Типовые формы корпусов

Фюзеляжи самолетов и беспилотных летательных аппаратов, корпуса снарядов и ракет представляют собой длинные тонкие тела вращения, обычно состоящие из цилиндрических и конических отсеков (параболических или оживальных, которые получаются вращением дуги окружности вокруг некоторой оси, пересекающей эту дугу).

В отличие от крыла, фюзеляж при малых углах атаки почти не создает подъемной силы. Основной составляющей аэродинамической силы для тел вращения является сила лобового сопротивления. В условиях установившегося полета она определяет тягу двигателей, необходимую для компенсации сил сопротивления, действующих на ЛА. Следовательно, формы фюзеляжей и корпусов ЛА должны обеспечивать минимальное, при данных размерах, лобовое сопротивление.

Сверхзвуковое тело вращения, исходя из конструктивных и аэродинамических соображений, обычно представляют как совокупность трех частей: головной, цилиндрической и кормовой. Головная и кормовая части играют основную роль в образовании сопротивления давления (волнового и донного), а средняя – цилиндрическая часть – создает основную долю сопротивления трения.

Корпус ЛА простейшей формы имеет головную часть в виде заостренного (или притупленного) конуса или параболоида, среднюю цилиндрическую часть и кормовую сужающуюся (или расширяющуюся) оконечность конической или параболической формы (рис. 10.9 и 10.10). В более сложных конструкциях могут присутствовать переходные (сплошные или ферменные) отсеки и цилиндрические отсеки разных диаметров. Однако наличие хвостового отсека нецилиндрической формы совсем не обязательно.

а б

Рис. 10.9. Формы корпусов:

а – с заостренными коническими головными частями;

б – с оживальными или параболическими головными частями

а б в г

Рис. 10.10. Головные части с притуплением:

а, б – сферический наконечник; в – эллиптический наконечник;

г – торец с круглой фаской

Основными геометрическими характеристиками корпуса ЛА являются следующие: – угол полураствора конуса головной (кормовой) части, или угол при вершине параболоида; – диаметр миделевого сечения (для конуса цилиндрических тел – диаметр цилиндра); – удлинение элемента (отсека) тела.

Наиболее распространены головные части и переходные отсеки с прямолинейной образующей в виде конуса. Уравнение такой образующей выглядит как . Головные части могут иметь притупление (рис. 10.10). Для конуса со сферическим (касательным) притуплением уравнение прямолинейной части образующей следующее:

,

где , – радиус и продольная координата места стыка сферического наконечника радиусом с конической поверхностью.

Моментные кривые летательных аппаратов. Критерий статической устойчивости

Знание величины и направления аэродинамического момента, действующего на ЛА при его движении, необходимо для балансировки (уравновешивания) аппарата, а также для суждения об устойчивости или неустойчивости его движения.

Р ассмотрим частный случай, когда ЛА движется параллельно плоскости своей симметрии (рис. 10.11). Вектор аэродинамического момента направлен вдоль оси OZ и может быть охарактеризован коэффициентом момента . Причем положительным ( ) принято считать момент, стремящийся увеличить угол атаки.

Величина аэродинамического момента тела при данных условиях его движения зависит от положения оси OZ (начала координат), относительно которой определяется момент . Наиболее удобно располагать начало координат в центре тяжести ЛА, так как при этом момент от силы тяжести равен нулю.

При малых углах  зависимость можно считать линейной, т. е. , где . Производная может быть как больше, так и меньше нуля (рис. 10.12). Наиболее важной точкой зависимости является точка, в которой . В этом случае угол атаки равен .

–m_z

а б

Рис. 10.12. Зависимости

а – для устойчивого ЛА; б – для неустойчивого ЛА

При полете с этим углом атаки результирующий момент всех сил, действующих на ЛА, равен , а угол атаки, при котором выполняется это условие, называют балансировочным углом атаки . Таким образом, при полете с балансировочным углом атаки выполняется условие равновесия для моментов, и поэтому возможен горизонтальный установившийся полет. Однако прочность этого равновесия, т. е. его устойчивость, зависит от знака .

Назовем движение устойчивым, если аэродинамические силы и моменты, возникшие после случайного малого возмущения при , стремятся вернуть исходное положение тела и направление движения. Если возникшее отклонение увеличивается, то движение (равновесие) тела неустойчивое.

Устойчивому движению отвечает случай, когда < 0: знак противоположен знаку (рис. 10.12, а), т. е. возникающий дополнительный момент стремится уменьшить возмущение и вернуть угол атаки к исходному – к .

При неустойчивом движении > 0 (рис. 10.12, б), знаки и совпадают – дополнительный момент увеличивает отклонение ЛА от состояния равновесия.

Устойчивость такого типа называется статической. Критерием статической устойчивости, следовательно, является производная . Для статически устойчивого тела < 0, и центр давления располагается за центром тяжести. При статической неустойчивости > 0, а центр давления располагается между носком тела и центром тяжести ЛА.

Аэродинамический момент, действующий на ЛА, может быть равен нулю не только при каком-то одном угле атаки. Таких углов атаки, при которых , например, для аппарата с оперением и изменяемым углом установки рулей высоты или стабилизаторов, при данных значениях чисел и существует множество. Совокупность таких углов дает их зависимость (балансировочную кривую) от угла отклонения рулей (стабилизаторов).

Возвращение или невозвращение аппарата к исходному режиму чаще всего происходит колебательным путем. Какова амплитуда колебаний по углу атаки при том или ином значении параметра начального возмущения, каким образом она изменяется по времени – ответы на эти и другие вопросы дает теория динамической устойчивости.

Одним из критериев динамической устойчивости является логарифмический декремент затухания, величина которого зависит от периода колебаний, момента инерции тела. Чем больше логарифмический декремент затухания, тем сильнее влияние демпфирования и быстрее по времени затухают колебания.