Sila dizanja
Sila dizanja- komponenta ukupne aerodinamičke sile okomita na vektor brzine tijela u strujanju tekućine ili plina, koja je posljedica asimetrije strujanja oko tijela. Prema Bernoullijevom zakonu, statički tlak medija u onim područjima gdje je brzina strujanja veća bit će manji i obrnuto. Na primjer, krilo aviona ima asimetričan profil (gornji dio krila je konveksniji), zbog čega će brzina strujanja uz gornji rub krila biti veća nego preko donjeg ruba. Stvorena razlika tlaka stvara uzgon. Ukupna aerodinamička sila je integral pritiska oko konture krila.
Koeficijent uzgona
Koeficijent uzgona je bezdimenzionalna veličina koja karakterizira uzgon krila određenog profila pri poznatom napadnom kutu. Koeficijent se određuje eksperimentalno u zračnom tunelu ili prema teoremu Žukovskog. Razvijena je formula za izračunavanje sile uzgona preko koeficijenta braća Wright i John Smeaton početkom 20. stoljeća [navesti] . Formula izgleda ovako:
- sila uzgona (N) - koeficijent uzgona - gustoća težine zraka na visini leta (kg/m³) - brzina slobodnog toka (m/s) - karakteristična površina (m²)Pri izračunavanju pomoću ove formule važno je ne brkati težinu i masenu gustoću zraka. Gustoća težine u standardnim atmosferskim uvjetima (na razini tla na temperaturi od +15 C) jednaka je = 1,225 kg/m 3. Ali u aerodinamičkim proračunima često se koristi masena gustoća zraka, koja je jednaka 0,125 kg * s 2 / m 4. U ovom slučaju, sila dizanja Y ne dobiva se u newtonima (N), već u kilogramima (kg). Knjige o aerodinamici ne pojašnjavaju uvijek o kojoj gustoći i dimenziji uzgona govorimo, pa u kontroverzne situacije morate provjeriti formule smanjivanjem mjernih jedinica.
Bilješke
Linkovi
- Sila podizanja kopija iz web arhive
- Proračun sile dizanja koja djeluje na tijelo konačnih dimenzija u kontinuiranom strujanju medija. Metodologija klasičnog rješenja u prostoru.
Zaklada Wikimedia.
2010.
Pogledajte što je "podizna sila" u drugim rječnicima: Komponenta ukupne sile pritiska tekućeg ili plinovitog medija na tijelo koje se u njemu giba, usmjerena okomito na brzinu tijela (na brzinu težišta tijela ako se giba netranslatorno). P. s. se pojavljuje. zbog asimetrije.....
Fizička enciklopedija Komponenta ukupne sile pritiska tekućeg ili plinovitog medija na tijelo koje se u njemu kreće; usmjerena okomito na brzinu tijela. Sila dizanja nastaje zbog razlike u brzinama strujanja medija oko asimetričnog tijela (npr.... ...
Enciklopedijski rječnik SILA PODIZANJA - komponenta ukupne hidroaerodinamičke sile pritiska (još jedna komponenta otpora) tekućeg ili plinovitog medija, koja djeluje na tijelo koje se u njemu kreće (ili na tijelo strujano tekućinom ili plinom) i usmjereno je okomito ...
Velika politehnička enciklopedija lift - - [A.S. Goldberg. Englesko-ruski energetski rječnik. 2006] Općenito teme o energiji EN sila dizanja sila podizanja sila prema gore ...
Sila dizanja Vodič za tehničke prevoditelje - Sila podizanja. Strujanje oko profila krila zrakoplova. Y podizanje; v brzina strujanja zraka; tlak ispod krila rn veći je od tlaka ispod krila p. Sila dizanja SILA DIZANJA, sastavnica ukupne sile pritiska tekućeg ili plinovitog medija na ...
Ilustrirani enciklopedijski rječnik Komponenta ukupne sile pritiska tekućeg ili plinovitog medija na tijelo koje se u njemu giba, usmjerena okomito na brzinu tijela (na brzinu težišta tijela ako se giba netranslatorno). P. s. se pojavljuje. zbog......
Velika politehnička enciklopedija- keliamoji jėga statusas T sritis automatika atitikmenys: engl. uzlazna sila; sila podizanja; sila dizanja podizanje sile vok. Hebekraft, f; Hubkraft, rus. uzgonska sila, f pranc. napor de levée, m; portance, f … Automatikos terminų žodynas
Velika politehnička enciklopedija- keliamoji jėga statusas T sritis fizika atitikmenys: engl. uzlazna sila; podizanje sile vok. Auftrieb, m; Hebekraft, f; Hubkraft, rus. uzgonska sila, f pranc. sila ascensionnelle, f; force de portance, f; poussée verticale, f … Fizikos terminų žodynas
Velika politehnička enciklopedija- projekcija sile uzgona glavnog vektora aerodinamičkih sila (vidi Aerodinamičke sile i momenti) primijenjenih na aerodinamičnu površinu tijela na normalu na smjer njegova kretanja. Objašnjenje mehanizma nastanka i definicija P. s.... ... Enciklopedija "Zrakoplovstvo"
Eh! Volio bih da mogu poletjeti!..
Imam cool riđu mačku kod kuće. “Umjereno je uhranjen”, kako i priliči ugodnoj domaćoj mački, a iako trči uokolo kao električna metla, ima ne baš mačju osobinu: boji se visine. Iz tog razloga, nažalost, ne može biti leteća mačka, ali ponekad se očito želi podići u zrak, makar samo da skoči na kredenc. Međutim, višak kilograma, nažalost, tome ne pridonosi, pa ponekad morate pomoći jadnoj životinji, odnosno podići je rukama i staviti je tamo gdje joj duša toliko željna.
Pa, pitate se, što mačka i avion imaju zajedničko? Da, općenito, ništa, osim jedne vrlo važne stvari. Obojica imaju težinu koja ih vuče prema zemlji. A da bi se jedni popeli na kredenc, a da bi se drugi popeli više, potrebna im je snaga koja će svladati tu težinu. Za moju mačku od sedam kilograma to je snaga mojih ruku, ali za višetonsku "željeznu pticu" to je svima poznato. Odakle dolazi? Sve je, općenito, vrlo jednostavno :-)…
Počnimo s “jednostavnim početkom” :-). Glavnu ulogu u tome igra krilo zrakoplova (naime, krilo koje se sastoji od dvije konzole, a ne krila, u nastavku mog drugog). Radi jednostavnosti, uzmimo u obzir klasičnu aerodinamičku.
Aerodinamički uzgon
Zrak koji struji oko krila aviona dijeli se na dva toka: iznad krila i ispod njega. Donji tok teče dalje kao da se ništa nije dogodilo, a gornji se sužava. Uostalom, profil krila je konveksan na vrhu! I sada, da bi ista količina zraka prošla kroz gornji tok i za isto vrijeme kao u donjem toku, treba se brže kretati, jer je sam tok postao uži. Zatim stupa na snagu Bernoullijev zakon: što je veća brzina protoka, niži je tlak u njemu i, sukladno tome, obrnuto. Ovaj zakon je vrlo jednostavno ilustriran. Ako uzmete ne preusko vodoravno crijevo (čahuru) od tanke prozirne gume i u njega pod blagim pritiskom ulijete vodu. Što ćete vidjeti? Ništa posebno, voda će se samo brzo izliti kroz drugi kraj. Ali ako je na ovom drugom kraju poluzatvorena slavina, odmah ćete vidjeti da voda curi, ali sporo i da su zidovi rukavca nabubrili, odnosno smanjio se protok i povećao pritisak.
Dakle... Kada se kreće u struji zraka iznad krila, tlak je manji nego ispod njega. Zbog ove razlike,. Gura krilo aviona i, shodno tome, sam avion prema gore. Što je veća brzina, to je veći uzgon. A ako je jednaka težini, tada avion leti vodoravno. Pa brzina ovisi o radu motora zrakoplova. Usput, pad tlaka na vrhu krila možete vidjeti vlastitim očima.
Kao rezultat toga dolazi do kondenzacije vodene pare na gornjoj površini krila oštar pad pritisak
U zrakoplovu koji oštro manevrira (to se obično događa na aeromitingu), nešto poput struja bijelog vela pojavljuje se iznad gornje površine krila. To je zbog brzog pada tlaka i kondenzacije vodene pare u zraku.
Usput, ne mogu se ne prisjetiti još jednog jednostavnog, ali vrlo preciznog ilustriranja teorije ovog problema, školskog iskustva. Ako uzmete mali uski list papira za kraću stranu i prinesete ga ustima vodoravno puhnete preko lista, tada će se opušteni list odmah brzo podići. Za to je kriva ista podizna sila. Pušemo preko lista - protok se ubrzava, što znači da tlak u njemu pada, ali ispod lista ostaje isti. Podiže list u horizontalni položaj. Proces u osnovi sličan radu profila.
Pa, čini se da je to sve? Mogu li letjeti? Unatoč gore navedenom potpuno logičnom objašnjenju (po mom mišljenju :-)), rekao bih da je malo vjerojatno :-). Mora se shvatiti da je opisani slučaj ipak privatne prirode. Uostalom, profil može biti simetričan, tada neće biti takve raspodjele tlaka i vakuuma iznad i ispod njega.
Osim toga, takav se profil može nalaziti pod kutom prema protoku (što se najčešće događa). I upravo taj kut, koji se zove napadni kut, igrat će veliku ulogu u formiranju uzgonske sile krila, koja će sama biti druge prirode. O ovome u. A ovo će biti “jednostavni nastavak” :-).
Zapravo, naravno, kompletna teorija Ovo pitanje je puno kompliciranije i Bernoullijev zakon, detaljno objašnjen, ovdje neće proći. To je već područje fizike i aerodinamike, jer je u našem razmatranom slučaju sam slučaj . U bliskoj budućnosti malo ćemo se dotaknuti ovog područja s njegovim pojmovima i pojmovima, ali dublje proučavanje zahtijeva, da tako kažemo, komunikaciju s temeljnim znanostima.
Postskriptum nakon godinu dana.
20.11.12 Moji hobiji pisanja web stranica stari su skoro godinu dana. I tako je bilo potrebno unijeti malo pojašnjenja u ovaj, jedan od mojih prvih članaka. Čini se da su ljudi koji to čitaju ograničeni na ovo. Ovaj pristup je pogrešan, jer nakon njega svakako morate pročitati sljedeći članak u istom odjeljku, napisan gotovo odmah nakon prvog. Članak "s mačkom" 🙂 je pojednostavljena verzija, a ovo sam spomenuo (ovdje je napadni kut nula), ovo je nešto poput uvoda u aerodinamiku (također, usput rečeno, maksimalno pojednostavljeno :-)) , zbog čega je stil prezentacije tako slobodan :-). Međutim, za ispravno razumijevanje problematike ne može postojati bez drugog.
Zbog tadašnjeg neiskustva, ovo sam rekao malo nerazgovjetno, i što je najvažnije, nisam stavio link na “prosti nastavak”... Stavljam ga sada. Ispričavam se čitateljima koji nisu previše upućeni (oni iskusni već sve znaju i bez mene :-))... Bit će mi drago vidjeti vas na mojoj web stranici :-)…
Fotografije se mogu kliknuti.
AERODINAMIČKE SILE
STRUJANJE ZRAKA STRUJANJE TIJELA
Kad teče okolo čvrsta strujanje zraka podložno je deformacijama, što dovodi do promjena brzine, tlaka, temperature i gustoće u strujama strujanja. Tako se u blizini površine aerodinamičnog tijela stvara područje promjenjivih brzina i tlakova zraka. Prisutnost pritisaka različitih veličina na površini čvrstog tijela dovodi do pojave aerodinamičkih sila i momenata. Raspodjela tih sila ovisi o prirodi strujanja oko tijela, njegovom položaju u strujanju i konfiguraciji tijela. Za proučavanje fizičke slike strujanja oko čvrstih tijela koriste se razne načine pokazujući vidljiv uzorak strujanja oko tijela. Vidljivi uzorak strujanja zraka oko tijela obično se naziva aerodinamički spektar.
Za dobivanje aerodinamičkih spektara koriste se instrumenti poput dimnih kanala (slika 1), svile, optičke istraživačke mjere (za nadzvučna strujanja) itd.
Riža. 1 Dimni kanal
1 - izvor dima; 2 - struje dima; 3 - aerodinamično tijelo; 4 – ventilator
U dimnom kanalu, aerodinamički spektar stvaraju struje dima ispuštene iz posebne pušnice u struju zraka koja struji oko tijela.
Suština metode pomoću svilenih niti je da se na zanimljivim mjestima na površinu aerodinamičnog tijela zalijepe posebne svilene niti koje se, pušući preko tijela, nalaze duž potoka koji teku oko tijela. Položaj svila se koristi za procjenu prirode protoka blizu površine tijela.
Razmotrimo aerodinamičke spektre nekih tijela.
Ravna ploča (Sl. 2), postavljen u tok pod kutom od 90°, stvara prilično oštru promjenu smjera kretanja toka koji teče oko njega: usporavanje toka ispred njega, kompresiju tokova na njegovim rubovima te formiranje neposredno iza ruba ploče za razrjeđivanje i veliki vrtlozi koji ispunjavaju cijelo područje iza zapisa. Jasno vidljiv istostrujni tok može se uočiti iza ploče. Ispred ploče tlak će biti veći nego u neporemećenom strujanju, a iza ploče će se zbog razrjeđenja tlak smanjiti.
|
|
|
Riža. 2 Aerodinamički spektar ravne ploče i lopte
Simetrično aerodinamično tijelo (u obliku kapi). ima glatkiji uzorak protoka iu prednjem iu repnom dijelu.
U presjeku A - B (najveća vrijednost presjeka, aerodinamički spektar pokazuje najveću deformaciju mlazova, njihovu najveću kompresiju. U repnom dijelu nastaju mali vrtlozi strujanja koji stvaraju istostrujni mlaz i odnose se protokom, postupno blijedi (sl. 3).
Riža. 3 Aerodinamički spektar aerodinamičnog tijela
Aerodinamično, asimetrično tijelo po prirodi toka blizak je strujanom simetričnom, a razlikuje se u količini deformacije tokova u gornjem i donjem dijelu tijela (vidi sl. 4).
Riža. 4 Aerodinamički spektar aerodinamičnog asimetričnog tijela (profil krila)
Najveća deformacija struja uočava se tamo gdje tijelo ima najveću zakrivljenost površine tijela (točka K). U području ove točke, potoci su komprimirani, a njihov presjek se smanjuje. Donja, manje zakrivljena površina ima mali utjecaj na uzorak protoka. Ovdje se odvija takozvani asimetrični tok. Kada strujanje zraka struji oko simetričnih (i asimetričnih) usmjerenih tijela postavljenih pod određenim kutom a vektoru brzine neporemećenog strujanja (sl. 5), imat ćemo i sliku asimetričnog strujanja oko nas i dobiti aerodinamički spektar sličan onom koji se dobiva pri strujanju oko asimetričnog strujanog tijela (sl. 4).
Riža. 5 Aerodinamički spektar aerodinamičnog tijela (profil krila) postavljenog u struju pod kutom a
Na gornjoj površini tijela, na mjestu najveće kompresije mlaznica, prema zakonu kontinuiteta mlaznica, primijetit će se lokalno povećanje brzine strujanja i, posljedično, smanjenje tlaka. Na donjoj površini će deformacija strujanja biti manja, a time i promjena brzine i tlaka.
Lako je vidjeti da će stupanj deformacije tokova u strujanju ovisiti o konfiguraciji tijela i njegovom položaju u strujanju. Poznavajući spektar strujanja oko tijela, moguće je izračunati vrijednost tlaka zraka za svaku točku i na taj način prosuditi veličinu i prirodu djelovanja aerodinamičkih sila. Budući da sile pritiska različitih veličina djeluju na različite točke na površini aerodinamičnog tijela (profil krila), njihova rezultirajuća sila bit će različita od nule. Ova razlika u tlaku na različitim točkama na površini pokretnog krila je glavni čimbenik odgovoran za pojavu aerodinamičkih sila.
Vrijednosti površinskog tlaka za različita tijela utvrđuje se u laboratorijima puhanjem u zračnim tunelima. Dobivene vrijednosti tlaka za svaku točku iscrtavaju se na posebnim grafikonima (Sl. 6)
Osim sila pritiska, na površinu krila tangencijalno na nju djeluju sile trenja, koje su uzrokovane viskoznošću zraka i u potpunosti su određene procesima koji se odvijaju u graničnom sloju.
Zbrajajući sile pritiska i trenja raspoređene po površini krila, dobivamo rezultantnu silu koja se naziva ukupna aerodinamička sila .
Točka primjene ukupne aerodinamičke sile na tetivu profila krila naziva se centar pritisak.
Riža. 6 Raspodjela tlaka po profilu krila
KRILO I NJEGOVA NAMJENA
Zrakoplovno krilo dizajnirano je za stvaranje uzgona potrebnog za održavanje zrakoplova u zraku.
Što je veća sila uzgona i manji otpor, veća je aerodinamička kvaliteta krila.
Uzgon i otpor krila ovise o geometrijskim karakteristikama krila. Geometrijske karakteristike krila uglavnom se svode na karakteristike krila u tlocrtu i karakteristike profila krila.
GEOMETRIJSKE KARAKTERISTIKE KRILA
Geometrijske karakteristike krila svode se uglavnom na karakteristike oblika krila u tlocrtu i na karakteristike profila krila. Krila modernih zrakoplova mogu se tlocrtno oblikovati (slika 7): elipsoidni (a), pravokutni (b), trapezni (c), streličasti (d) i trokutasti (e)
Najbolji aerodinamički oblik je eliptični oblik, no takvo je krilo teško proizvesti i stoga se rijetko koristi. Pravokutno krilo manje je povoljno s aerodinamičkog gledišta, ali ga je puno lakše proizvesti. Trapezoidno krilo ima bolje aerodinamičke karakteristike od pravokutnog, ali ga je nešto teže izraditi.
Strešna i trokutasta krila aerodinamički su lošija od trapezoidnih i pravokutnih pri podzvučnim brzinama, ali pri transoničnim i nadzvučnim brzinama imaju značajne prednosti. Stoga se takva krila koriste samo na zrakoplovima koji lete transoničkim i nadzvučnim brzinama.
Riža. 7 Tlocrti krila
Riža. 8 Kut poprečnog V krila
Riža. 9 Geometrijske karakteristike krila
Oblik krila u tlocrtu karakterizira njegov raspon, područje izduženja, sužavanje, zamah (slika 9) i poprečni V(Sl. 8)
Raspon krila L je udaljenost između krajeva krila u ravnoj liniji.
Područje krila u smislu S cr ograničena konturama krila.
Površina trapeznog i zaobljenog krila izračunava se kao površina dva trapeza
(2.1)
Gdje b 0 - struna korijena, m;
b do - završna tetiva, m;
Prosječna tetiva krila, m.
Produžetak krila l naziva se omjer raspona krila i srednje tetive
Ako umjesto toga b prosj zamijenite njegovu vrijednost iz jednakosti (2.1), tada će produljenje krila biti određeno formulom
Za moderne nadzvučne i transonične letjelice omjer krila ne prelazi 2-5. Za zrakoplove niske brzine omjer može doseći 12-15, a za jedrilice do 25.
Sužavanje krila h naziva se omjerom aksijalne tetive i završne tetive
Za podzvučne zrakoplove, konus krila obično ne prelazi 3, ali za transsonične i nadzvučne zrakoplove može varirati u širokim granicama.
Kut zamaha c naziva se kut između linije prednjeg ruba krila i poprečne osi zrakoplova. Zamah se također može mjeriti duž žarišne linije (1/4 tetive od ruba napada) ili duž druge linije krila. Za transonične letjelice doseže 45°, a za nadzvučne letjelice do 60°.
Kut poprečnog V krila naziva se kut između poprečne osi zrakoplova i donje površine krila (slika 8). Moderni zrakoplovi imaju poprečni kut V kreće se od +5° do -15°.
Profil krila naziva se oblik njegovog presjeka. Profili mogu biti (slika 10): simetrični i asimetrični. Asimetrični, zauzvrat, mogu biti bikonveksni, plano-konveksni, konkavno-konveksni i S-oblika. Lećasti i klinasti mogu se koristiti za nadzvučne letjelice.
Moderni zrakoplovi uglavnom koriste simetrične i bikonveksne asimetrične profile.
Glavne karakteristike profila su: tetiva profila, relativna debljina, relativna zakrivljenost (slika 11).
Tetiva profila b zove se segment ravne linije koji povezuje dvije najudaljenije točke profila.
Riža. 10 Oblici profila krila
1 - simetričan; 2 - nije simetričan; 3 - plano-konveksan; 4 - bikonveksan; 5 - u obliku slova S; 7 - leća; 8 - u obliku dijamanta; 9 - D istaknuti
Riža. 11 Geometrijske karakteristike profila:
b - struna profila; C max - najveća debljina; f max - strelica zakrivljenosti; x c - koordinata najveće debljine
Riža. 12 Krilni napadni kutovi
Riža. 13 Ukupna aerodinamička sila i njezina točka primjene
R - ukupna aerodinamička sila; Y - sila dizanja; Q - sila otpora; a - napadni kut; q - kvalitetan kut
Relativna debljina profila S naziva se odnos maksimalne debljine S maks prema akordu, izraženo kao postotak:
(2.5)
Položaj maksimalne debljine profila X c izraženo kao postotak duljine tetive i mjereno od nožnog prsta
(2.6)
Za moderne zrakoplove relativna debljina profila je u rasponu od 4-16%.
Relativna zakrivljenost profila f naziva se maksimalni omjer zakrivljenosti f prema akordu, izraženo u postocima.
Najveća udaljenost od središnje linije profila do tetive određuje zakrivljenost profila. Srednja linija profila nacrtana je na jednakoj udaljenosti od gornje i donje konture profila.
(2.7)
Za simetrične profile relativna zakrivljenost je nula, ali za asimetrične profile ova vrijednost je različita od nule i ne prelazi 4%.
PROSJEČNI AERODINAMIČNI AKORDA KRILA
Svako rotacijsko kretanje zrakoplova u letu događa se oko njegova težišta. Stoga je važno moći brzo odrediti položaj CG i znati kako će se balansiranje promijeniti kada se njegov položaj promijeni. Položaj težišta, u pravilu, orijentiran je u odnosu na prosječnu aerodinamičku tetivu krila.
Prosječna aerodinamička tetiva krila (SAH) naziva se tetiva takvog pravokutnog krila, koje ima istu površinu kao dano krilo, veličinu ukupne aerodinamičke sile i položaj središta tlaka (CP) pri jednakim napadnim kutovima (sl. 14).
Riža. 14 Prosječna aerodinamička struna krila
Magnituda i koordinate SAR za svaki zrakoplov utvrđuju se tijekom procesa projektiranja i naznačeni su u tehničkom opisu.
Ako veličina i položaj SAR su nepoznati za ovaj zrakoplov, mogu se približno odrediti. Za trapezoidno razgrnuto krilo SAR odlučan geometrijskom konstrukcijom. Da biste to učinili, krilo zrakoplova nacrtano je u tlocrtu (iu određenom mjerilu). Na nastavku korijenske tetive taloži se segment koji je po veličini jednak terminalnoj tetivi (slika 15), a na nastavku terminalne tetive (naprijed) taloži se segment jednak korijenskoj tetivi. Krajevi segmenata povezani su ravnom linijom. Zatim nacrtajte središnju liniju krila, povezujući ravnu središnju točku korijena i završnih akorda. Prosječna aerodinamička tetiva proći će kroz sjecište ovih dviju linija (SAH).
Riža. 15 Geometrijska definicija MAR-a
Poznavajući veličinu i položaj SAR na zrakoplovu i uzimajući je kao osnovnu crtu, odrediti položaj težišta zrakoplova, središta tlaka krila itd. u odnosu na njega.
Aerodinamičku silu zrakoplova stvara krilo i djeluje u središtu pritiska. Središte pritiska i težište se u pravilu ne poklapaju i stoga nastaje moment sile. Veličina ovog momenta ovisi o veličini sile i udaljenosti između CG i središta pritiska, čiji je položaj definiran kao udaljenost od početka SAR, izraženo u linearnim veličinama ili kao postotak duljine SAH.
Riža. 16 Položaj težišta zrakoplova
Riža. 17 Izračun usklađenosti kada se težina zrakoplova promijeni
OTPOR KRILA
Drag - to je otpor kretanju krila aviona u zraku. Sastoji se od profilne, induktivne i valne impedancije:
X cr = X cr + X ind + X B. (2.8)
Karakteristična impedancija neće se razmatrati, jer se javlja pri brzinama leta iznad 450 km/h.
Otpor profila sastoji se od otpora na pritisak i otpora na trenje:
X pr = X D + X tr .(2.9)
Otpornost na pritisak - ovo je razlika u pritisku ispred i iza krila. Što je ta razlika veća, to je otporniji na pritisak. Razlika tlaka ovisi o obliku profila, njegovoj relativnoj debljini i zakrivljenosti (slika 18, prikazana na slici SX- koeficijent otpora profila).
Riža. 18 Grafikon otpora profila prema debljini profila
Što je veća relativna debljina S profila, što više raste pritisak ispred krila, a više opada iza krila, na njegovom stražnjem rubu. Zbog toga se povećava razlika tlakova, a time i otpornost na tlak. Strujanje zraka oko krila zrakoplova Yak-52 i Yak-55 u radnom području napadnih kutova (linearni presjek karakteristike C y =f( a ) nastaje bez odvajanja graničnog sloja od cijele površine profila krila, zbog čega nastaje otpor pritiska zbog razlike u tlaku između prednjeg i stražnjeg dijela krila. Količina otpora na pritisak je mala. Pojava otpora tlaka praćena je stvaranjem slabih vrtloga u pratećem mlazu koji nastaje iz graničnog sloja.
Kada strujanje zraka struji oko profila krila pod napadnim kutovima blizu kritičnog kuta, otpor tlaka se značajno povećava. U tom slučaju, dimenzije vrtložnog istostrujnog mlaza i samih vrtloga naglo se povećavaju.
Otpor trenja nastaje zbog manifestacije viskoznosti zraka u graničnom sloju strujanja oko profila krila. Veličina sila trenja ovisi o strukturi graničnog sloja i stanju aerodinamične površine krila (njegova hrapavost). U laminarnom graničnom sloju zraka otpor trenja manji je nego u turbulentnom graničnom sloju. Posljedično, što veći dio površine krila teče oko laminarnog graničnog sloja strujanja zraka, to je otpor trenja manji.
Na količinu otpora trenja utječu: brzina zrakoplova; hrapavost površine; oblik krila. Što je veća brzina leta, površina krila je lošije obrađena, a što je profil krila deblji, otpor trenja je veći.
Riža. 19 Strujanje oko krila konačnog raspona
Za smanjenje otpora trenja pri pripremi zrakoplova za let potrebno je održavati glatkoću površine krila i dijelova zrakoplova, posebno vrha krila. Promjena napadnih kutova praktički nema utjecaja na količinu otpora trenja.
Odnos između otpora trenja i otpora na pritisak uvelike ovisi o debljini profila (vidi sliku 18). Slika pokazuje da se s povećanjem relativne debljine profila povećava udio koji se može pripisati otporu na pritisak. Isto se može reći i analizom i usporedbom profila zrakoplova Jak-52 i Jak-55.
Induktivna reaktancija - ovo je povećanje otpora povezano s stvaranjem sile podizanja krila. Kada neometano strujanje zraka struji oko krila, nastaje razlika u tlaku iznad i ispod krila krila teče iz zone višeg tlaka u zonu nižeg tlaka (slika 19).
Zračna struja teče od donje površine krila prema gornjoj i superponira se na struju zraka koja struji na gornji dio krila, što dovodi do stvaranja turbulencije u zračnoj masi iza zadnjeg ruba, tj. vrtloga. nastaje uže. Zrak u vrtložnom užetu se okreće. Brzina rotacije vrtložnog užeta je različita, u središtu je najveća, a udaljavanjem od osi vrtloga opada.
Riža. 20 Skretanje strujanja zraka prema dolje uzrokovano vrtložnom linijom
Budući da zrak ima viskoznost, rotirajući zrak u snopu nosi sa sobom okolni zrak. Vrtložni snopovi lijevog i desnog polukrila rotiraju se u različitim smjerovima na takav način da je unutar krila kretanje zračnih masa usmjereno odozgo prema dolje.
Ovo kretanje zračnih masa daje dodatnu brzinu prema dolje protoku zraka koji struji oko krila. U ovom slučaju, bilo koji dio zraka koji struji oko krila brzinom V, skreće prema dolje pri brzini U. Veličina te brzine obrnuto je proporcionalna udaljenosti točke od osi vrtložnog užeta, tj. u konačnici produljenju krila, razlici tlaka iznad i ispod krila te obliku krila. u planu.
Kutak da, kojim se struja zraka koja struji oko krila brzinom skreće V inducirana okomitom brzinom U, koji se naziva strujni kut (slika 20). Njegova vrijednost ovisi o vrijednosti vertikalne brzine izazvane vrtložnim užetom i brzini nadolazećeg toka V:
(2.10)
Stoga, zbog kosine protoka, pravi napadni kut aist krilo u svakoj sekciji će se razlikovati od geometrijskog ili prividnog napadnog kuta asvaki po iznosu da(Slika 21):
(2.11)
Kao što je poznato, uzgon krila Y uvijek okomito na nadolazeći tok i njegov smjer. Zbog toga vektor uzgona krila odstupa za kut da a okomito na smjer strujanja zraka V.
Sila dizanja neće biti cijela sila Y" i njegova komponenta Y, usmjerena okomito na nadolazeći tok:
Riža. 21 Nastanak induktivne reaktancije
Riža. 22 Ovisnost koeficijenta otpora C x o napadnom kutu Yak-52 i
Jak-55
Zbog male veličine da Razmotrimo drugu komponentu sile Y" bit će jednaki
(2.13)
Ova komponenta je usmjerena duž toka i naziva se induktivna reaktancija (slika 21).
Da biste pronašli vrijednost induktivne reaktancije, morate izračunati brzinu U i kut protoka.
Ovisnost kuta strujanja o izduženju krila i koeficijentu uzgona Sna a oblik krila u tlocrtu izražava se formulom
Gdje A- koeficijent koji uzima u obzir oblik krila u tlocrtu.
Za krila aviona koeficijent A jednaki
(2.15)
Gdje lef- produženje krila bez uzimanja u obzir površine trupa, koja zauzima dio krila;
d- vrijednost koja ovisi o obliku krila u tlocrtu.
Zamijenimo vrijednosti formula (2.14), (2.15) u formulu (2.13), transformirajući je, dobivamo
(2.16)
Gdje Cxja- koeficijent induktivne reaktancije.
Određuje se formulom Iz formule je jasno da C x izravno proporcionalan koeficijentu uzgona i obrnuto proporcionalan omjeru širine i visine krila.
Kod nultog uzgona napadni kut aO induktivna reaktancija bit će nula.
Pri superkritičnim napadnim kutovima, glatko strujanje oko profila krila je poremećeno i, posljedično, formula za određivanje Cx1 nije prihvatljivo za određivanje njegove vrijednosti.
Budući da vrijednost SX je obrnuto proporcionalan omjeru širine i širine krila, tako da zrakoplovi dizajnirani za letove na velikim udaljenostima imaju visok omjer širine i visine krila: l=14…15.
AERODINAMIČKA KVALITETA KRILA
S aerodinamičkog gledišta, najpovoljnije bi bilo krilo koje ima sposobnost stvaranja najvećeg mogućeg uzgona uz najmanji mogući otpor. Za ocjenu aerodinamičke savršenosti krila uvodi se pojam aerodinamičke kvalitete krila.
Aerodinamička kvaliteta krila je omjer uzgonske sile i sile otpora krila pri određenom napadnom kutu.
Gdje Y- sila dizanja, kg;
Q- sila otpora, kg. Zamjena vrijednosti u formulu Y i Q , dobivamo
Što je veća aerodinamička kvaliteta krila, to je ono savršenije. Količina kvalitete za moderne zrakoplove može doseći 14-15 , i za jedrilice 45-50. To znači da krilo aviona može proizvesti silu uzgona koja premašuje otpor za faktor 14-15 puta, a za jedrilice čak i u 50 puta.
Aerodinamičku kvalitetu karakterizira kut (vidi sliku 13).
Kut između vektora uzgona i ukupnih aerodinamičkih sila naziva se kut kvalitete. Što je veća aerodinamička kvaliteta, to je manji kut kvalitete, i obrnuto.
Aerodinamička kvaliteta krila, kao što se može vidjeti iz formule (2.18), ovisi o istim čimbenicima kao i koeficijenti C y I C x, tj. na napadni kut, oblik profila, tlocrt krila, Machov broj leta i površinsku obradu.
UTJECAJ NA AERODINAMIČKU KVALITETU NAPADNOG KUTA.
Na temelju poznatih vrijednosti aerodinamičkih koeficijenata C y I C x nacrtajte graf za različite kutove napada DO = f ( a) (slika 23).
Grafikon pokazuje da povećanjem napadnog kuta na određenu vrijednost raste kvaliteta aerodinamike. Pri određenom napadnom kutu kvaliteta postiže maksimalnu vrijednost K max. Ovaj kut naziva najpovoljniji napadni kut, a naivan .
Kod nultog uzgona napadni kut a O Gdje S na =0 aerodinamička kvaliteta će biti nula.
Utjecaj na aerodinamičku kvalitetu oblika profila povezan je s relativnom debljinom i zakrivljenošću profila. Istovremeno veliki utjecaj su pod utjecajem oblika kontura profila, oblika vrha i položaja maksimalne debljine profila duž tetive (slika 24).
Riža. 23 Grafikon ovisnosti aerodinamičke kvalitete o napadnom kutu
Riža. 24 Ovisnost aerodinamičke kvalitete o napadnom kutu i debljini profila
Riža. 25 . Formiranje usisne sile
Riža. 26 Promjena aerodinamičke kvalitete krila ovisno o Machovu broju
Pri strujanju oko profila sa zaobljenim i zadebljanim vrhovima, usisna sila se stvara na vrhu profila, što može značajno smanjiti otpor. Najveću vrijednost postiže pri napadnim kutovima blizu anaivan kada usisna sila može premašiti silu trenja (slika 25).
Da biste dobili veće vrijednosti DOMaks odabiru se optimalna debljina i zakrivljenost profila, oblici kontura i izduženje krila.
Tlocrt krila također utječe na aerodinamičku kvalitetu krila. Da bi se dobile najviše vrijednosti kvalitete, najbolji oblik krila je eliptični sa zaobljenim vodećim rubom. Ovo krilo ima najmanji induktivni otpor. Povećanje omjera širine i visine krila smanjuje njegov inducirani otpor (zapamtite) i stoga povećava aerodinamičku učinkovitost.
Kako se broj povećava M leta prije nego što se pojavi valna kriza, kvaliteta će se malo povećati (za dani napadni kut), budući da se manifestacija kompresivnosti zraka povećava C y . S pojavom valne krize kvaliteta se naglo smanjuje jer se smanjuje koeficijent uzgona i C x povećava (slika 26).
Stanje površine krila (hrapavost, valovitost, odstupanje od zadanog oblika) utječe na vrijednost otpora profila. Dakle, poboljšanje stanja površine krila (ili njeno održavanje u dobro stanje), moguće je poboljšati aerodinamičku kvalitetu zrakoplova.
KONSTRUKCIJA AERODINAMIČKIH KARAKTERISTIKA KRILA I ZRAKOPLOVICA
KRILO POLAR
Za razne proračune karakteristika leta krila posebno je važno poznavati simultanu promjenu C y I C x u rasponu letnih napadnih kutova. U tu svrhu crta se graf ovisnosti koeficijenta C y iz C x, naziva polara.
Za konstruiranje polara za određeno krilo, krilo (ili njegov model) se puše u zračnom tunelu pod različitim napadnim kutovima. Prilikom puhanja mjere se vrijednosti sile uzgona za svaki napadni kut pomoću aerodinamičkih vaga Y i sile otpora Q. Utvrdivši veličinu sila Y i Q za dati profil izračunavaju se njihovi aerodinamički koeficijenti. Iz formule za sile uzgona i otpora nalazimo:
(2.20)
Ovaj izračun se radi za svaki napadni kut. Rezultati mjerenja i proračuna unose se u tablicu.
Za konstruiranje polare povlače se dvije međusobno okomite osi. Vrijednosti su iscrtane na okomitoj osi C y , a na horizontali - C x . Vage za C y I C x Obično se uzimaju različiti.
Prihvaćen za C y uzeti mjerilo 5 puta veće od for C x , budući da se unutar napadnih kutova leta raspon mijenja C y nekoliko puta veći od raspona promjene C x . Svaka točka dobivenog grafikona odgovara određenom napadnom kutu.
Naziv "polar" objašnjava se činjenicom da se ova krivulja može smatrati polarnim dijagramom konstruiranim na koordinatama ukupnog koeficijenta aerodinamičke sile s R I j , Gdje j - kut nagiba ukupne aerodinamičke sile R na smjer brzine nadolazećeg toka (pod uvjetom da mjerilo C y i C x uzeti isto).
Riža. 27 Princip konstrukcije polara krila
Riža. 28 Polaritet krila
Ako povučemo vektor iz ishodišta koordinata (sl. 27), u kombinaciji sa središtem pritiska profila, do bilo koje točke na polari, tada će on predstavljati dijagonalu pravokutnika čije su stranice jednake S g I C x . koeficijent otpora i uzgona iz napadnih kutova - tzv. polaritet krila.
Budući da koeficijenti S g I C x proporcionalne aerodinamičkim silama, onda je lako provjeriti da je kut između vektora S r I S g , predstavlja kut kvalitete q. Kut kvalitete q može se izravno mjeriti na polaru izgrađenom na jednakim skalama S g I C x, a budući da se polari grade u pravilu na različitim koeficijentima ljestvice S g I C x , tada se kut kvalitete određuje iz omjera
Polar je konstruiran za vrlo specifično krilo zadanih geometrijskih dimenzija i oblika profila (slika 28). Na temelju polariteta krila može se odrediti niz karakterističnih napadnih kutova.
Nulti kut podizanja a O nalazi se na sjecištu polare i osi C x . Pri ovom napadnom kutu koeficijent uzgona je nula (S g = 0).
Za krila modernih zrakoplova obično je a O = .
Napadni kut pri kojem C x ima najmanju vrijednost a C h.min . nalazi se povlačenjem tangente na polaru paralelno s osi S g . Za moderne profile krila ovaj kut se kreće od 0 do 1°.
Najpovoljniji napadni kut anaivan . Budući da je pri najpovoljnijem napadnom kutu aerodinamička kvaliteta krila maksimalna, kut između os. S g a tangenta povučena iz ishodišta, tj. kvalitetni kut , pri ovom napadnom kutu, prema formuli (2.19), bit će minimalan. Stoga, za utvrđivanje a naivan trebate povući tangentu na polaru iz ishodišta. Dodirna točka će odgovarati a naivan . Za moderna krila a naivan leži unutar 4 - 6°.
Kritični napadni kut aKreta . Da bi se odredio kritični napadni kut, potrebno je povući tangentu na polaru, paralelnu s osi C x . Kontaktna točka će odgovarati a Kreta . Za moderna krila zrakoplova a Kreta = 16-30°.
Napadni kutovi iste aerodinamičke kvalitete nalaze se povlačenjem sekante od ishodišta do polare. Na sjecištima nalazimo napadne kutove (a 1 I a 2 ) pri letenju, u kojem će aerodinamička kvaliteta biti ista i nužno manja DO Maks .
POLARNI ZRAKOPLOV
Jedna od glavnih aerodinamičkih karakteristika zrakoplova je polara zrakoplova. Prethodno je utvrđeno da koeficijent uzgona krila S g jednak koeficijentu uzgona cijelog zrakoplova, a koeficijent otpora zrakoplova za svaki napadni kut veći C x krilo po veličini C x vr , tj.
Stoga se polara aviona može dobiti zbrajanjem količine C x vr Do C x krilo na polaru krila za pripadajuće napadne kutove. Polaritet aviona bit će pomaknut udesno od polariteta krila za određeni iznos C x vr (Slika 29). Tipično, pola zrakoplova se gradi korištenjem podataka o ograničenjima S g =f( a ) I C x =f( a ), dobiven eksperimentalno puhanjem modela u zračnim tunelima. Napadni kutovi na polarnu ravninu zrakoplova postavljaju se horizontalnim prevođenjem napadnih kutova označenih na polarnoj ravnini krila.
Određivanje aerodinamičkih karakteristika i karakterističnih napadnih kutova po polaritetu zrakoplova provodi se na isti način kao što je to učinjeno na polaritetu krila.
Napadni kut nultog podizanja a zrakoplova praktički se ne razlikuje od napadnog kuta krila bez uzgona. Jer na ugljen a 0 sila uzgona jednaka nuli, tada je pri ovom napadnom kutu moguće samo okomito kretanje zrakoplova prema dolje, što se naziva okomito poniranje ili okomito klizanje pod kutom od 90°.
Riža. 29 Polari krila i aviona
Riža. 30 Polar aviona s produženim zakrilcima
Napadni kut pri kojem koeficijent otpora ima minimalnu vrijednost () nalazi se paralelno s osi S g tangenta na polaru. Kad letite pod ovim napadnim kutom, bit će najmanji gubitak otpora. Pri ovom napadnom kutu (ili blizu njega) let se izvodi maksimalnom brzinom.
Najpovoljniji napadni kut ( a naivan ) odgovara najveća vrijednost aerodinamička kvaliteta zrakoplova. Grafički se ovaj kut, kao i kod krila, određuje povlačenjem tangente na polaru iz ishodišta. Grafikon pokazuje da je nagib tangente na polaru zrakoplova veći od nagiba tangente na polaru krila. I budući da
(2.22)
onda možemo zaključiti da je maksimalna kvaliteta zrakoplova u cjelini uvijek manja od maksimalne aerodinamičke kvalitete pojedinog krila.
Iz istog grafikona vidljivo je da je najpovoljniji napadni kut zrakoplova 2 - 3° veći od najpovoljnijeg napadnog kuta krila.
Riža. 31 Polari za avione za različite M brojeve
Kritični napadni kut zrakoplova (aKreta) njegova vrijednost se ne razlikuje od vrijednosti istog kuta za krilo.
Na sl. 29 prikazuje polare aviona u tri verzije:
- zakrilca su uvučena;
- zakrilca su izvučena u položaj za polijetanje ( d 3 = 20°);
- zakrilca su izvučena u položaj za slijetanje ( d 3 = 45°).
Podizanje zakrilaca u položaj za polijetanje (d 3 = 15-25 °) omogućuje vam povećanje maksimalnog koeficijenta uzgona Su max uz relativno malo povećanje koeficijenta otpora. Time je moguće smanjiti potrebnu minimalnu brzinu leta, što praktički određuje brzinu polijetanja zrakoplova tijekom polijetanja. Postavljanjem zakrilca (ili zakrilaca) u položaj za polijetanje, duljina zaleta za polijetanje smanjuje se do 25%.
Kada su zakrilca (ili zakrilca) ispružena do položaja za slijetanje (d 3 = 45 - 60°), maksimalni koeficijent uzgona može porasti na 80%, što naglo smanjuje brzinu slijetanja i duljinu zaleta. Međutim, otpor raste brže od sile uzgona, pa je aerodinamička kvaliteta značajno smanjena. Ali ova se okolnost koristi kao pozitivan operativni čimbenik - povećava se strmina putanje tijekom klizanja prije slijetanja i, posljedično, zrakoplov postaje manje zahtjevan za kvalitetu prilaza pisti za slijetanje.
Ranije smo razmatrali polare krila i zrakoplova za takve brzine leta (brojevi M), kada bi se utjecaj stišljivosti mogao zanemariti. Međutim, kada se takve brojke dosegnu M, pri kojoj se kompresibilnost više ne može zanemariti ( M> 0,6 - 0,7) koeficijenti uzgona i otpora moraju se odrediti uzimajući u obzir korekciju za kompresibilnost.
(2.23)
gdje je Su sž koeficijent uzgona uzimajući u obzir kompresibilnost;
Su nestlačivi koeficijent protoka sile uzgona nestlačivog protoka za isti napadni kut kao Su komprimirani.
Do brojeva, svi polari su praktički isti, ali u velikim brojevima M počinju se pomicati udesno i ujedno povećavaju nagib prema osi C x . Polarni pomak udesno (uglavnom C x ) zbog povećanja koeficijenta otpora profila zbog utjecaja stlačivosti zraka, a daljnjim povećanjem broja (M> 0,75 - 0,8) zbog pojave valnog otpora (slika 31).
Povećanje nagiba polarnika objašnjava se povećanjem koeficijenta induktivnog otpora, jer će se pri istom napadnom kutu u podzvučnom strujanju kompresibilnog plina proporcionalno povećati aerodinamička kvaliteta zrakoplova od trenutka kompresivnosti učinak zamjetno se očituje počinje smanjivati.
MEHANIZACIJA KRILA
Na suvremenim zrakoplovima, kako bi se postigle visoke letno-taktičke karakteristike, posebice za postizanje velikih brzina leta, površina krila i njegov omjer širine i visine su značajno smanjeni. A to negativno utječe na aerodinamičku kvalitetu zrakoplova, a posebno na karakteristike polijetanja i slijetanja.
Da bi se avion održao u zraku u pravocrtnom letu konstantnom brzinom, potrebno je da sila uzgona bude jednaka težini aviona - Y = G . Ali budući da
(2.24)
Iz formule (2.24) proizlazi da je za održavanje zrakoplova u zraku na najmanjoj brzini (pri slijetanju, na primjer) potrebno da koeficijent uzgona S g bio najveći. Međutim S g može se povećati povećanjem napadnog kuta samo do aKreta . Povećanje napadnog kuta veće od kritičnog dovodi do poremećaja strujanja na gornjoj površini krila i naglog smanjenja S g , što je neprihvatljivo. Stoga, da bi se osigurala jednakost uzgona i težine zrakoplova, potrebno je povećati brzinu leta .
Zbog ovih razloga, brzine slijetanja modernih zrakoplova su prilično velike. To uvelike komplicira polijetanje i slijetanje i povećava dolet zrakoplova.
Kako bi se poboljšale performanse polijetanja i slijetanja i osigurala sigurnost tijekom polijetanja, a posebno slijetanja, potrebno je smanjiti brzinu slijetanja ako je moguće. Da biste to učinili trebate S g bilo možda i više. Međutim, profili krila koji imaju veliku su Maks , imaju, u pravilu, velike vrijednosti otpora Cxmin , budući da imaju veliku relativnu debljinu i zakrivljenost. I povećanje Cx.min , sprječava povećanje maksimalne brzine leta. Za izradu profila krila koji istovremeno zadovoljava dva zahtjeva: postizanje velikih maksimalnih brzina i malih brzina slijetanja - gotovo nemoguće.
Stoga se pri projektiranju profila krila zrakoplova prije svega nastoji osigurati maksimalna brzina, a za smanjenje brzine slijetanja koriste se posebni uređaji na krilima, nazvana krilna mehanizacija.
Korištenjem mehaniziranog krila, veličina od suMaks , što omogućuje smanjenje brzine slijetanja i duljine zaleta zrakoplova nakon slijetanja, smanjenje brzine zrakoplova u trenutku polijetanja i skraćenje duljine zaleta za polijetanje. Primjenom mehanizacije poboljšava se stabilnost i upravljivost zrakoplova pri velikim napadnim kutovima. Osim toga, smanjenje brzine pri polijetanju i slijetanju povećava sigurnost njihove izvedbe i smanjuje troškove izgradnje uzletno-sletnih staza.
Dakle, mehanizacija krila služi za poboljšanje karakteristika polijetanja i slijetanja zrakoplova povećanjem maksimalne vrijednosti koeficijenta uzgona krila suMaks .
Suština mehanizacije krila je da se uz pomoć posebnih uređaja povećava zakrivljenost profila (u nekim slučajevima i površina krila), zbog čega se mijenja oblik strujanja. Rezultat je povećanje maksimalne vrijednosti koeficijenta uzgona.
Ovi uređaji se u pravilu kontroliraju u letu: kada se leti pod malim napadnim kutovima (pri velikim brzinama leta), ne koriste se, već se koriste samo tijekom polijetanja i slijetanja, kada povećanje napadnog kuta ne dovodi do osigurati potrebnu količinu uzgona.
Postoje sljedeće vrste mehanizacije krila : zalisci, zalisci, letvice, deflektivne čarape krila, kontrola graničnog sloja, zakrilca mlaza .
štit je otklonska površina, koja je u uvučenom položaju uz donju, stražnju površinu krila. Štit je jedno od najjednostavnijih i najčešćih sredstava za povećanje Su max.
Povećanje Su max pri otklonu zakrilca objašnjava se promjenom oblika profila krila, što se uvjetno može svesti na povećanje efektivnog napadnog kuta i konkavnosti (zakrivljenosti) profila.
Kada se zakrilce otkloni, formira se vrtložna usisna zona između krila i zakrilca. Smanjeni tlak u ovoj zoni djelomično se proteže do gornje površine profila na stražnjem rubu i uzrokuje usisavanje graničnog sloja s površine koja leži uzvodno. Zbog usisnog djelovanja zakrilca sprječava se zastoj strujanja pri velikim napadnim kutovima, povećava se brzina strujanja preko krila, a smanjuje tlak. Osim toga, otklon zakrilca povećava pritisak ispod krila povećanjem efektivne zakrivljenosti profila i efektivnog napadnog kuta a ef .
Zbog toga se otpuštanjem zakrilca povećava razlika u relativnim tlakovima iznad i ispod krila, a time i koeficijent uzgona su .
Na sl. Slika 35 prikazuje graf ovisnosti S g iz napadnog kuta za krilo s različitim položajima zakrilca: uvučeno, polijetanje d = 15°, slijetanje d = 40°.
Kada je preklop otklonjen, cijela krivulja su sch = f( a ) pomiče se prema gore gotovo jednako udaljeno od krivulje Su = f ( a ) glavni profil.
Grafikon pokazuje da kada je zakrilce otklonjeno u položaj za slijetanje (d = 40°), prirast su iznosi 50-60%, a kritični napadni kut se smanjuje za 1-3°.
Kako bi se povećala učinkovitost zakrilca, ona je konstrukcijski dizajnirana na takav način da se pri otklonu istovremeno pomiče natrag, prema stražnjem rubu krila. Time se povećava učinkovitost usisavanja graničnog sloja s gornje površine krila i duljina zone visokog tlaka ispod krila.
Otklonom zakrilca, istodobno s povećanjem koeficijenta uzgona, raste i koeficijent otpora, dok se aerodinamička kvaliteta krila smanjuje.
režanj . Zakrilce je otklonski dio zadnjeg ruba krila ili površina koja se proteže (s istovremenim otklonom prema dolje) unatrag ispod krila. Prema dizajnu, klapne se dijele na jednostavni (bez proreza), s jednim prorezom i s više proreza .
Riža. 32 Profil krila s preklopom koji se pomiče unatrag
Riža. 33 Zakrilca: a - bez proreza; b - prorez
Preklop bez proreza povećava koeficijent uzgona S g povećanjem zakrivljenosti profila. Ako postoji posebno profilirani razmak između vrha zakrilca i krila, učinkovitost zakrilca se povećava, budući da zrak velikom brzinom prolazi kroz suženi procjep sprječava bubrenje i kidanje graničnog sloja. Kako bi se dodatno povećala učinkovitost zakrilca, ponekad se koriste zakrilca s dvostrukim prorezima, koja povećavaju koeficijent uzgona S g profila do 80%.
Povećanje Su max krila kada se ispruže zakrilca ili zakrilca ovisi o nizu čimbenika: njihovoj relativnoj veličini, kutu otklona, kutu zamaha krila. Na zamašenim krilima učinkovitost mehanizacije obično je manja nego na ravnim krilima. Otklon zalisaka, kao i zalisci, prati ne samo povećanje S g , ali ipak u većoj mjeri rast S x , stoga se aerodinamička kvaliteta smanjuje kada se mehanizacija produži.
Kritični napadni kut s izvučenim zakrilcima lagano se smanjuje, što omogućuje postizanje Cmax s manjim uzgonom nosa zrakoplova (slika 36).
Riža. 34 Profil krila sa štitom
Riža. 35 Utjecaj otpuštanja flapsova na krivulju Cy=f( a)
Riža. 36 Polari zrakoplova s uvučenim i izvučenim zakrilcima
Letvica je malo krilo koje se nalazi ispred krila (slika 37).
Lamele su fiksne ili automatske.
Fiksne lamele na posebnim stalcima trajno su pričvršćene na određenoj udaljenosti od vrha profila krila. Kod letenja pod malim napadnim kutevima automatske letvice strujanjem zraka čvrsto pritišću uz krilo. Pri letenju pod velikim napadnim kutovima mijenja se raspored raspodjele pritiska duž profila, zbog čega letvica izgleda kao da je isisana. Lamela se automatski izvlači (Sl. 38).
Kada se letvica izvuče, između krila i letvice nastaje razmak koji se sužava. Povećava se brzina zraka koji prolazi kroz ovaj otvor i njegova kinetička energija. Razmak između lamele i krila profiliran je na način da je strujanje zraka koje izlazi iz procijepa velikom brzinom usmjereno duž gornje površine krila. Kao rezultat toga, povećava se brzina graničnog sloja, on postaje stabilniji pri visokim napadnim kutovima, a njegovo odvajanje se gura natrag na visoke napadne kutove. U tom slučaju se značajno povećava kritični napadni kut profila (za 10°-15°), a Cy max se povećava u prosjeku za 50% (slika 39).
Obično se letvice ne postavljaju duž cijelog raspona, već samo na njegovim krajevima. To je zato što se, osim povećanja koeficijenta uzgona, povećava učinkovitost krilaca, a to poboljšava bočnu stabilnost i upravljivost. Ugradnja letvice duž cijelog raspona značajno bi povećala kritični napadni kut krila u cjelini, a za njegovu provedbu tijekom slijetanja bilo bi potrebno postaviti glavne podupirače stajnog trapa vrlo visoko.
Riža. 37 Letvica
Riža. 38 Princip rada automatske letvice: a - mali napadni kutovi; b – veliki napadni kutovi
Fiksne letvice postavljaju se, u pravilu, na zrakoplove male brzine, jer takve letvice značajno povećavaju otpor, što je prepreka za postizanje velikih brzina leta.
Nožni prst koji se može savijati (Sl. 40) koristi se na krilima s tankim profilom i oštrim prednjim rubom kako bi se spriječilo zastoj iza prednjeg ruba pri velikim napadnim kutovima.
Promjenom kuta nagiba pomičnog nosa, za bilo koji napadni kut moguće je odabrati položaj u kojem će strujanje oko profila biti kontinuirano. To će poboljšati aerodinamičke karakteristike tankih krila pri velikim napadnim kutovima. U tom se slučaju može povećati aerodinamička kvaliteta.
Zakrivljenost profila odstupanjem vrha povećava Su max krilo bez značajna promjena kritični napadni kut.
Riža. 39 Krivulja Su =f ( a ) za krilo s letvicama
Riža. 40 Vrh krila koji se može savijati
Kontrola graničnog sloja (Sl. 41) jedan je od naj učinkovite vrste mehanizacije krila i svodi se na to da se granični sloj ili usisava u krilo ili otpuhuje s njegove gornje površine.
Za usisavanje ili otpuhivanje graničnog sloja koriste se posebni ventilatori ili kompresori zrakoplovnih plinskoturbinskih motora.
Usisavanje inhibiranih čestica iz graničnog sloja u krilo smanjuje debljinu sloja, povećava njegovu brzinu u blizini površine krila i potiče kontinuirano strujanje oko gornje površine krila pri velikim napadnim kutovima.
Ispuhavanje graničnog sloja povećava brzinu kretanja čestica zraka u graničnom sloju, čime se sprječava zastoj protoka.
Kontrola graničnog sloja daje dobri rezultati u kombinaciji s zaliscima ili zaliscima.
Riža. 41 Kontrola graničnog sloja
Riža. 42 Jet flap
Jet flap (Sl. 42) predstavlja struju plinova koja teče velikom brzinom pod određenim kutom prema dolje iz posebnog proreza koji se nalazi blizu stražnjeg ruba krila. U tom slučaju mlaz plina utječe na strujanje oko krila, poput otklonjene zakrilca, zbog čega se tlak ispred mlaznog zakrilca (ispod krila) povećava, a iza njega opada, uzrokujući povećanje brzina strujanja iznad krila. Osim toga, stvara se reaktivna sila R, koju stvara tekući mlaz.
Učinkovitost mlaznog zakrilca ovisi o napadnom kutu krila, izlaznom kutu mlaza i veličini sile potiska R. Koriste se za tanka krila s niskim promjerom i širinom su Maks 5-10 puta .
Za stvaranje mlaza koriste se plinovi koji izlaze iz turbomlaznog motora.
GIBANJE CENTRA PRITISKA KRILA I AVIONA
Centar pritiska krila naziva se točka presjeka rezultantnih aerodinamičkih sila s tetivom krila.
Položaj centra tlaka određen je njegovom koordinatom X D - udaljenost od prednjeg ruba krila, koja se može izraziti u dijelovima tetive
Smjer sile R određen kutom j , formiran sa smjerom neporemećenog protoka zraka (slika 43, a). Iz slike je jasno da
Gdje DO - aerodinamička kvaliteta profila.
Riža. 43 Središte pritiska krila i promjena njegovog položaja ovisno o napadnom kutu
Položaj centra pritiska ovisi o obliku profila i napadnom kutu. Na sl. 43, b prikazuje kako se položaj središta pritiska mijenja ovisno o napadnom kutu za profile zrakoplova Yak 52 i Yak-55, krivulja 1 - za zrakoplov Yak-55, krivulja 2 - za zrakoplov Yak-52.
Iz grafikona je jasno da je položaj CD kada se promijeni napadni kut simetričnog profila zrakoplova Yak-55, on ostaje nepromijenjen i nalazi se približno 1/4 udaljenosti od vrha tetive.
Tablica 1
Oznaka težine (teret)
Prazan avion
Težina pri polijetanju
Pilot u prednjem kokpitu
Pilot u stražnjem kokpitu
Gorivo u spremnicima
Nafta u rezervoarima
Kada se promijeni napadni kut, mijenja se raspodjela tlaka duž profila krila, pa se središte tlaka pomiče duž tetive (za asimetrični profil zrakoplova Yak-52), kao što je prikazano na sl. 44. Na primjer, pri negativnom napadnom kutu zrakoplova Jak 52, približno jednakom -1°, sile pritiska u nosnom i repnom dijelu profila usmjerene su u suprotnim smjerovima i jednake. Ovaj napadni kut naziva se nulti napadni kut uzgona.
Riža. 44 Pomicanje središta pritiska krila zrakoplova Yak-52 pri promjeni napadnog kuta
Pri malo većem napadnom kutu sile pritiska usmjerene prema gore veće su od sile usmjerene prema dolje, njihova rezultanta Y nalazit će se iza veće sile (II), tj. centar pritiska nalazit će se u repnom dijelu profila. S daljnjim povećanjem napadnog kuta, mjesto najveće razlike tlaka se pomiče bliže prednjem rubu krila, što prirodno uzrokuje pomicanje CD duž tetive do prednjeg ruba krila (III, IV).
Najprednji položaj CD pod kritičnim napadnim kutom a cr = 18° (V).
Prije nego što razmotrimo što je uzgon krila aviona i kako ga izračunati, zamislit ćemo da je putnički avion materijalna točka, koji se kreće određenom putanjom. Za promjenu ovog smjera ili sile kretanja potrebno je ubrzanje. Dolazi u dvije vrste: normalni i tangencijalni. Prvi teži promjeni smjera kretanja, a drugi utječe na brzinu kretanja točke. Ako govorimo o zrakoplovu, njegovo ubrzanje nastaje zbog podizne sile dizalice. Pogledajmo pobliže ovaj koncept.
Sila uzgona je dio aerodinamičke sile. Naglo se povećava kada se promijeni kut napada. Dakle, sposobnost manevriranja zrakoplova leži izravno u sili uzgona.
Sila uzgona krila zrakoplova izračunava se po posebnoj formuli: Y= 0,5 ∙ Cy ∙ p ∙ V ∙ 2∙ S.
- Cy je koeficijent uzgona krila zrakoplova.
- S – površina krila.
- P – gustoća zraka.
- V – brzina strujanja.
Aerodinamika krila zrakoplova, koja na njega utječe tijekom leta, izračunava se sljedećim izrazom:
F= c ∙ q ∙ S, gdje je:
- C je faktor oblika;
- S – površina;
- q – pritisak brzine.
Treba napomenuti da se osim krila, sila uzgona stvara pomoću drugih komponenti, točnije vodoravne repne jedinice.
Oni koje zanima zrakoplovstvo, posebice njegova povijest, znaju da je avion prvi put poletio 1903. godine. Mnoge ljude zanima pitanje: zašto se to dogodilo tako kasno? Iz kojih razloga se to nije dogodilo ranije? Stvar je u tome što su znanstvenici dugo vremena bili zbunjeni kako izračunati silu uzgona i odrediti veličinu i oblik krila zrakoplova.
Ako uzmemo Newtonov zakon, tada je sila uzgona proporcionalna napadnom kutu na drugu potenciju. Zbog toga su mnogi znanstvenici vjerovali da je nemoguće izmisliti krilo zrakoplova malog raspona, ali u isto vrijeme s dobre karakteristike. Tek su krajem 19. stoljeća braća Wright odlučila stvoriti strukturu malih razmjera s normalnom silom dizanja.
Usklađivanje aviona
Što utječe na dizanje aviona u zrak?
Mnogi ljudi se boje letjeti avionom jer ne znaju kako leti, što određuje njegovu brzinu, na koju visinu se penje i još mnogo toga. Nakon što ovo prouče, neki se predomisle. Kako se avion diže? Hajdemo shvatiti.
Ako bolje pogledate krilo zrakoplova, možete vidjeti da nije ravno. Donji dio je gladak, a gornji konveksan. Zbog toga, kada se brzina zrakoplova povećava, tlak zraka na njegovom krilu se mijenja. Budući da je brzina protoka ispod niska, tlak raste. I kako se brzina povećava na vrhu, pritisak se smanjuje. Zbog takvih promjena, avion se povlači prema gore. Ta se razlika naziva uzgonom krila aviona. Ovo je načelo formulirao Nikolaj Žukovski početkom 20. stoljeća. Tijekom prvih pokušaja da se brod pošalje u zrak primijenjen je ovaj princip Žukovskog. Sadašnji brodovi lete brzinom od 180-250 km/h.
Brzina zrakoplova tijekom polijetanja
Kad putnički zrakoplov dobije brzinu, izravno se diže. Brzina uzlijetanja varira i ovisi o veličini zrakoplova. Drugi važan utjecaj je konfiguracija njegovih krila. Na primjer, poznati TU-154 leti brzinom od 215 km/h, a Boeing 747-270 km/h. Airbus A ima nešto manju brzinu leta od 380-267 km/h.
Ako uzmemo prosječne podatke, današnji zrakoplovi lete brzinom od 230-240 km/h. Međutim, brzina može varirati zbog ubrzanja vjetra, težine zrakoplova, vremena, piste i drugih čimbenika.
Brzina slijetanja
Treba napomenuti da je brzina slijetanja također promjenjiva, baš kao i brzina polijetanja. Može varirati ovisno o modelu putničkog zrakoplova, o kojem je području, smjeru vjetra itd. Ali ako uzmemo prosječne podatke, tada zrakoplov slijeće prosječnom brzinom 220-240 km/h. Važno je napomenuti da se brzina zraka izračunava u odnosu na zrak, a ne na tlo.
Visina zrakoplova
Mnoge ljude zanima pitanje: koja je visina leta zrakoplova? Mora se reći da u ovom slučaju nema konkretnih podataka. Visina može varirati. Ako uzmemo prosječne pokazatelje, tada putnički zrakoplovi lete na visini od 5-10 tisuća metara. velika putnički zrakoplov lete na većim visinama - 9-13 tisuća metara. Ako avion dobije visinu iznad 12 tisuća metara, tada počinje otkazivati. Zbog rijetkog zraka nema normalne sile dizanja i nedostaje kisika. Zato ne biste trebali letjeti tako visoko jer postoji opasnost od pada aviona. Avioni često ne lete iznad 9 tisuća metara. Važno je napomenuti da preniska visina ima negativan učinak na let. Na primjer, ne možete letjeti ispod 5 tisuća metara, jer postoji opasnost od nedostatka kisika, zbog čega se smanjuje snaga motora.
Što može uzrokovati otkazivanje leta?
- slaba vidljivost, kada nema jamstva da će pilot moći spustiti avion na pravom mjestu. U tom slučaju, putnički zrakoplov možda jednostavno ne vidi pistu, što može dovesti do nesreće;
- tehničko stanje zračne luke. Događa se da neka oprema u zračnoj luci prestane raditi ili dođe do kvarova u radu jednog ili drugog sustava, zbog čega let može biti pomaknut;
- stanje samog pilota. Više se puta dogodilo da pilot nije mogao kontrolirati let u pravo vrijeme i bila je potrebna zamjena. Nije tajna da su u avionu uvijek dva pilota. Zbog toga je potrebno određeno vrijeme da se pronađe kopilot. Stoga bi let mogao malo kasniti.
Tek kada puna priprema a pod povoljnim meteorološkim uvjetima letjelica se može poslati u let. Odluku o otpreme donosi zapovjednik zrakoplova. On snosi punu odgovornost za osiguranje sigurnog leta zrakoplova.
Učinak strujanja naprijed s brzinom kruženja na tijelo. Teorem Žukovskog
Animacija
Opis
Sila uzgona, sastavnica ukupne sile pritiska tekućeg ili plinovitog medija na tijelo koje se u njemu giba, usmjerena okomito na brzinu tijela (na brzinu težišta tijela ako se giba netranslatorno). ). Sila dizanja nastaje zbog asimetrije strujanja oko tijela. Na primjer, asimetrično strujanje oko krila (slika 1) može se prikazati kao rezultat superpozicije cirkulacijskog strujanja oko konture krila na simetrično strujanje, što dovodi do povećanja brzine na jednoj strani krila i smanjenje brzine na suprotnoj strani.
Strujanje oko profila krila zrakoplova
Riža. 1
Brzina u n< u в ;
tlak rn > rv;
Y je uzgon krila.
Tada će sila dizanja Y ovisiti o vrijednosti brzina cirkulacije G i, prema Teorem Žukovskog, za dionicu krila duljine L (duž raspona) koju oblijeće planparalelno strujanje idealne nestlačive tekućine:
Y = ru GL,
gdje je r gustoća medija;
u je brzina slobodnog protoka.
Budući da Γ ima dimenziju , sila uzgona može se izraziti jednakošću koja se obično koristi u aerodinamici:
gdje je S vrijednost površine karakteristične za tijelo (na primjer, površina krila u tlocrtu, jednaka L H b, ako je b dužina tetive profila krila);
c y je bezdimenzionalni koeficijent uzgona, koji u općem slučaju ovisi o obliku tijela, njegovoj orijentaciji u mediju i Reynoldsovim brojevima Re i Machovim brojevima M.
Vrijednost c y određuje se teorijskim proračunom ili eksperimentalno. Dakle, prema teoriji Žukovskog, za krilo u planparalelnom toku pri malim napadnim kutovima:
uz y = 2m(a - a 0 ),
gdje je a napadni kut (kut između smjera brzine nadolazećeg strujanja i tetive krila);
a 0 - kut nulte dizanja;
m je koeficijent koji ovisi o obliku profila krila, npr. za tanku, blago zakrivljenu ploču m= p.
U slučaju krila konačnog raspona L, koeficijent m = p / (1- 2 / l), gdje je l = L / b omjer širine i visine krila.
U stvarnoj tekućini, kao rezultat utjecaja viskoznosti, vrijednost m manja je od teorijske, a ta se razlika povećava kako se povećava relativna debljina profila; vrijednost kuta a 0 također je manja od teorijske. Osim toga, s povećanjem kuta a, ovisnost c y o a (slika 2) prestaje biti linearna i vrijednost monotono opada, postajući jednaka nuli pri napadnom kutu a cr, što odgovara maksimalnoj vrijednosti koeficijent uzgona - c y,max.
Ovisnost c y o a
Riža. 2
Daljnji porast a dovodi do smanjenja c y zbog odvajanja graničnog sloja od gornje površine i povećanja pritiska na njega. Vrijednost c y,max je značajna, jer Što je veća, to je manja brzina polijetanja i slijetanja zrakoplova.
Pri velikim, ali subkritičnim brzinama, tj. one za koje je M< М cr (М cr - значение числа М набегающего потока, при котором вблизи поверхности профиля местные значения числа М= 1), становится существенной сжимаемость газа. Для слабо изогнутых и тонких профилей при малых углах атаки сжимаемость можно приближенно учесть, положив , .
Pri nadzvučnim brzinama priroda toka se značajno mijenja. Tako se kod strujanja oko ravne ploče na prednjem rubu formira val razrjeđenja na gornjoj površini, a udarni val na donjoj površini.
.
Ova formula vrijedi i za tanke profile proizvoljnog oblika s oštrim vodećim rubom.
Karakteristike vremena
Vrijeme inicijacije (log do -9 do -6);
Životni vijek (log tc od -6 do 9);
Vrijeme razgradnje (log td od -9 do -6);
Optimalno vrijeme razvoja (log tk od 0 do 6).
Dijagram:
Tehničke izvedbe efekta
Tehnička izvedba efekta
Izvedba je izvedena u geometriji (slika 3).
Geometrija promatranja uzgona
Riža. 3
Struja zraka brzine V struji na nepomično konveksno-konkavno krilo čiji je ovjes opremljen dinamometrom za mjerenje normalne komponente reakcije tla (sila uzgona F).
Variranjem brzine strujanja zraka osiguravamo da sila dizanja bude proporcionalna brzini strujanja. Variranjem napadnog kuta a (kut između tetive profila krila i vektora brzine nadolazećeg toka), uvjeravamo se u postojanje uzgona za dati profil čak i pri nultom napadnom kutu, te u njegov rast s povećanjem napadni kut.
Učitavanje...
