69203

Природа виникнення аеродинамічних сил. Принципи створення піднімальної сили

Лекция

Астрономия и авиация

Картина обтікання крила літака потоком повітря показана на рис. Повна аеродинамічна сила крила: а картина обтікання крила літака потоком повітря; б схема створення повної аеродинамічної сили R.21 а наглядно видно що потік обтікає верхню і нижню частини профілю крила неоднаково.

Украинкский

2014-10-01

8.87 MB

6 чел.

 (Л5)   2.7. Природа виникнення аеродинамічних сил. Принципи створення піднімальної сили      [1], c. 20-24, 34-39

Для здійснення польоту ЛА на нього повинні діяти піднімальна сила і сила тяги. Піднімальна сила врівноважує силу ваги ЛА і забезпечує втримання ЛА в повітрі, набір висоти або зниження. Сила тяги переміщає ЛА в потрібному напрямку, тобто забезпечує його політ.

Відомі три основних принципи створення піднімальної сили: аеростатичний, аеродинамічний і реактивний (ракетний). ЛА, у яких піднімальна сила створюється за аеростатичним принципом, називаються апаратами легше за повітря. ЛА, у яких піднімальна сила створюється по аеродинамічному і реактивному принципах, називаються апаратами важче за повітря.

2.7.1. Аеростатичний принцип створення піднімальної сили

Аеростатичний принцип створення піднімальної сили заснований на законі Архімеда і використовується в ЛА легше за повітря - аеростатах. Аеростати підрозділяються на некеровані та керовані (дирижаблі). Некеровані аеростати можуть бути вільними або прив'язними.

Вільний аеростат (рис. 2.19) являє собою сферичну оболонку  1  із прогумованої бавовняної тканини. Оболонка заповнюється газом легше повітря або підігрітим повітрям, що створює піднімальну силу (силу, що виштовхує) До оболонки привішується пояс  2  для кріплення строп  3. Нижні кінці строп кріплять до стропового кільця  4, до якого підвішують гондолу  5.

Рис. 2.19. Вільний аеростат.

В гондолі розміщається екіпаж, пасажири, прилади й інше обладнання. Під гондолою або на її бортах розміщають баласт (мішки з піском). Оболонка аеростата заповнюється газом легше повітря (воднем або гелієм), що забезпечує створення піднімальної сили аеростата. Один  м3  водню створює піднімальну силу, здатну підняти масу в  1,2 кг, а один  м3  гелію здатний підняти масу в  1,1 кг.

Вільні аеростати переміщаються в повітрі під дією вітру. Управляти ними можна тільки у вертикальному напрямку, тобто змінювати висоту польоту. Висота польоту аеростата залежить від співвідношення його ваги  G  і піднімальної  (що виштовхує) сили  Y. При  Y > G  - аеростат піднімається; при  Y = G  - на постійній висоті; при      Y < G  - знижується. Для підйому аеростат полегшують, викидаючи частину баласту. Для зниження аеростата відкривають спеціальний клапан у верхній частині оболонки і випускають частину газу, в результаті чого піднімальна сила зменшується. Вільні аеростати застосовуються для наукових досліджень атмосфери, випробувань різного авіаційного обладнання і спортивних цілей. Аеростати, призначені для польотів на більші висоти в атмосферу, називаються стратостатами. На вільному аеростаті “Оссавіахім-1” з обємом  24900 м3  з герметичною гондолою в 1934 р.  стратонавти  П.Ф. Федосеенко,  А.Б. Васекко та  І.Д.Усискин досягли висоти  22000 м.

До вільних аеростатів відносяться невеликі кулі-зонди, кулі-пілоти і радіозонди, застосовувані для метеорологічних і інших досліджень і, що піднімаються на дуже більшу висоту (кілька десятків км).

Прив'язні аеростати застосовуються для метеорологічних спостережень, а під час Великої Вітчизняної війни використовувалися в протиповітряній обороні міст і військових об'єктів. Підйом і спуск прив'язного аеростата здійснюється лебідкою.

Керовані аеростати називаються дирижаблями (рис. 2.20). Дирижабль складається з корпуса, оперення і гондоли.

Корпус - оболонка  1 має подовжену форму з тупою носовою частиною і загостреною кормою, щоб забезпечити мінімальний лобовий опір. Оперення складається з горизонтальних і вертикальних нерухомих і рухомих поверхонь. Горизонтальна нерухома поверхня називається стабілізатором  2, а рухома - кермом висоти  3. Вертикальна нерухома поверхня називається  кілем  5, а рухома - кермом напрямку  4. До корпуса дирижабля за допомогою строп  6  кріпиться одна або кілька гондол  8 для розміщення екіпажа, пасажирів і двигунів  7.

Рис. 2.20. Дирижабль.

Піднімальна сила  Y  у дирижабля створюється, як і у вільного аеростата, за рахунок газонаповненого корпуса, а переміщення в повітрі - за рахунок сили тяги  Р  двигунів. Керування висотою і напрямком польоту здійснюється за допомогою відхилення керма висоти і керма напрямку або вектора тяги двигунів.

Розквіт дирижаблебудування доводиться на 30-і роки. На той час були створені дирижаблі, здатні перевозити до сотні пасажирів і десятки тонн вантажу, літати на необмежені відстані, кілька діб триматися в повітрі. У післявоєнні роки дирижаблі не витримали конкуренції з літаками і у сорокові роки їхнє будівництво припинилося. Останнім часом уважають, що застосування дирижаблів для перевезення великогабаритних вантажів, на монтажних роботах при зведенні більших споруджень економічно вигідно, тому що вартість будівництва причалів і елінгів, необхідних для їхньої експлуатації, менше вартості будівництва сучасного аеродрому. Основне достоїнство аеростатів і дирижаблів полягає в тім, що вони можуть підніматися і спускатися вертикально, літати зі скільки завгодно малими швидкостями і навіть нерухомо висіти в повітрі без витрати енергії.


2.7.2. Аеродинамічний принцип створення піднімальної сили. Повна аеродинамічна сила та її складові

Аеродинамічний принцип створення піднімальної сили був сформульований М.Є. Жуковським: „…рухаючись під малим кутом до горизонту з великою горизонтальною швидкістю, похила площина надає величезній кількості послідовно прилеглого до неї повітря малу швидкість вниз і тим розвиває велику піднімальну силу вгору при незначній витраті роботи на горизонтальне переміщення”. Отже, для створення піднімальної сили за аеродинамічним принципом необхідне переміщення тіла щодо повітря, або навпаки.

Аеродинамічний принцип створення піднімальної сили використовується апаратами важче повітря, до яких відносяться літаки (аероплани), планери, вертольоти, автожири і літальні апарати із крильми, що махають (ортоптери і орнітоптери).

Для створення піднімальної сили за аеродинамічним принципом необхідно здійснити рух тіла, наприклад, літака, щодо повітря. Картина обтікання крила літака потоком повітря показана на рис. 2.21.

а)                                                                      б)

                     

Рис. 2.21. Повна аеродинамічна сила крила: а) картина обтікання крила літака потоком повітря;  б) схема створення повної аеродинамічної сили  R.

На спектрі (рис. 2.21, а) наглядно видно, що потік обтікає верхню і нижню частини профілю крила неоднаково. Вдалині від крила струйки потоку повітря, що набігають на крило, мають однакові перетини. В міру наближення до крила вони починають деформуватися. Над крилом струйки стискаються, що приводить, згідно з законом нерозривності, до збільшення їх швидкості по відношенню до швидкості струйок удалині від крила. Під крилом струйки повітря стають ширше тому швидкість їх зменшується. Пояснюється це тим, що частинки повітря, що обтікають крило зверху, повинні за один і той же час пробігти довший шлях, ніж частинки, що біжать знизу крила.

Відповідно до закону Бернуллі над крилом, де швидкість потоку більше, тиск у струйкі буде менше  ( – ), а під крилом, де швидкість потоку менше, тиск буде більше  ( + ). Тому на кожному елементі поверхні крила виникає елементарна сила тиску  (рис. 2.21, б), напрямок якої в різних точках крила різний. Крім того, на кожний елемент поверхні крила буде діяти елементарна сила тертя струйок повітря dF. У підсумку на кожний елемент поверхні крила буде діяти елементарна аеродинамічна сила dR як геометрична сума сил dP і dF. Результуюча елементарних сил dR називається повною аеродинамічною силою R (рис. 2.21, б).

Отже, при взаємодії потоку повітря з крилом виникає повна аеродинамічна сила, яка є рівнодіючою сил тиску і тертя, прикладена в точці, званої центром тиску (ц.т.) і спрямована під деяким кутом до потоку повітря, що набігає.

Повну аеродинамічну силу R можна розкласти на три складові (рис. 2.22), одна з яких Y спрямована перпендикулярно потоку повітря, що набігає і називається піднімальною силою крила, інша спрямована паралельно набігаючому потоку вбік протилежний руху крила і називається силою лобового опору крила X, а третя сила діє поперек напрямку потоку повітря, що набігає і називається бічною силою Z.

Рис. 2.22. Складові повної аэродинамичної сили.

Зазначені аеродинамічні сили математично визначаються по наступних формулах:

                          ,

де  ρ - густина повітря;

V - швидкість руху ЛА або повітря;

S - площа крила (у плані);

Сr,  Сy,  Сx,  Cz - відповідно коефіцієнти повної аеродинамічної сили R, піднімальної сили Y, сили лобового опору X і бічної сили Z. Ці коефіцієнти величини безрозмірні й визначаються дослідним шляхом при продувці крил або їх моделей в аеродинамічних трубах. Значення коефіцієнтів залежить від форми крила, положення крила в потоці повітря, якості обробки поверхні крила, точності виміру величин при продувці крила в аеродинамічних трубах і від ряду інших причин. При польотах з великими швидкостями коефіцієнти аеродинамічних сил будуть залежати і від стисливості повітря.

При симетричному розташуванні крила щодо вертикальної площини повна аеродинамічна сила умовно розкладається на дві складові: піднімальну силу Y і силу лобового опору X.

Піднімальна сила крила Y - це корисна сила, що дає можливість здійснювати політ ЛА. На рис. 2.23 показані повітряні потоки, що створюють силу тяги і піднімальну силу гвинтомоторного літака.

Рис. 2.23. Повітряні потоки (створюють силу тяги і піднімальну силу літака).

Сила лобового опору X – це шкідлива сила, що гальмує рух ЛА. Лобовий опір крила складається з профільного і індуктивного. Профільний опір Xp залежить в основному від форми крила, положення його в потоці повітря, а також від якості обробки крила. Індуктивний опір Xi пов'язаний з виникненням піднімальної сили.

Виникаюча при польоті літака піднімальна сила Y діє на крило. Відповідно до законів механіки крило буде діяти на повітряний потік, що його обтікає, з силою, рівної по величині піднімальній силі, але спрямованої в протилежну сторону, тобто вниз. Ця сила буде змінювати напрямок повітряного потоку, що набігає, відхиляючи його вниз.

Піднімальна сила крила спрямована перпендикулярно до набігаючого потоку. Оскільки в міру обтікання профілю повітряний потік поступово відхиляється вниз, то і фактична піднімальна сила Yфакт буде відхилятися назад на деякий кут. Розклавши Yфакт на складові - перпендикулярну і паралельну набігаючому незбуреному потоку повітря (рис. 2.24), ми бачимо, що відхилення назад піднімальної сили приводить до появи сили Хi , яка і носить назву індуктивного лобового опору. Таким чином,
 X = Xp+ Xi    або    Сх = Схp + Сxi.

Рис. 2.24. Складової фактичної піднімальної сили.

З погляду аеродинаміки конструктори прагнуть спроектувати крило таким чином, щоб при обтіканні його потоком повітря створювалася необхідна піднімальна сила і найменша сила лобового опору. Однак зі зміною піднімальної сили змінюється і сила лобового опору. Тому для правильної оцінки аеродинамічних властивостей крила необхідно визначати відношення піднімальної сили до сили лобового опору. Це відношення називається аеродинамічною якістю крила  К:   

Таким чином, аеродинамічна якість крила є відношення коефіцієнта піднімальної сили до коефіцієнта сили лобового опору. У крил сучасних літаків максимальна якість досягає значення 15 - 25. Наприклад, для літака Ан-24  Кmax = 17,2,  для літака Ту-154 - Кmax = 15. Оскільки коефіцієнти Сy  і Сх залежать від форми крила і від положення крила в потоці повітря, то і аеродинамічна якість крила К буде залежати від цих факторів.

Планер створює піднімальну силу, так само як і літак, нерухомо закріпленим крилом. Однак планер не має силової установки, тому він може літати тільки на буксирі (за автомобілем, літаком) або планерувати. При планеруванні планер знижується за рахунок сили ваги або набирає висоту за рахунок висхідних потоків повітря.

Піднімальна сила вертольота створюється несучим гвинтом, що приводиться в обертання двигуном. При обертанні несучий гвинт із силою відкидає повітря вниз, який з такою ж силою діє на гвинт і вертоліт вгору (рис. 2.25).

Рис. 2.25. Створення піднімальної сили і тяги у вертольота.

2.7.3. Реактивний принцип створення піднімальної сили

Реактивний принцип створення піднімальної сили заснований на третьому законі Ньютона. Газовий струмінь, що відкидається двигуном ракети, створює силу реакції R, вертикальна складова якої є піднімальною силою Y, а горизонтальна складова - силою тяги Р (рис. 2.26).

Рис. 2.26. Реактивний принцип.

Для того щоб виникла піднімальна сила ракети необхідно, щоб сила реакції була спрямована під деяким кутом до горизонту. В окремому випадку, при вертикальному зльоті, сила реакції струменя R є піднімальною силою.


(Л6)   2.8. Форма крила та її вплив на аеродинамічну якість   [1], c. 31-34

Форма крила характеризується профілем крила, видом крила в плані та видом крила спереду. У свою чергу, профіль крила, вид у плані й вид спереду визначаються його геометричними розмірами.

2.8.1. Профіль крила

Профілем крила називається місцевий перетин крила площиною, паралельної площини симетрії. Крило має одну площину симетрії, що збігає із площиною симетрії ЛА. Основні геометричні елементи профілю крила показані на рис. 2.27.

Рис. 2.27. Профіль крила.

Профіль крила характеризується його хордою b, товщиною с і кривизною (увігнутістю) f.

Хорда профілю b - це умовна пряма лінія, що з'єднує передню і задню точки профілю A і В.

Середня лінія профілю - це лінія, що проходить через середини відрізків між верхнім і нижнім контурами профілю, проведеними перпендикулярно до хорди.

Товщина профілю с - це відстань між верхнім і нижнім контурами профілю.

Абсциса найбільшої товщини Хс - це відстань від передньої кромки до місця найбільшої товщини профілю.

Кривизна профілю f - це найбільша відстань між хордою і середньою лінією профілю.

Абсциса найбільшої кривизни Хf - це відстань від передньої кромки до місця найбільшої кривизни профілю.

Форма профілю характеризується відносною товщиною, відносною кривизною і відносною абсцисою найбільшої товщини.

Відносною товщиною профілю  називається відношення максимальної товщини профілю Сmах до хорди b, виражене у відсотках:     

Відносна товщина профілю  сучасних профілів змінюється в межах від 3 до
25 %. Якщо  < 8 %, то профіль тонкий;  = (8–12) % - профіль середній;  > 12 % – профіль товстий. Відносна товщина профілю впливає на величину коефіцієнтів Сх  і Сy. Для зменшення Сх прагнуть застосовувати тонкі профілі. Разом з тим зменшення відносної товщини крила погіршує злітно-посадочні характеристики літака. У не швидкісних літаків  = (10–18) %, у швидкісних літаків  = (3–10) %. Відносна товщина профілю крила уздовж розмаху звичайно зменшується від максимальної біля кореня до мінімальної на кінці крила. Наприклад, у літака Ан-148 відносна товщина профілю крила уздовж його розмаху зменшується від 15,5 % у кореня до 11 % на кінці крила.

Положення максимальної товщини профілю визначається відносною абсцисою найбільшої товщини , вираженої у відсотках:         

Відносна абсциса найбільшої товщини  для не швидкісних профілів становить (25–30) %, для надзвукових профілів – (40–50) %.

Відносною кривизною профілю  називається відношення максимальної кривизни fmах до хорди b профілю, виражене у відсотках:        

Для сучасних профілів  змінюється від 0 до 4 %. При  = 0 профіль називається симетричним, тобто середня лінія профілю збігається з його хордою. Відносна кривизна профілю, так само як і відносна товщина, впливає на коефіцієнти Сy і Сх. 

Положення максимальної кривизни профілю визначається відносною абсцисою найбільшої кривизни , вираженої у відсотках:        

Від форми профілю залежать його аеродинамічні характеристики. Тому різні за формою профілі мають різні області застосування. Форми профілів крил сучасних літаків наведені на рис. 2.28.

Рис. 2.28. Форми профілів крила:

1 – двоопуклий симетричний;   2 - опукло-увігнутий;   3 – двоопуклий несиметричний;   4 – плоско-опуклий;   5 - S – образний;   6 - ламінізірований;   7 - чечевіцеобразний;   8 – ромбовидний;   9 - дельтовидний.

Двоопуклі симетричні профілі 1 або профілі з дуже малою кривизною застосовують у крилі швидкісних літаків. На не швидкісних літаках симетричні профілі використовуються в основному для органів оперення (кермо напрямку і кермо висоти).

Ту – 160


МіГ – 31

F – 22A


Опукло-увігнуті профілі 2, що мають більшу несучу здатність, застосовувалися на зорі авіації на літаках братів Райт, Блерио та ін. Крило такого профілю створювало достатню піднімальну силу при дуже малих швидкостях польоту. На сучасних літаках опукло-увігнутий профіль створюється відхиленням закрилка та передкрилка.

“Спад”

Ил – 76

Двоопуклі несиметричні профілі 3 c великою кривизною забезпечують не тільки достатню несучу здатність, але і велику міцність і жорсткість крила. Тому вони використовуються на не швидкісних важких літаках.

С – 130

Ан - 22


Плоско-опуклі профілі 4 дуже прості у виробництві й застосовуються на не швидкісних літаках.

Як – 9

Іл - 10

МіГ - 15


S-образні профілі 5 - самостійкі. Застосовуються на “безхвостих” літаках.

Конкорд

Vulkan


Ламінізіровані профілі 6 мають велике значення абсциси Хс, за рахунок чого подовжується ламінарна частина межового шару. Вони застосовуються на швидкісних дозвукових літаках.

А – 300-100

Як - 130


Всі профілі з гострими кромками - чечевіцеобразні 7, ромбовидні 8 і дельтовидні 9 - використовуються на надзвукових літаках.

Су - 30

F – 16

F - 111

2.8.2. Вид крила в плані

Вид крила в плані являє собою проекцію крила на базову площину, що проходить через центральну хорду перпендикулярно площини симетрії крила. Форми крила в плані представлені на рис. 2.29.

Рис. 2.29. Форми крила в плані.

Форма крила в плані може бути прямокутною (а), еліпсоїдною (б), трапецієподібною (в, г), стрілоподібною (д, е), трикутною (ж, з), ожівальною (і).

Форма крила в плані визначається розмахом  l, площею  S, подовженням  λ, звуженням  η  і кутом стрілоподібності  χ.

Розмах крила  l - це найбільша відстань між кінцями крила, заміряна перпендикулярно до площини симетрії літака. Розмах крила залежить від призначення літака і зазвичай коливається від (8–10) м у легких літаків і до 50 м і більше у важких літаків. Наприклад, у літака Ан-148 l = 28,91м, у літака Як-40 l = 25м, у літака Ту-154 l = 37,5м.

Площа крила S - це площа його проекції на площину хорд, в яку включається і частина площі, вписаної в фюзеляж літака S = l∙bср. Площа крила виміряється у квадратних метрах. У сучасних літаків площа крила коливається від 12 до 400 м2. Наприклад, у літака Ан-148  S = 87,32 м2, у літака Ту-154  S = 201 м2, у літака Як-40  S = 70 м2. Скорочення площі крила зменшує його геометричні розміри, що знижує лобовий опір крила.

Подовження крила λ - це відношенню квадрата розмаху крила до його площі     λ = l2 / S. В окремому випадку (для прямокутного крила) подовження - це відношення розмаху крила до довжини хорди: λ = l / b. Подовження характеризується витягностю крила уздовж розмаху. У сучасних літаків λ має значення від 2 до 15. Крило дозвукових літаків має  λ = (6–9), надзвукових λ = (2–5). Так, у літака  Ан-148   λ = 9,58, а у літака Іл-62   λ = 6,4. Подовження крила впливає на його аеродинамічну якість.

Звуження крила η - це відношення довжини кореневої хорди до довжини кінцевої хорди (рис. 2.29, е):   

Звуження крила може мінятися від 1 (пряме) до (трикутне). Крило літака
Ан-148 має звуження η = 4,05,  а у крила літака Іл-62 - η = 4,1.

Стрілоподібність крила χ - це кут між лінією фокусів (лінією, що з'єднує точки, що лежать на 1/4 хорд від передньої кромки крила) і лінією, перпендикулярної до осі літака (рис. 2.29, е). Іноді стрілоподібність рахують по передній кромці крила літака. Стрілоподібсть впливає на аеродинамічну якість при польотах на великих швидкостях. Кут стрілоподібності крила сучасних літаків змінюється від 0° (дозвукове - прямокутне) до 80° (надзвукове - трикутне). На військових літаках застосовується крило зі стрілоподібностю, що змінюється. Крило літака Ан-148 має стрілоподібность χ = 25°.

Форми крила в плані сучасних літаків багатообразні (рис. 2.29).

Крило прямокутної форми в плані (а) є найпростішим по конструкції, має великий коефіцієнт піднімальної сили  Сy  і застосовується на літаках з малими швидкостями польоту. Літаки з прямокутним крилом мають хороші злітно-посадочні характеристики, але зі збільшенням швидкості польоту в них різко збільшується коефіцієнт лобового опору  Сx. На сучасних літаках прямокутне крило застосовується вкрай рідко через аеродинамічну недосконалість.


Ил-4

Найбільш аеродинамічне довершеною формою крила для не швидкісних літаків вважається еліпсоїдне крило (б), але через складність виробництва на сучасних літаках воно майже не застосовується.

Спитфайер


Трапецієвідне крило (в, г) з подовженням  λ = 10–15 і звуженням  η = 1–3 широко використовується на не швидкісних літаках.

Ан – 22

L- 39 “Альбатрос”


На швидкісних літаках використовується пряме трапецієвідне крило (передня кромка крила стрілоподібна, а задня кромка пряма).

Пряме трапецієвідне крило має високий коефіцієнт піднімальної сили  Сy, що дозволяє збільшити питоме навантаження на крило. Хороші злітно-посадочні характеристики літака забезпечуються при цьому ще і тим, що на прямому крилі можна розмістити ефективну механізацію, яка розширює діапазон експлуатаційних швидкостей.

При надзвукових швидкостях польоту різко збільшується коефіцієнт лобового опору  Сx  прямого крила. Ситуацію погіршує і те, що при переході через швидкість звуку у літаків із прямим крилом спостерігається значна зміна положення центра тиску, а значить і зміна балансування. Деякого поліпшення характеристик можна домогтися при використанні крила з невеликим подовженням і тонким надзвуковим профілем. Найважливішою перевагою прямого крила з малим подовженням у порівнянні зі стрілоподібним і трикутним (при такій же відносній товщині й подовженні) є кращі аеродинамічні характеристики (Сy і Сx) при приземленні.

МіГ – 29 (пряме трапецієвидне крило невеликого подовження)


Більшість сучасних реактивних літаків мають стрілоподібні крила (д, е), що пояснюється їх високими аеродинамічними характеристиками. Застосування стрілоподібного крила дозволило відносно просто перевершити швидкість звуку і здійснювати польоти з надзвуковими швидкостями.

На деяких літаках використовуються крила зі зламом передньої або задньої кромки. Фактично такі крила являють собою комбінацію двох крил різної стрілоподібності з малим подовженням (комбіноване крило). Використання змінної стрілоподібності дозволило при малій відносній товщині профілю отримати більшу будівельну висоту крила в кореневому перетині (біля фюзеляжу), де можна розмістити канали повітряних забірніків, ніші основних опор шасі, паливні баки, а також напливи перед крилом. Наявність напливу в кореневій частині крила зменшує зсув аеродинамічного фокусу назад при переході від дозвукової швидкості до надзвукової. Це приводить до зменшення втрат на балансування і забезпечує збереження необхідної стійкості. Ефективність крила з напливом значно зростає при оснащенні його носком, що відхиляється (або щитком), і висувними закрилками.

На швидкісних літаках широко використовуються стрілоподібні крила з кутом стрілоподібності  χ > 30°, подовженням  λ = 6–12, звуженням  η = 2–4.

Боинг – 777-300


Ан – 148


Ту – 22


Ту - 324

Су – 37 (зворотня стрілоподібність)


Ще одним типом крила, широко застосовуваним на надзвукових літаках, є трикутне крило (ж, з) (може мати задню кромку з невеликий позитивної або негативної стрілоподібністю). Маючи практично однакові аеродинамічні характеристики зі стрілоподібним крилом, трикутне крило має конструктивні і міцністні переваги. Завдяки великій хорді в кореневому перетині, можливе використання профілів з відносно малою товщиною. Переваги трикутного крила найкраще проявляються при великих швидкостях польоту. Однак, трикутне крило має меншу аеродинамічну якість, що затрудняє досягнення великої висоти та дальності польоту. Для зменшення цих недоліків у трикутних крилах використовується передня кромка зі зламом або з кутом стрілоподібності, що плавно змінюється уздовж розмаху – так зване ожівальне (і) крило; носок, що відгинається, застосування стабілізатора або переднього горизонтального оперення (ПГО).

МіГ – 21


“Рафаль” (носок, що відгинається и ПГО)

EF – 2000 “Еврофайтер”( носок, що відгинається и ПГО) 

PSAURORA (ожівальна форма крила)

Конкорд (ожівальна форма крила)

З ростом швидкостей польоту літаків росли труднощі з забезпеченням задовільних злітно-посадочних характеристик і дальності польоту. Це привело до необхідності створення літака зі змінюваної в польоті стрілоподібністю крила: при прямому куті стрілоподібності досягалася максимальна піднімальна сила (хороші злітно-посадочні характеристики), а при стрілоподібному – максимальна швидкість.

Ту – 160

Ту – 22м


Торнадо

(крило з великою стрілоподібністю при надзвуковому польоті)

(пряме крило і випущені закрилки на злеті)


F - 14

(крило з великою стрілоподібністю при надзвуковому польоті)

(пряме крило при заході на посадку)


2.8.3. Вид крила спереду

Геометричною характеристикою крила спереду є  кут поперечного  V  крила, який утворений площиною хорд  1  і горизонтальною площиною  2 (рис. 2.30).

Рис. 2.30. Вид крила спереду.

Цей кут уважається позитивним, якщо кінці крила підняті, і негативним, якщо кінці крила опущені. Наявність поперечного V крила впливає на поперечну стійкість і керованість літака. На не швидкісних літаках поперечне V крила зазвичай має позитивне значення від +2 до +7°, у швидкісних літаків - негативне значення від –1 до –5°. У літака Як-40 поперечне V крила  +5°30', а у літака Ан-148 поперечне V крила  5°.

При проектуванні літальних апаратів вибирається така форма крила, що мала б найкращу аеродинамічну якість на основних експлуатаційних режимах польоту. Для цього крила різних форм або їх моделі продувають в аеродинамічних трубах, де і визначають їх аеродинамічні якості.

У крилах сучасних літаків цивільної авіації широко використовуються ламінізіровані профілі, застосовуються аеродинамічна і геометрична скрученість крила. Цікавою особливістю крила літака Ту-154 є «перевернені» (з негативною кривизною) профілі в кореневій частині, за рахунок яких зменшується шкідливий взаємний вплив між крилом і фюзеляжем та забезпечується стійка робота двигунів.

Ту-154

Ту – 334 (позитивне значення поперечного V крила)

Aн – 70 (негативне значення поперечного V крила)


А – 300-100 (позитивне значення поперечного V крила)


2.9. Положення крила у повітряному потоці. Кут атаки та його

вплив на аеродинамічну якість крила   [1], c. 39-42

Як вже наголошувалося вище, аеродинамічна якість крила буде залежати від положення крила в потоці повітря, що визначається кутом атаки  α.

Кут атаки крила  α - це кут, утворений хордою крила і напрямком потоку повітря, що набігає (рис. 2.31).

Рис. 2.31. Кут атаки крила.

Кут атаки може бути як позитивним, так і негативним. Кут атаки вважається позитивним  +α (рис. 2.31, а), коли потік повітря набігає на нижню поверхню крила, і негативним  –α (рис. 2.31, в), коли потік повітря набігає на верхню поверхню крила. При нульовому куті атаки α = 0 напрям набігаючого потоку повітря співпадає з напрямом хорди крила.

Не слід плутати кут атаки  α  с кутом установки крила  φ. Кут установки крила φ – це кут між хордою профілю крила і поздовжньою віссю літака (рис. 2.32).

Рис. 2.32. Кут установки крила.

Оскільки крило кріпиться до фюзеляжу літака жорстко, то для конкретного літака  φ = const. З урахуванням вимог аеродинаміки величина кута  φ  зазвичай вибирається від 0° до 3°. У польоті кут установки крила залишаеться постійним, а кут атаки може бути змінений льотчиком у широких межах за допомогою відхилення керма висоти. У літака Ан-148 кут установки крила +3°.

Якщо кути установки в різних перетинах крила різні, то хорди крила не лежать в одній площині. Таке крило називається геометрично скрученим.

Аеродинамічна скрученість крила створюється за рахунок того, що профілі в різних перетинах крила мають різні значення відносної товщини і відносної кривизни. Геометрична і аеродинамічна скрученість робиться для поліпшення аеродинамічних характеристик крила.

Аеродинамічними характеристиками крила називають графіки, що показують залежність аеродинамічних коефіцієнтів піднімальної сили Сy і сили лобового опору крила Сx від кута атаки α.

Графік залежності коефіцієнта Сy від кута атаки α Сy = Сy(α) показаний
на рис. 2.33 (
1 – несиметричний профіль;   2 – симетричний профіль).

Рис. 2.33. Залежність коефіцієнта Сy від кута атаки α.

За допомогою цієї характеристики можна визначити значення  Сy  для будь-якого кута атаки  α. Прямолінійна ділянка графіка відповідає безвідривному обтіканню крила, коли збільшення кута атаки  α  приводить до пропорційного збільшення коефіцієнта  Сy, оскільки при збільшенні кута атаки підсилюється деформація потоку і зростає різниця тисків під та над крилом.

Криволінійна ділянка свідчить про порушення прямо пропорційної залежності між  α  і  Сy, що пов'язане з початком зривного обтікання крила. Подальше збільшення кута атаки підсилює зрив потоку і викликає зменшення  Сy.

На графіку залежності коефіцієнта  Сy  від кута атаки  α  можна виділити дві характерні точки:

- точка  А  перетинання графіка з віссю абсцис відповідає куту атаки, при якому  Сy = 0. Цей кут атаки позначається  αо  і називається кутом атаки нульової піднімальної сили. Величина  αо  залежить від кривизни профілю. Для симетричного профілю  αо = 0, тому крива залежності Сy = Сy(α) проходить через початок координат. При α = 0 скривлення струйок повітряного потоку, що набігає, на верхній і нижній поверхнях профілю буде однаковим (статичний тиск теж однаковий), повна аеродинамічна сила буде спрямована строго по потоку, тому піднімальна сила буде відсутня, тобто  Сy = 0. Для несиметричних профілів кут  αо  негатівний і становить мінус (1–2)°.

- верхня точка графіка  Б  (точка торкання графіка з прямої, паралельної осі абсцис) відповідає куту атаки, при якому коефіцієнт піднімальної сили досягає максимального значення  Сy max. Кут атаки, при якому  Сy  досягає максимального значення, називається  критичним кутом атаки  αкр. Критичний кут атаки для сучасних цивільних літаків лежить у межах  (16–18)°. Польоти на кутах атаки, близьких до критичного, небезпечні, оскільки порушується плавність обтікання крила потоком повітря і починається зрив потоку з його поверхні. Через зривнє обтікання у літака погіршується стійкість і керованість. Зрив потоку починається на кутах атаки, трохи менших  αкр, але зони зриву на крилі ще невеликі, тому  Сy  продовжує повільно збільшуватися, досягаючи величини  Сy max.

На закритичних кутах атаки (при  α > αкр) літак стає зовсім нестійким і некерованим, оскільки на верхній поверхні крила створюється сильне вихрове утворення зі зривом струменів повітря (рис. 2.34).

Рис. 2.34. Спектр обтікання крила при  αкр.

Кут атаки, відповідний початку зриву, позначають  αтр  і називають кутом тряски, оскільки льотчик відчуває це явище, як тряску органів керування.

Діапазон кутів атаки від  αо  до  αкр  називається діапазоном льотних кутів атаки.


F – 14 (зрив потоку)

Ан – 225 «Мрія» (зрив потоку)

Коефіцієнт лобового опору  Сх  має більш складну залежність від кута атаки  α  (рис. 2.35.).

Рис. 2.35. Залежність коефіцієнта  Сх  від кута атаки  α.

Коефіцієнт лобового опору крила  Сх  на жодному з кутів атаки не дорівнює нулю. Це пояснюється тим, що коефіцієнт профільного лобового опору  Схр  не може бути рівний нулю, оскільки обтікання профілю без опору неможливо.

Характерною для кривій  Cx = Cx(α)  є точка В, відповідна куту атаки, при якому  Cx = Сx min, і тому крило має найменший опір. Цей кут називається кутом атаки найменшого опору і позначається  αСх mіn. Він майже дорівнює куту атаки нульової піднімальної сили, оскільки при  αо  крило не має піднімальної сили і не створює індуктивного опору, а профільний опір є для крила найменшим  Сx min = Схр. При зміні кута атаки в обидва боки від  αСх mіn  коефіцієнт лобового опору крила  Cx  збільшується приблизно по параболі за рахунок збільшення індуктивного опору  Схi.

У міру наближення до критичного кута атаки зростання Сх прискорюється через зрив потоку, що починається. Максимального значення коефіцієнт лобового опору Cx досягає при куті атаки, близькому до 90°, коли крило перетворюється на пластинку, поставлену упоперек потоку. Для профілів крила сучасних літаків Сx min = 0,009–0,01.

Маючи для крила криві  Cy = Cy(α)  і  Cx = Cx(α), можна побудувати нову криву, відкладаючи для кожного кута атаки  α  по осі ординат значення коефіцієнта  Cy, а по осі абсцис значення коефіцієнта  Сх. Отриману криву залежності  Cy = f (Cx), з нанесеними на неї значеннями кута атаки  α  (рис. 2.36), називають полярою крила.

                                                    

                                Рис. 2.36. Поляра крила.

Поляра крила є найважливішою аеродинамічною характеристикою крила і має велике практичне значення. Користуючись полярою крила, можна визначити характерні кути атаки й відповідні їм аеродинамічні дані:

- точка  1  перетинання поляри з віссю абсцис відповідає куту атаки нульової піднімальної сили  αо. При  α = αо коефіцієнт піднімальної сили  Cy = 0. У сучасних пасажирських літаків  αо  лежить в пределах від  −2° до 0°;

- точка  2  торкання поляри з прямої, яка проведена з початку координат, відповідає найвигіднішому куту атаки  αнв. При  α = αнв  аеродинамічна якість крила К максимальна. Кут між віссю ординат  Cy  і прямої, проведеної з початку координат, називаеться кутом якості  θ. При  α = αнв  кут якості  мінімальний. У сучасних пасажирських літаків  αнв = (4–8)°, при цьому Кмах = 15–25;

- точка  3  торкання поляри з прямої, паралельної осі абсцис відповідає критичному куту атаки  αкр. При  α = αкр  коефіцієнт піднімальної сили має максимальне значення Cy = Cy мах. У сучасних пасажирських літаків αкр = (16–18)°,  Cy мах = 0,9–1,4;

- точка  4  торкання поляри з прямої, паралельної осі ординат відповідає куту атаки найменшого опору  αСх mіn. У сучасних пасажирських літаків  αСх mіn = (−1 ÷ 0)°.

Слід зазначити, що крива  Cy = f (Cx)  полярою може бути названа тільки в тому випадку, якщо коефіцієнти  Сy  і  Сх  відкладаються по осях у рівних масштабах. Оскільки коефіцієнт  Сy  у декілька разів більше коефіцієнта  Сх, то масштаб  Сх  береться зазвичай в  5  або  10  разів крупніше масштабу  Сy. Незважаючи на це, побудовану криву все одне називають полярою.

МиГ – 29 (зрив потоку)

Мираж 2000 (зрив потоку)


2.10. Аеродинамічна якість літака та засоби її підвищення

Для того щоб правильно визначити льотні характеристики літака, необхідно знати піднімальну силу і силу лобового опору літака в цілому.

Чим буде відрізнятися піднімальна сила крила від піднімальної сили всього літака? При обтіканні літака потоком повітря всі його частини будуть створювати піднімальні сили. Крім крила літака, піднімальні сили будуть створюватися фюзеляжем літака, його горизонтальним оперенням і іншими, більш дрібними деталями. Однак величини цих піднімальних сил у порівнянні з величиною піднімальної сили, створюваної крилом літака, незначні. Таким чином, уважають, що  Yліт=Yк,

де   Yліт - піднімальна сила всього літака;

     Yк - піднімальна сила, створювана крилом.

Отже, крило несе весь літак, а інші частини літака дають лише лобовий опір. Сила лобового опору літака  Хліт  є сумою сил лобового опору всіх його частин:

Хліт = Хк + Хф + Хго + Хво + Хш + Хмг +

де:  Хк,  Хф,  Хго,  Хво,  Хш,  Хмг - сила лобового опору крила, фюзеляжу, горизонтального оперення, вертикального оперення, шасі, мотогондоли й т.д., відповідно.

Наприклад, для літака  Іл-18 при швидкості 600 км/год на крило падає біля
50 %, на фюзеляж20 %, на хвостове оперення - 10 % і на мотогондоли - 20 % усього опору літака.

Оскільки всі частини літака, крім крила, не створюють піднімальної сили, то суму сил лобових опорів несучих частин літака називають шкідливим опором і позначають  Хшо. Отже,  Хліт = Хк + Хшо.

Аеродинамічна якість літака за аналогією із крилом  

.

Оскільки  Yліт  = Yк, а  Хліт = Хк + Хшо, те

.

Таким чином, аеродинамічна якість усього літака буде завжди менше аеродинамічної якості його крила, оскільки знаменник у формулі для якості літака більше на величину  Хшо.

Якщо у крил максимальна аеродинамічна якість досягає значення  25, то максимальна аеродинамічна якість для сучасних пасажирських літаків з нестрілоподібними крилами має значення близько 17, а зі стрілоподібними — 15. Наприклад, у літака
Іл-18   Кмах = 16,5, а у літака Ту-154   Кмах = 15,5.

По аналогії з крилом можна побудувати поляру, тобто залежність  Су  від  Сх  для всього літака. Вона буде відрізнятися від поляри крила тим, що зрушиться вправо на величину коефіцієнта шкідливого лобового опору літака  Схшо. Поляра літака служить основною характеристикою аеродинамічних, а отже, і льотних властивостей літака. Для того щоб збільшити аеродинамічну якість літака, необхідно зменшити значення коефіцієнта лобового опору крила  Схк  і коефіцієнта шкідливого лобового опору літака  Схшо. Значення  Схк  можна зменшувати, застосовуючи аеродинамічно вигідну форму крила, а також підвищуючи якість його обробки. Зменшення Схшо  досягається шляхом зменшення несучих частин літака.


Су
мах

Сх

Су

3

2

44

1

αнв

αСх mіn

Cx min

θ 

СR

10°

●•

4

αкр

αо

-10°

  •  .

  


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

30922. Особенности организации и функционирования спинного мозга 37 KB
  Особенности организации и функционирования спинного мозга Спинной мозг Самое древнее образование ЦНС подчиняется всем вышележащим отделам ЦНС. Центры спинного мозга не обладают автоматией дыхание. Для спинного мозга характерно сегментарное строение. Дорсальные корешки спинного мозга образованы чувствительными отростками афферентных нейронов вентральные корешки образованы двигательными отростками мотонейронов и преганглионарными волокнами вегетативной нервной системы.
30923. Ретикулярная формация 35.5 KB
  Нисходящее тормозящее влияние на спинной мозг 2. Восходящее активирующее влияние на кору больших полушарий. Нисходящее ретикулоспинальное влияние РФ: Слабое одностороннее раздражение торможение на той же стороне. Восходящее ретикулокортикальное влияние РФ: Особенности восходящего влияния РФ: 1.
30924. Кора больших полушарий 41.5 KB
  Нейроны коры не имеют непосредственной связи с внешней или внутренней средой т. Методы изучения функций коры больших полушарий: 1. Человек аненцефал врожденное отсутствие коры БП. Отсутствие коры больших полушарий у человека несовместимо с жизнью.
30925. Межполушарные взаимоотношения 27.5 KB
  Абстрактное мышление и сознание связаны с левым полушарием а конкретно чувственное мышление с правым полушарием. А Правое полушарие осуществляет обработку всей поступившей информации одновременно синтетически по принципу дедукции при этом лучше воспринимаются пространственные и относительные признаки предмета; Б Левое полушарие проводит обработку поступившей информации последовательно аналитически по принципу индукции лучше воспринимаются абсолютные признаки предмета и временные отношения. А Правое полушарие обуславливает более...
30926. Анализаторы 60 KB
  Суживающаяся воронка слой фоторецепторов 130 млн. По горизонтали в каждом слое различные свойства рецепторов в сетчатке палочки и колбочки; в свою очередь колбочки подразделяются на воспринимающие красный зеленый и фиолетовый цвет. Адаптация рецепторов. Некоторые рецепторы кроме обычной чувствительной иннервации по которой сигналы от рецепторов поступают в мозг получают эфферентные волокна.
30927. Зрительный анализатор 43 KB
  Строение и функции оптической системы глаза. Изза этого происходит преломление световых лучей внутри глаза. Преломляющая сила для здорового глаза для рассмотрении на далеких расстояниях составляет 59 D а при рассмотрении близких предметов 705 D. Обеспечивает приспособление глаза к ясному видению предметов расположенных на различном расстоянии.
30928. Топология. Функциональный анализ. Учебник 6.26 MB
  Слово «топология» относят ныне к двум разделам математики. И изначально для каждого из них имелись свои определения при слове «топология». Одну топологию, родоначальником которой был Пуанкаре, называли долгое время комбинаторной, за другой (у истоков ее были исследования Кантора) закрепилось название общей или теоретико-множественной
30929. Гідрогазодинаміка. Курс лекцій 5.25 MB
  Метою вивчення дисципліни ”гідрогазодинаміка” є засвоєння студентами понять і законів гідравліки і газодинаміки та застосування їх надалі у процесі вивчення спеціальних дисциплін та проведення необхідних інженерних розрахунків. Предмет ”Гідрогазодинаміка” базується на дисциплінах ”Вища математика”, ”Фізика”, ”Теоретична механіка”, ”Прикладна механіка”, ”Термодинаміка”
30930. Финансы и кредит. Конспект лекций 1.74 MB
  Размер процентной ставки зависит от ряда объективных и субъективных факторов: общего состояния экономики, в том числе денежно кредитного рынка, кратковременных и долгосрочных ожиданий его динамики, вида сделки, ее валюты, срока кредита и т.д.