвольной точке плоскости хОу(г=0), определяется выраже- нием < = 57,3 Г nV *• (у cos a — х sin a)2 -f- (6.43) где х, у — координаты точки; г, — расстояние от вихря до плоскости хОу Поскольку горизонтальные и вертикальные' консоли идентичны, то х» = уо Как видно из выражения (6-43), угол скоса потока зависит от координат х и у. По учет переменного скоса потока сильно осложнил бы решение зада- чи. Поэтому поле переменных углов скоса потока заменим некоторым осред- ненным углом е*. В качестве такого среднего значения будем принимать угол скоса потока в области верхнего и нижнего вихрей, т. е. при (у cos a — —х sin a) » уд- При этом допущении формула принимает вид Г st; 57,3 п „ 2nV^> (6.44) 314
Учитывая, что и используя соотношение (6.33), получим (6.45) Таким образом, влияние горизонтальных консолей упрощенно сводится к тому, что набегающий на корпус поток истинный угол атаки корпуса равен а — е*. При таком подходе уравнения линий тока (6 41) и (6.42) остаются в силе, если tg а заменить в них на tg(a —е*). Для удобства практических рас- четов построен график зависимости i/=ftxtg(a — в*)] при различных значениях параметра уо (рис. 6.14). Этот график дает в обобщенной фор- ме семейство линий тока в плоскости хОу (или, что то же самое, семейство траекторий вихрей). Кривые, распо- ложенные над осью абсцисс (у>0), изображают траектории вихря, сбе- гающего с верхней консоли, а кривые, расположенные под осью абсцисс (!/&