Лекция 4.

4.3 Полная аэродинамическая сила всего ла

По аналогии, как это делается для изолированного крыла ЛА, можно вывести выражения для составляющих и полной аэродинамической силы фюзеляжа самолета и вертолета, корпуса ракеты, горизонтального и вертикального оперения и других частей ЛА. При этом чаще всего в аэродинамических испытаниях частей и всего ЛА использу-ется скоростная (аэродинамическая) СК.

Д

Рис. 20

ля крыла полную аэродинамиче-скую силу (4.1) удобнее представлять в проекциях на скоростные оси. В этом случае после разложения по ОХ_а, OY_а и OZ_а, получаем (рис.20):

, (4.5)

где:

– сила лобового сопротивления крыла;

– подъёмная сила крыла;

– боковая сила крыла (на рисунке обозначена крестиком, направленной от нас).

В качестве примера можно аналогичные выражения записать для изолированного фюзеляжа

; (4.6)

изолированного горизонтального оперения (г.о.)

; (4.7)

изолированного вертикального оперения вертолета (в.о.)

(4.8.)

и так далее.

Полная аэродинамическая сила всего ЛА вычисляется суммированием всех составляющих сил с учетом интерференции

, (4.9)

где – полная аэродинамическая сила мото-гондол,

– полная аэродинамическая сила подвесных баков,

– поправка на интерференцию частей ЛА.

Составляющие на скоростные оси координат

(4.10)

Здесь – сила лобового сопротивления ЛА;

– подъёмная сила ЛА;

– боковая сила ЛА.

При вычислениях обращается внимание на то, что часть составляющих сил малы. Например, при вычислении подъёмной силы , составляющей, обусловленной вертикальным оперением пренебрегают.

Примеры

1. Для ракеты с оперением, расположенным позади крыла подъемная сила может быть представлена в виде ([2], стр. 154).

(4.11)

При наличии газовых рулей или поворотного двигателя подъемная сила, создаваемая ими, добавляется к написанной сумме. Здесь и в дальнейшем будем опускать индекс “ЛА”, если это не требуется в специальных задачах. Кроме того, составляющие, обусловленные интерференцией, также будут опускаться в целях упрощения выражений.

2. Для самолета силу лобового сопротивления можно представить следующим образом ([5], стр. 329)

, (4.12)

где - обозначена составляющая силы лобового сопротивления, обусловленная “зализами” между крылом и фюзеляжем.

3. Для вертолета сила сопротивления:

(4.13)

Здесь значения сил сопротивлений с индексами “ф”, “в.о”, “ш”, “в”, “п”, “хр” соответственно приняты для фюзеляжа, вертикального оперения, шасси, несущего винта, подвесок, хвостового ротора (рулевого винта).

Модули значений входящих в (4.10), также как и для изолированного крыла (см. (3.3), (3.4), (4.1)) определяются следующим образом:

Xа = C_ха(α)qЅ;

Ya = C_ya(α)qS; (4.14)

Z_а = C_za(α, β )q S,

где C_xa, С_{y a}, С_za – являются безразмерными коэффициентами соответственно сил лобового сопротивления, подъемной и боковой силы ЛА, зависящей от указанных углов α и β при фиксированных отклонениях рулей.