В зависимости от поперечной ориентации несущих поверхностей аэродинамические схемы ЛА делятся на плоские и пространственные

Аэродинамические схемы УР. Выбор аэродинамической схемы ЛА

В настоящее время существует множество силовых схем летательных аппаратов (ЛА). Силовая схема ЛА характеризуется способом создания управляющих сил и управляющих моментов.

По способу создания управляющих сил существуют следующие силовые схемы ЛА:

крылатые ЛА, бескрылые ЛА, ЛА с боковыми коленчатыми соплами, ЛА с боковыми соплами и ЛА с боковыми импульсными двигателями.

Крылатые ЛА являются доминирующей схемой на высотах до 30 км. Основным преимуществом этой схемы является простота, надежность работы, «малый» расход стартовой массы ЛА на создание подъемных сил. Если подъемную силу создавать, используя тягу двигателя, то можно получить большое значение потребной массы топлива, что является невыгодным для данного типа силовых схем.

Применение бескрылых ЛА возможно только в плотных слоях атмосферы и со сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями.

Классификация схем по способу создания управляющих моментов происходит в зависимости от типа органов управления. Органы управления делятся на аэродинамические (рули на корпусе ЛА, рули на задней кромке крыла, роллероны, интерцепторы), газодинамические (газовые рули, поворотные сопла, сопловые насадки, дефлекторы, впрыск и вдув газа в закритическую часть сопла) и комбинированные.

Таким образом, из выше сказанного можно выделить следующие схемы ЛА: аэродинамические схемы ЛА, газодинамические схемы ЛА, комбинированные схемы ЛА.

Рассмотрим более подробно аэродинамические схемы ЛА.

Плоские схемы ЛА нашли наибольшее применение в самолетостроении. Маневр в вертикальной плоскости ЛА плоской схемы совершает за счет использования подъемной силы крыла. Маневр в горизонтальной плоскости может быть осуществлен двумя способами: методом плоского разворота и методом координированного разворота (разворота с крена). При плоском развороте ЛА, управляющая сила создается только на корпусе ЛА и вертикальном оперении. По своему значению она невелика, поэтому плоский разворот не обеспечивает высокую маневренность. Координированный разворот обеспечивает существенно большую маневренность, т.к. он осуществляется за счет использования большей части крыла. Координированный разворот обладает меньшим быстродействием, т.к. введение ЛА в крен требует времени. К недостатку плоской схемы можно отнести возможную раскачку по каналу крена.

Корпус планера ЗУР несет на себе комплект аэродинамических поверхностей, подвижных и неподвижных, которые служат для создания аэродинамических сил и моментов. Как уже упоминалось, ЗУР в большинстве случаев бывают крестокрылыми, т. е. имеют по два комплекта крыльев и других поверхностей, расположенных во взаимно перпендикулярных плоскостях. Если эти плоскости – горизонтальная и вертикальная, то схема называется плюсобразной, а если они сдвинуты по углу крена на 45°– иксобразной (рисунок 2.1).

Рисунок 2.1 – Схема расположения на корпусе аэродинамических поверхностей (поперечное сечение):

а – плюсобразная; б – иксобразная.

В зависимости от продольного расположения несущих поверхностей аэродинамические схемы (рисунок 2.2) делятся на следующие типы:

1. Схема «Обычная» (нормальная или самолетная);

2. Схема «Утка»;

3. Схема «Бесхвостка»;

4. Схема «Поворотное крыло».

а)

б)

в)

г)

Рисунок 2.2 – Виды аэродинамических схем ЛА:

а) схема «Обычная», б) схема «Утка»,

в) схема «Бесхвостка», г) схема «Поворотное крыло»

Проведем сравнение представленных выше аэродинамических схем по способу создания момента крена. В аэродинамической схеме «обычная» момент крена может быть создан за счет дифференциального (рассогласованного) поворота рулей и за счет использования в конструкции ЛА элеронов. Использование дифференциального отклонения рулей в схеме «Утка» невозможно, т.к. поток, закручиваемый рулями, индуцирует на крыльях момент крена противоположного знака. Величина этого момента существенно больше по сравнению с моментом на рулях. В связи с этим возможно появление так называемого реверса органов управления. В схеме «Утка» момент крена можно создать элеронами, установленными на крыльях. В схеме «Поворотное крыло» момент крена создается за счет дифференциального отклонения крыльев. В связи с этим модуль момента крена, индуцированного на стабилизаторах существенно меньше модуля момента крена возникающего на крыльях, что исключает возможность появления реверса органов управления. Помимо этого момент крена в аэродинамической схеме «Поворотное крыло» можно создать с помощью элеронов.

Проведем сравнение аэродинамических схем по несущей способности.

Несущая способность представляет собой возможность создания подъемной силы. Несущая способность характеризуется располагаемой перегрузкой:

,

где - площадь, отнесенная к площади Миделя.

Величина подъемной силы ЛА определяется площадью крыла и углом атаки, точнее, максимальным балансировочным углом атаки. Максимальную площадь крыла можно обеспечить в аэродинамической схеме «Бесхвостка» при ограничении на размах. Минимальную площадь крыла можно обеспечить в аэродинамической схеме «Поворотное крыло», при ограничении на размах.

Рассмотрим возможности аэродинамических схем по обеспечению угла атаки. Пусть угол атаки корпуса - a, тогда для можно записать

,

где a - угол атаки корпуса ЛА;

d - угол отклонения рулей.

Представленное выше выражение для должно быть всегда не более некоторого критического значения угла атаки рулей, т.е.. Для предотвращения срыва потока (при условии) необходимо выполнение следующего условия

В аэродинамических схемах «Утка» и «Поворотное крыло» угол поворота рулей всегда больше нуля (d >0), а в схеме «Бесхвостка» - меньше нуля (d <0). Поэтому для этих схем ограничений на угол атаки практически не существует. В связи с этим максимальной несущей способностью обладает схема «Бесхвостка» (большая площадь крыла и отсутствие, каких либо ограничений на угол атаки). На втором месте по несущей способности стоит схема «Обычная», «Утка» и «Поворотное крыло».

Проведем сравнение аэродинамических схем по величине действующего шарнирного момента. Шарнирным моментом называется момент, возникающий на органах управления и препятствующий их отклонению (рисунок 2.3).

a

d

h

Np

Рисунок 2.3 – Схема нагружения руля

Запишем выражение, определяющее шарнирный момент:

,

где b_Ap – средняя аэродинамическая хорда руля;

- центр давления руля;

Np – равнодействующая аэродинамических сил.

Таким образом, максимальный шарнирный момент возникает в аэродинамической схеме «Поворотное крыло», т.к. в этой схеме большая площадь крыла и одинаковые знаки угла атаки и угла поворота рулей. Минимальный шарнирный момент возникает в схемах «Бесхвостка» и «Обычная», т.к. у них малые площади и разные знаки угла атаки и угла поворота рулей.

Реальную величину шарнирного момента можно оценить по зависимости:

Сравним аэродинамические схемы по степени статической устойчивости. Точка приложения нормальной аэродинамической силы, обусловленной наличием некоторого угла атаки, называется фокусом по углу атаки. ЛА называется статически устойчивым, если фокус по углу атаки лежит за его центром масс:

С увеличением модуля степени статической устойчивости растет частота собственных продольных колебаний относительно поперечной оси OZ. Это в свою очередь приводит к повышению быстродействия схемы и, следовательно, к уменьшению ошибки системы наведения. Но с увеличением модуля степени статической устойчивости растет стабилизирующий момент. В связи с этим для поворота ЛА на угол атаки требуется большее значение нормальной силы действующей на органы управления.

Ya×a

Yd×d

a>0

V

ц. м.

Fa

Fd

d

Рисунок 2.4 – Схема нагружения ЛА.

В схемах «Обычная» и «Бесхвостка» направление силы, вызванной углом отклонения рулей, противоположно направлению нормальной силы обусловленной углом атаки (рисунок 2.4), т.е. другими словами имеют место потери нормальной силы на балансировку. Поэтому в этих схемах невыгодно использовать увеличение степени статической устойчивости.

Проведем сравнение аэродинамических схем по компоновочной способности. Схемы «Обычная» и «Бесхвостка» имеют малую степень статической устойчивости, поэтому они наиболее чувствительны к разбежке центра масс ЛА. В этих схемах двигательная установка располагается в середине ЛА. Схема «Поворотное крыло» допускает кормовое расположение ДУ. При большом удлинении фюзеляжа, кормовое расположение двигательной установки может быть применено в схеме «Утка».