Аэродинамические силы и моменты, действующие на самолет

 

Механическое воздействие набегающего потока на самолет сводится к нагрузкам, непрерывно распределенным по его поверхности. Для удобства изучения эти распределенные нагрузки приводят к результирующей силе, приложенной в центре масс самолета, которая называется аэродинамической силой и обозначается (см. рис. 22), а также моменту вокруг центра масс, который называется аэродинамическим моментом и обозначается .

 

 

Рис. 22. Аэродинамическая сила и аэродинамический момент, действующие на самолет при его обтекании набегающим потоком

 

Теоретические и экспериментальные исследования показали, что величина аэродинамической силы прямопропорциональна скоростному напору набегающего потока и характерной площади обтекаемого тела S:

, (32)

где C_R – коэффициент пропорциональности, который носит название коэффициента аэродинамической силы.

 

Аэродинамический момент также прямопропорционален скоростному напору , характерной площади S и характерному линейному размеру обтекаемого тела l:

, (33)

где m – коэффициент пропорциональности, который называется коэффициентом аэродинамического момента.

 

За характерную площадь и характерный размер берутся соответственно площади и размеры тех частей самолета, которые вносят основную долю в создание рассчитываемой силы или момента.

Разложим аэродинамическую силу на составляющие по осям связанной и скоростной систем координат. В связанной системе координат эти проекции обозначаются и называются следующим образом:

– аэродинамическая продольная сила;

– аэродинамическая нормальная сила;

– аэродинамическая поперечная сила.

В скоростной системе координат:

– сила лобового сопротивления;

– аэродинамическая подъемная сила;

– аэродинамическая боковая сила.

На рис. 23 показаны проекции аэродинамической силы на оси связанной и скоростной систем координат при отсутствии скольжения.

 

 

Рис. 23. Разложение аэродинамической силы по осям связанной и скоростной систем координат при b = 0

 

В дальнейшем мы будем иметь дело в основном с проекциями аэродинамической силы на оси скоростной системы координат. Воспользовавшись формулой (32), запишем выражения для этих проекций. При этом в качестве характерной будем брать характерную площадь того элемента, который играет основную роль в создании данной силы.

Так, сила лобового сопротивления самолета складывается из сил лобового сопротивления фюзеляжа, крыла, оперения и других частей самолета. За характерную площадь можно принять площадь миделевого сечения фюзеляжа S _м.ф:

, (34)

где C_xa – коэффициент лобового сопротивления.

 

В создании подъемной силы самолета основную роль играет крыло, поэтому в качестве характерной берется площадь крыла S _кр:

, (35)

где C_ya – коэффициент подъемной силы.

 

Аэродинамическая боковая сила в основном определяется вертикальным оперением и фюзеляжем, значительно меньший вклад в создание этой силы вносят крыло, горизонтальное оперение и другие части самолета. Поскольку вертикальное оперение является основным элементом при создании боковой силы (оно для этого предназначено), то его площадь S _в.о и принимают за характерную:

, (36)

где C_za – коэффициент боковой силы.

 

Так как аэродинамические моменты, действующие на самолет, рассчитываются в основном относительно связанных осей координат, найдем проекции момента на оси связанной системы координат (см. рис. 24).

 

 

Рис. 24. Составляющие аэродинамического момента

в связанной системе координат

 

Аэродинамический момент относительно оси 0 X называется моментом крена. Он определяется в основном силами, действующими на крыло самолета и в меньшей степени – на вертикальное и горизонтальное оперения:

, (37)

где m_x – коэффициент момента крена.

 

Аэродинамический момент относительно оси 0 Y называется моментом рыскания. Он создается силами, действующими в основном на вертикальное оперение и фюзеляж. Этот момент вычисляется по следующей формуле:

, (38)

где m_y – коэффициент момента рыскания;

L _в.о – плечо вертикального оперения (расстояние от точки приложения аэродинамической силы, возникающей на вертикальном оперении, до центра масс самолета).

 

Аэродинамический момент относительно оси 0 Z называется моментом тангажа. Он создается силами, действующими на крыло, горизонтальное оперение и фюзеляж. Вертикальное оперение практически не участвует в создании момента тангажа. Момент тангажа вычисляют по формуле:

, (39)

где m_z – коэффициент момента тангажа.