Аэродинамические характеристики

 

При движении любого тела в воздухе на него действуют силы давления, зависящие от скорости, плотности воздуха, формы тела и его положения в потоке. Их результирующая (суммарная) сила определяется как интеграл от сил давления по поверхности тела и проходит через точку, называемую центром давления. Интеграл от моментов сил давления относительно точки, называемой центром масс (центром тяжести), дает аэродинамический момент, который может быть представлен как произведение результирующей силы на ее плечо относительно центра масс. При выделенном моменте аэродинамические силы (или их составляющие) рассматриваются как приложение к этому центру. Силы и моменты (рисунок 1) выражаются через безразмерные аэродинамические коэффициенты:

F = CqS; ( 1 )

М = mqlS, ( 2 )

 

где C и m – безразмерные коэффициенты подъемной силы и момента

соответственно;

- скоростной напор;

где - плотность воздуха; - скорость полета;

S – характерная площадь (миделя или крыла);

l – характерный размер (например, длина КА).

 

Рисунок 1 - Схема аэродинамических сил при движении СА на балансировочном угле атаки и размещении экипажа:

V — скорость полета; R — результирующая (суммарная) аэро­динамическая сила; Y—подъемная сила; Q — сила лобового сопротивления; N и Т — нормальная и тангенциальная силы соответственно (вариант разложения суммарной силы); М — аэродинамический момент; _бал—балансировочный угол ата­ки; — угол между результирующей силой и линией спины человека; —угол суммарной силы к оси СА; Y_Т—боковое смещение центра тяжести; Х_Т и X_Д — продольные координаты центров тяжести и давления; ЦТ — центр тяжести; ЦД — центр давления

Одним из главных параметров СА является аэродинамическое качество – отношение подъемной силы к силе сопротивления

К = С_у/С_х (3)

где С_у и С_х – коэффициенты подъемной силы Y и силы сопротивления Q соответственно (см. рисунок 1).

Типичные аэродинамические характеристики осесимметричного СА сегментальной формы показаны на рисунке 2. В силу влияния аэродинамических возмущений (например, начального угла атаки) возникает движение летательного аппарата вокруг центра масс, что требует решения вопросов статической и динамической устойчивости.

 

Рисунок 2 – Примерные аэродинамические характеристики СА на сверхзвуковых скоростях

 

Статическая устойчивость— это свойство летательного аппарата приобретать при выходе из положения равновесия такие аэродинамические моменты, которые вновь возвращают его в это положение. В простейшем случае это возможно, если центр давления находится за центром тяжести (по отношению к передней точке летательного аппарата) и аэродинамическая сила создает восстанавливающий момент. В этом смысле расстояние между центрами давления и тяжести, отнесенное к длине аппарата, обычно называют запасом статической устойчивости, а угол атаки, при котором существует устойчивое равновесие (момент равен нулю, а его производная по углу отрицательна), — балансировочным. Чтобы получить на осесимметричном аппарате сегментальной формыподъемную силу, следует (см. рисунок 2) придать ему определенный угол атаки, балансировка на котором может быть обеспечена созданием весового эксцентриситета (см. рисунки 1 и 2).

Динамическая устойчивость - это способность летательного аппарата создавать стабилизирующие моменты в процессе его колебаний вокруг центра масс. При наличии углом скорости мгновенный угол атаки различен по длине аппарата, что создает некоторый дополнительный момент. Если производная этого момента по угловой скорости отрицательна, то момент демпфирующий, в противном случае — антидемпфирующий. Характеристики динамической устойчивости учитываются при проектировании летательного аппарата и его системы управления.