Расчет влияния ветрового потока, обусловленного рельефом местности, на аэродинамические характеристики самолета

Исследования аэродинамических характеристик самолетов в ветро­вых потоках от рельефа местности показывают, что эти потоки также могут представлять для самолетов реальную опасность. В качестве примера приводим результаты расчета аэродинамических характери­стик самолета Су-25 в ветровом потоке от конкретного участка горной местности. На рис. 8.18 представлена траектория движения самолета вблизи горного массива с развитой вихревой структурой, соответствую­щей рис. 6.3. Самолет Су-25 помещался в точки этой траектории на вы­сотах пролета H = 125 м, 250м и 375 м. При этом по методике разд. 8.2 рассчитывались аэродинамические характеристики с выстраиванием вихревого следа самолета. Пример расчета вихревого следа самолета Су-25 в вихревом потоке, обусловленном рельефом местности, показан на рис. 8.19.

Подпись:Подпись: "9

image184

image185Траектория ’ движения

-500

Рис. 8.18. Траектория движения самолета Су-25

На рис. 8.20 представлены зависимости коэффициентов подъемной силы Cya самолета Су-25 вдоль показанной на рис. 8.18 траектории на высотах H = 125 м, 250 м и 375 м. Видим, что для данных условий полета наиболее сильное влияние ветровой поток оказывает на самолет на высоте H = 250 м. На рис. 8.21 представлены зависимости коэффи­циентов боковой силы Cza для тех же высот полета. Изменение коэф­фициента боковой силы также наиболее заметно на высоте H = 250 м.

На рисунках 8.22-8.24 показаны зависимости коэффициентов мо­ментов крена mx, рыскания my и тангажа mz вдоль той же самой траектории на высотах H = 125 м, 250 м и 375 м.

image187,image188

На графиках светлыми штрихами отмечено балансировочное значе­ние коэффициента момента тангажа. Штрихпунктиром показаны зна­чения коэффициентов моментов, для парирования которых необходимо

Расчет влияния ветрового потока, обусловленного рельефом местности, на аэродинамические характеристики самолета

H = 250 м H = 375 м — ш-H =125 м

 

Рис. 8.22. Зависимость коэффициента момента крена вдоль траектории полета

на разных высотах

 

H = 250 м H = 375 м — Щ — H =125 м

 

Рис. 8.23. Зависимость коэффициента момента рыскания вдоль траектории полета на разных высотах

 

H = 250 м — a — H = 375 м — m-H =125 м

 

Рис. 8.24. Зависимость коэффициента момента тангажа вдоль траектории по­лета на разных высотах

 

image189image190image191

25%-ноє отклонение соответствующих рулей. Жирными штрихами по­казаны значения коэффициентов моментов, для парирования которых необходимо 50%-ноє отклонение соответствующих рулей. Видим, что для рассматриваемых условий при полете на высоте H = 250 м момент — ные характеристики самолета Су-25 изменяются так, что для их пари­рования необходимо отклонение рулей до 50% от их хода.

Оставьте ответ

Вы можете использовать эти HTML теги и атрибуты: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <s> <strike> <strong>