Подъёмная сила
Подъёмная сила - составляющая полной аэродинамической силы, перпендикулярная вектору скорости движения тела в потоке жидкости или газа, возникающая в результате несимметричности обтекания тела потоком. В соответствии с законом Бернулли , статическое давление среды в тех областях, где скорость потока более высока, будет ниже, и наоборот. Например, крыло самолета имеет несимметричный профиль (верхняя часть крыла более выпуклая), вследствие чего скорость потока по верхней кромке крыла будет выше, чем над нижней. Создавшаяся разница давлений и порождает подъёмную силу. Полная аэродинамическая сила - это интеграл от давления вокруг контура крыла .
Коэффициент подъёмной силы
Коэффициент подъёмной силы - безразмерная величина, характеризующая подъемную силу крыла определённого профиля при известном угле атаки . Коэффициент определяется экспериментальным путём в аэродинамической трубе , либо по теореме Жуковского . Формулу расчёта подъёмной силы через коэффициент разработали братья Райт и Джон Смитон в начале XX века [уточнить ] . Формула имеет вид :
- подъёмная сила (Н) - коэффициент подъёмной силы - весовая плотность воздуха на высоте полёта (кг/м³) - скорость набегающего потока (м/с) - характерная площадь (м²)При расчетах по этой формуле важно не путать весовую и массовую плотность воздуха. Весовая плотность при стандартных атмосферных условиях (на уровне земли при температуре +15 С) равна =1.225 кг/м 3 . Но в аэродинамических расчетах часто используют массовую плотность воздуха, которая равна 0.125 кг*с 2 /м 4 . В этом случае подъемная сила Y получается не в ньютонах (Н), а в килограммах (кг). В книгах по аэродинамике не всегда имеются уточнения, о какой плотности и размерности подъемной силы идет речь, поэтому в спорных ситуациях нужно проверять формулы, сокращая единицы измерения.
Примечания
Ссылки
- Подъемная сила копия из веб-архива
- Подсчет подъемной силы, действующей на тело конечных размеров в потоке сплошной среды. Методика классического решения в пространстве.
Wikimedia Foundation . 2010 .
Смотреть что такое "Подъёмная сила" в других словарях:
Составляющая полной силы давления жидкой или газообразной среды на движущееся в ней тело, направленная перпендикулярно к скорости тела (к скорости центра тяжести тела, если оно движется непоступательно). Возникает П. с. вследствие несимметрии… … Физическая энциклопедия
Составляющая полной силы давления жидкой или газообразной среды на движущееся в ней тело; направлена перпендикулярно скорости движения тела. Подъёмная сила возникает вследствие различия скоростей обтекания несимметричного тела средой (например,… … Энциклопедический словарь
ПОДЪЁМНАЯ СИЛА - составляющая полной гидроаэродинамической силы давления (др. составляющая лобовое сопротивление) жидкости или газообразной среды, воздействующая на движущееся в ней тело (или на тело, обтекаемое жидкостью или газом) и направленная перпендикулярно … Большая политехническая энциклопедия
подъёмная сила - — [А.С.Гольдберг. Англо русский энергетический словарь. 2006 г.] Тематики энергетика в целом EN lifting forceraising forceupward force … Справочник технического переводчика
Подъёмная сила - Подъемная сила. Обтекание профиля крыла самолета. Y подъемная сила; v скорость потока воздуха; давление под крылом рн больше давления под крылом рв. Подъемная сила ПОДЪЁМНАЯ СИЛА, составляющая полной силы давления жидкой или газообразной среды на … Иллюстрированный энциклопедический словарь
Составляющая полной силы давления жидкой или газообразной среды на движущееся в ней тело, направленная перпендикулярно к скорости тела (к скорости центра тяжести тела, если оно движется непоступательно). Возникает П. с. вследствие… … Большая советская энциклопедия
подъёмная сила - keliamoji jėga statusas T sritis automatika atitikmenys: angl. ascensional force; elevating force; lifting force; raising force vok. Hebekraft, f; Hubkraft, f rus. подъёмная сила, f pranc. effort de levée, m; portance, f … Automatikos terminų žodynas
подъёмная сила - keliamoji jėga statusas T sritis fizika atitikmenys: angl. ascensional force; raising force vok. Auftrieb, m; Hebekraft, f; Hubkraft, f rus. подъёмная сила, f pranc. force ascensionnelle, f; force de portance, f; poussée verticale, f … Fizikos terminų žodynas
подъёмная сила - подъёмная сила проекция главного вектора аэродинамических сил (см. Аэродинамические силы и моменты), приложенных к обтекаемой поверхности тела, на нормаль к направлению его движения. Объяснение механизма образования и определение П. с.… … Энциклопедия «Авиация»
Эх! Взлететь бы!..
У меня дома есть классный рыжий кот. Он «в меру упитан», как и положено уютному домашнему коту и, хотя при этом носится, как электровеник, обладает не совсем кошачьим свойством: побаивается высоты. Летающим котом по этой причине ему увы не быть, но в воздух иногда подняться видимо хочется, хотя бы для того, чтобы запрыгнуть на сервант. Однако избыточный вес этому, к сожалению, не способствует, потому приходится иногда помогать бедному животному, 🙂 то есть поднимать его руками и сажать туда, куда так рвется его душа.
Ну и чего же общего, спросите вы, имеют кот и самолет? Да, вобщем, ничего, за исключением одной очень важной вещи. Они оба имеют вес, который тянет их к земле. И, чтобы подняться кому на сервант, а кому повыше, нужна сила, которая этот вес преодолеет. Для моего семикилограмового кота – это сила моих рук, а вот для многотонной «железной птицы» это всем известная . Откуда же она берется? Все, вобщем, достаточно несложно:-)…
Начнем с «простого начала»:-). Главную роль в этом деле играет крыло самолета (именно крыло, состоящее из двух консолей, а не крылья, в продолжение моей другой ). Для простоты рассмотрим классический аэродинамический .
Аэродинамическая подъемная сила
Воздух, обтекая крыло самолета, разделяется на два потока: над крылом и под ним. Нижний поток протекает себе как ни в чем не бывало, а верхний сужается. Ведь профиль крыла выпуклый сверху! И теперь для того, чтобы в верхнем потоке проходило то же количество воздуха и за такое же время, как и в нижнем, ему нужно двигаться быстрее, ведь сам поток стал уже. Далее вступает в силу закон Бернулли: чем выше скорость потока, тем давление в нем ниже и, соответственно, наоборот. Этот закон очень просто иллюстрируется. Если взять не слишком узкий горизонтальный шланг (рукав) из тонкой прозрачной резины и влить в него воды под небольшим давлением. Что вы увидите? Да ничего особенного, вода просто быстро выльется через другой конец. А вот если на этом другом конце окажется наполовину закрытый кран, то вы сразу увидите, что вода выливается, но медленно и стенки рукава раздулись, то есть скорость потока уменьшилась и давление возросло.
Итак… При движении в воздушном потоке над крылом давление меньше, чем под ним. Из-за этой разницы возникает . Она выталкивает крыло самолета и, соответственно, сам самолет вверх. Чем скорость выше, тем подъемная сила больше. А если она равна весу, то самолет летит горизонтально. Ну а скорость зависит от работы двигателя самолета. Между прочим, падение давления над верхней частью крыла можно увидеть воочию.
Конденсация водяного пара над верхней поверхностью крыла в результате резкого падения давления
У резко маневрирующего самолета (обычно это бывает на аэрошоу) над верхней поверхностью крыла возникает что-то вроде струй белой пелены. Это из-за быстрого падения давления конденсируется водяной пар, находящийся в воздухе.
Кстати, не могу удержаться, чтобы не вспомнить еще один простейший, но очень точно иллюстрирующий теорию этого вопроса, школьный опыт. Если взять небольшой узкий лист бумаги за его короткую сторону и, поднеся его ко рту, подуть над листком горизонтально, то провисший было листок сразу резво поднимется. В этом виновата все та же подъемная сила. Мы дуем над листком – поток ускоряется, значит давление в нем падает, а под листком оно осталось прежним. Оно и поднимает листок в горизонтальное положение. Процесс, принципиально похожий на работу профиля.
Ну, вот, вроде бы и все? Можно лететь? Несмотря на вполне логичное приведенное выше объяснение (на мой взгляд:-)), я бы сказал, что вряд ли:-). Надо понимать, что описанный случай носит все-таки частный характер. Ведь профиль может быть и симметричным, тогда не будет такого распределения давления и разрежения над и под ним.
Кроме того такой профиль может располагаться и под углом к потоку (что чаще всего и бывает). И вот этот самый угол, который называется углом атаки будет играть большую роль в образовании подъемной силы крыла, которая и сама будет носить иной характер. Об этом в . И это будет «простое продолжение»:-).
На самом-то деле, конечно, полная теория этого вопроса значительно сложнее и одним законом Бернулли, объясненным на пальцах, здесь не обойдешься. Это уже область физики и аэродинамики, ведь и сама в нашем рассмотренном случае случае – это . В скором будущем мы немного коснемся этой области с ее терминами и понятиями, но более глубокое изучение требует, так сказать, общения с фундаментальными науками.
Постскриптум через год .
20.11.12 Исполнился уже почти год моим сайтописательским увлечениям. И, вот, потребовалось внести некоторое пояснение в эту, одну из самых первых моих статей. Похоже, что люди, прочитавшие ее, этим и ограничиваются. Такой подход неверен, потому что вслед за ней надо обязательно прочитать следующую статью этой же рубрики , написанную практически сразу за первой. Статья «с котом» 🙂 — это упрощенный вариант, и об этом я упоминал (здесь угол атаки равен нулю), это что-то типа введения в аэродинамику (тоже, кстати, максимально упрощенную:-)), поэтому и стиль изложения такой вольный:-). Однако, для правильного понимания вопроса она без второй существовать не может.
Я, по тогдашней неопытности несколько невнятно об этом сказал, и, главное, не поставил ссылку на «простое продолжение»… Ставлю сейчас. Прошу прощения у читателей не слишком сведущих (опытные итак все знают без меня:-))… Буду рад видеть вас у себя на сайте:-)…
Фотографии кликабельны.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ
ОБТЕКАНИЕ ТЕЛ ВОЗДУШНЫМ ПОТОКОМ
При обтекании твердого тела воздушный поток подвергается деформации, что приводит к изменению скорости, давления, температуры и плотности в струйках потока. Таким образом, около поверхности обтекаемого тела создается область переменных скоростей и давлений воздуха. Наличие различных по величине давлений у поверхности твердого тела приводит к возникновению аэродинамических сил и моментов. Распределение этих сил зависит от характера обтекания тела, его положения в потоке, конфигурации тела. Для изучения физической картины обтекания твердых тел применяются различные способы показа видимой картины обтекания тела. Видимую картину обтекания тел воздушным потоком принято называть аэродинамическим спектром.
Для получения аэродинамических спектров применяют такие приборы, как дымканалы (Рис. 1), используют шелковинки, оптические меры исследования (для сверхзвуковых потоков) и др.
Рис. 1 Дымканал
1 - источник дыма; 2 - струйки дыма; 3 - обтекаемое тело; 4 – вентилятор
В дымканале аэродинамический спектр создается струйками дыма, выпускаемыми из специального дымаря в поток воздуха, обтекающий тело.
Сущность способа с использованием шелковинок состоит в том, что в интересующих местах на поверхность обтекаемого тела наклеиваются специальные шелковинки, которые при обдуве тела располагаются вдоль обтекающих тело струек. По положению шелковинок судят о характере движения потока вблизи поверхности тела.
Рассмотрим аэродинамические спектры некоторых тел.
Плоская пластинка (Рис. 2), помещенная в поток под углом 90°, создает довольно резкое изменение направления движения потока, обтекающего ее: торможение потока перед ней, поджатие струек у ее краев и образование непосредственно за краем пластинки разрежения и больших вихрей, которые заполняют всю область за пластинкой. Позади пластинки можно наблюдать хорошо заметную спутную струю. Перед пластинкой давление будет больше чем в невозмущенном потоке, а за пластинкой вследствие разрежения давление уменьшится.
|
|
|
Рис. 2 Аэродинамический спектр плоской пластинки и шара
Симметричное удобообтекаемое (каплеобразное) тело имеет более плавный характер обтекания как в передней, так и в хвостовой частях.
В сечении А - В (наибольшая величина поперечного сечения аэродинамический спектр показывает наибольшую деформацию струек, наибольшее их поджатие. В хвостовой части образуются небольшие завихрения потока, которые создают спутную струю и уносятся потоком, постепенно затухая (Рис. 3).
Рис. 3 Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела
Удобообтекаемое несимметричное тело по характеру обтекания близко к удобообтекаемому симметричному, и отличается величиной деформации струек в верхней и нижней частях тела (см. Рис. 4).
Рис. 4 Аэродинамический спектр удобообтекаемого несимметричного тела (профиля крыла)
Наибольшая деформация струек наблюдается там, где тело имеет наибольшую величину искривления поверхности тела (точка К). В районе этой точки струйки поджимаются, поперечное сечение их уменьшается. Нижняя, менее искривленная поверхность мало влияет на характер обтекания. Здесь имеет место так называемое несимметричное обтекание. При обтекании воздушным потоком симметричных (и несимметричных) удобообтекаемых тел, помещенных под некоторым углом a к вектору скорости невозмущенного потока (Рис. 5), также будем иметь картину несимметричного обтекания и получим аэродинамический спектр, аналогичный тому, что получается при обтекании несимметричного удобообтекаемого тела (см. Рис. 4).
Рис. 5 Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела (профиля крыла), помещенного в поток под углом a
На верхней поверхности тела, в месте наибольшего поджатия струек, согласно закону неразрывности струй будет наблюдать местное увеличение скорости потока и, следовательно, уменьшение давления. На нижней поверхности деформация потока будет меньше и, следовательно, меньше изменение скорости и давления.
Нетрудно заметить, что степень деформации струек в потоке будет зависеть от конфигурации тела и его положения в потоке. Зная спектр обтекания тела, можно для каждой его точки подсчитать величину давления воздуха и таким образом судить о величинах и характере действия аэродинамических сил. Так как на различные точки поверхности обтекаемого тела (профиля крыла) действуют разные по величине силы давления, результирующая их будет отлична от нуля. Это различие давлений в разных точках поверхности движущегося крыла является основным фактором, обусловливающим появление аэродинамических сил.
Величины давлений на поверхность для различных тел определяют в лабораториях путем продувки в аэродинамических трубах. Полученные значения давлений для каждой точки наносят на специальные графики (Рис. 6)
Кроме сил давления, на поверхность крыла по касательной к ней действуют силы трения, которые обусловлены вязкостью воздуха и целиком определяются процессами, происходящими в пограничном слое.
Суммируя распределенные по поверхности крыла силы давления и трения, получим равнодействующую силу, которая называется полной аэродинамической силой .
Точка приложения полной аэродинамической силы на хорде профиля крыла называется центром давления.
Рис. 6 Распределение давлений по профилю крыла
КРЫЛО И ЕГО НАЗНАЧЕНИЕ
Крыло самолета предназначено для создания подъемной силы, необходимой для поддержки самолета в воздухе.
Аэродинамическое качество крыла тем больше, чем больше подъемная сила и меньше лобовое сопротивление.
Подъемная сила и лобовое сопротивление крыла зависят от геометрических характеристик крыла. Геометрические характеристики крыла в основном сводятся к характеристикам крыла в плане и характеристикам профиля крыла.
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА
Геометрические характеристики крыла сводятся в основном к характеристикам формы крыла в плане и к характеристикам профиля крыла. Крылья современных самолетов по форме в плане могут быть (Рис. 7): эллипсовидные (а), прямоугольные (б), трапециевидные (в), стреловидные (г) и треугольные (д)
Наилучшей в аэродинамическом отношении является эллипсовидная форма, но такое крыло сложно в производстве, поэтому редко применяется. Прямоугольное крыло менее выгодно с точки зрения аэродинамики, но значительно проще в изготовлении. Трапециевидное крыло по аэродинамическим характеристикам лучше прямоугольного, но несколько сложнее в изготовлении.
Стреловидные и треугольные в плане крылья в аэродинамическом отношении на дозвуковых скоростях уступают трапециевидным и прямоугольным, но на околозвуковых и сверхзвуковых имеют значительные преимущества. Поэтому такие крылья применяются только на самолетах, летающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.
Рис. 7 Формы крыльев в плане
Рис. 8 Угол поперечного V крыла
Рис. 9 Геометрические характеристики крыла
Форма крыла в плане характеризуется размахом, площадью удлинением, сужением, стреловидностью (Рис. 9) и поперечным V (Рис. 8)
Размахом крыла L называется расстояние между концами крыла по прямой линии.
Площадь крыла в плане S кр ограничена контурами крыла.
Площадь трапециевидного и стреловидного крыльев вычисляет как площади двух трапеций
(2.1)
где b 0 - корневая хорда, м;
b к - концевая хорда, м;
Средняя хорда крыла, м.
Удлинением крыла l называется отношение размаха крыла к средней хорде
Если вместо b ср подставить его значение из равенства (2.1), то удлинение крыла будет определяться по формуле
Для современных сверхзвуковых и околозвуковых самолетов удлинение крыла не превышает 2- 5. Для самолетов малых скоростей величина удлинения может достигать 12-15, а для планеров до 25.
Сужением крыла h называется отношение осевой хорды к концевой хорде
Для дозвуковых самолетов сужение крыла обычно не превышает 3, а для околозвуковых и сверхзвуковых оно может изменяться в широких пределах.
Углом стреловидности c называется угол между линией передней кромки крыла и поперечной осью самолета. Стреловидность также может быть замерена по линии фокусов (проходящей на расстоянии 1/4 хорды от ребра атаки) или по другой линии крыла. Для околозвуковых самолетов она достигает 45°, а для сверхзвуковых - до 60°.
Углом поперечного V крыла называется угол между поперечной осью самолета и нижней поверхностью крыла (Рис. 8). У современных самолетов угол поперечного V колеблется от +5° до -15°.
Профилем крыла называется форма его поперечного сечения. Профили могут быть (Рис. 10): симметричными и несимметричными. Несимметричные в свою очередь могут быть двояковыпуклыми, плосковыпуклыми, вогнутовыпуклыми и S-образными. Чечевицеобразные и клиновидные могут применяться для сверхзвуковых самолетов.
На современных самолетах применяются в основном симметричные и двояковыпуклые несимметричные профили.
Основными характеристиками профиля являются: хорда профиля, относительная толщина, относительная кривизна (Рис. 11).
Хордой профиля b называется отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля.
Рис. 10 Формы профилей крыла
1 - симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - S-образный;6 -ламинизированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 - D видный
Рис. 11 Геометрические характеристики профиля:
b - хорда профиля; С макс - наибольшая толщина; f макс - стрела кривизны; х с - координата наибольшей толщины
Рис. 12 Углы атаки крыла
Рис. 13 Полная аэродинамическая сила и точка ее приложения
R - полная аэродинамическая сила; Y - подъемная сила; Q - сила лобового сопротивления; a - угол атаки; q - угол качества
Относительной толщиной профиля с называется отношение максимальной толщины С макc к хорде, выраженное в процентах:
(2.5)
Положение максимальной толщины профиля Х c выражается в процентах от длины хорды и отсчитывается от носка
(2.6)
У современных самолетов относительная толщина профиля находится в пределах 4-16%.
Относительной кривизной профиля f называется отношение максимальной кривизны f к хорде, выраженное в процентах.
Максимальное расстояние от средней линии профиля до хорды определяет кривизну профиля. Средняя линия профиля проводится на равном расстоянии от верхнего и нижнего обводов профиля.
(2.7)
У симметричных профилей относительная кривизна равна нулю, для несимметричных же эта величина отлична от нуля и не превышает 4%.
СРЕДНЯЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ХОРДА КРЫЛА
Всякое вращательное движение самолета в полете совершается вокруг его центра тяжести. Поэтому важно уметь быстро определять положение ЦТ и знать, как будет изменяться балансировка при изменении его положения. Положение центра тяжести, как правило, ориентируется относительно средней аэродинамической хорды крыла.
Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки (Рис. 14).
Рис. 14 Средние аэродинамические хорды крыльев
Величина и координаты САХ для каждого самолета определяются в процессе проектирования и указываются в техническом описании.
Если величина и положение САХ данного самолета неизвестны, то их можно определить приближенно. Для трапециевидного незакрученного крыла САХ определяется путем геометрического построения. Для этого крыло самолета вычерчивается в плане (и в определенном масштабе). На продолжении корневой хорды откладывается отрезок, равный по величине концевой хорде (Рис. 15), а на продолжении концевой хорды (вперед) откладывается отрезок, равный корневой хорде. Концы отрезков соединяют прямой линией. Затем проводят среднюю линию крыла, соединяя прямой середины корневой и концевой хорд. Через точку пересечения этих двух линий и пройдет средняя аэродинамическая хорда (САХ).
Рис. 15 Геометрическое определение САХ
Зная величину и положение САХ на самолете и приняв ее как базовую линию, определяют относительно нее положение центра тяжести самолета, центра давления крыла и т. д.
Аэродинамическая сила самолета создается крылом и приложена в центре давления. Центр давления и центр тяжести, как правило, не совпадают и поэтому образуется момент сил. Величина этого момента зависит от величины силы и расстояния между ЦТ и центром давления, положение которых определяется как расстояние от начала САХ, выраженное в линейных величинах или в процентах длины САХ.
Рис. 16 Положение центра тяжести самолета
Рис. 17 Расчет центровки при изменении веса самолета
ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КРЫЛА
Лобовое сопротивление - это сопротивление движению крыла самолета в воздухе. Оно складывается из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений:
Х кр =Х пр +Х инд +Х В . (2.8)
Волновое сопротивление рассматриваться не будет, так как возникает на скоростях полета свыше 450 км/ч.
Профильное сопротивление слагается из сопротивления давления и сопротивления трения:
Х пр =Х Д +Х тр .(2.9)
Сопротивление давления - это разность давлений перед и за крылом. Чем больше эта разность, тем больше сопротивление давления. Разность давлений зависит от формы профиля, его относительной толщины и кривизны (Рис. 18, на рисунке обозначено С х - коэффициент профильного сопротивления).
Рис. 18 График зависимости профильного сопротивления от толщины профиля
Чем больше относительная толщина с профиля, тем больше повышается давление перед крылом и больше уменьшается за крылом, на его задней кромке. В результате увеличивается разность давлений и, как следствие, увеличивается сопротивление давления. Обтекание воздушным потоком крыльев самолетов Як-52 и Як-55 в рабочем диапазоне углов атаки (линейный участок характеристики C y =f( a ) происходит без отрыва пограничного слоя со всей поверхности профиля крыла, в результате этого сопротивление давления возникает из-за разности давлений передней части крыла и задней. Величина сопротивления давления невелика. Возникновение сопротивления давления сопровождается образованием слабых вихрей в спутной струе, образующейся из пограничного слоя.
При обтекании профиля крыла воздушным потоком на углах атаки, близких к критическому, сопротивление давления значительно возрастает. При этом размеры завихренной спутной струи и самих вихрей резко увеличиваются.
Сопротивление трения возникает вследствие проявления вязкости воздуха в пограничном слое обтекающего профиля крыла. Величина сил трения зависит от структуры пограничного слоя и состояния обтекаемой поверхности крыла (его шероховатости). В ламинарном пограничном слое воздуха сопротивление трения меньше, чем в турбулентном пограничном слое. Следовательно, чем большую часть поверхности крыла обтекает ламинарный пограничный слой воздушного потока, тем меньше сопротивление трения.
На величину сопротивления трения влияют: скорость самолета; шероховатость поверхности; форма крыла. Чем больше скорость полета, с худшим качеством обработана поверхность крыла и толще профиль крыла, тем больше сопротивление трения.
Рис. 19 Обтекание крыла конечного размаха
Для уменьшения сопротивления трения при подготовке самолетов к полету необходимо сохранять гладкость поверхности крыла и частей самолета, особенно носка крыла. Изменение углов атаки на величину сопротивления трения практически не влияет.
Соотношение между сопротивлением трения и сопротивлением давления в большой степени зависит от толщины профиля (см. Рис. 18). На рисунке видно, что с ростом относительной толщины профиля увеличивается доля, приходящаяся на сопротивление давления. Это же можно сказать, анализируя и сопоставляя профили самолетов Як-52 и Як-55.
Индуктивное сопротивление - это прирост лобового сопротивления, связанный с образованием подъемной силы крыла При обтекании крыла невозмущенным воздушным потоком возникает разность давлений над крылом и под ним В результате часть воздуха на концах крыльев перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления (Рис. 19).
Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушный поток, набегающий на верхнюю часть крыла, что приводит к образованию завихрений массы воздуха за задней кромкой, т. е. образуется вихревой жгут. Воздух в вихревом жгуте вращается. Скорость вращения вихревого жгута различна, в центре она наибольшая, а по мере удаления от оси вихря - уменьшается.
Рис. 20 Отклонение воздушного потока вниз, вызванное вихревым шнуром
Так как воздух обладает вязкостью, то вращающийся воздух в жгуте увлекает за собой окружающий воздух. Вихревые жгуты левого и правого полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз.
Такое движение воздушных масс сообщает воздушному потоку, обтекающему крыло, дополнительную скорость, направленную вниз. При этом любая часть воздуха, обтекающая крыло со скоростью V , отклоняется вниз со скоростью U . Величина этой скорости обратно пропорциональна расстоянию точки от оси вихревого жгута, т. е. в конечном счете от удлинения крыла, от разности давлений над и под крылом и от формы крыла в плане.
Угол Da , на который отклоняется поток воздуха, обтекающий крыло со скоростью V , наведенной вертикальной скоростью U , называется углом скоса потока (Рис. 20). Величина его зависит от значения вертикальной скорости, индуктированной вихревым жгутом, и скорости набегающего потока V :
(2.10)
Поэтому благодаря скосу потока истинный угол атаки a ист крыла в каждом его сечении будет отличаться от геометрического или кажущегося угла атаки a каж на величину Da (Рис. 21):
(2.11)
Как известно, подъемная сила крыла Y всегда перпендикулярна набегающему потоку, его направлению. Поэтому вектор подъемной силы крыла отклоняется на угол Da и перпендикулярен к направлению воздушного потока V .
Подъемной силой будет не вся сила Y" а ее составляющая Y , направленная перпендикулярно набегающему потоку:
Рис. 21 Образование индуктивного сопротивления
Рис. 22 Зависимость коэффициента лобового сопротивления С x от угла атаки самолетов Як-52 и
Як-55
Ввиду малости величины Da считаем Другая составляющая сила Y" будет равна
(2.13)
Эта составляющая направлена по потоку и называется индуктивным сопротивлением (Рис. 21).
Чтобы найти величину индуктивного сопротивления, необходимо вычислить скорость U и угол скоса потока.
Зависимость угла скоса потока от удлинения крыла, коэффициента подъемной силы С у и формы крыла в плане выражается формулой
где А - коэффициент, учитывающий форму крыла в плане.
Для крыльев самолетов коэффициент А равен
(2.15)
где l эф - удлинение крыла без учета площади фюзеляжа, занимающей часть крыла;
d - величина, зависящая от формы крыла в плане.
Подставим значения формул (2.14), (2.15) в формулу (2.13), преобразуя ее, получим
(2.16)
где C x i -коэффициент индуктивного сопротивления.
Он определяется по формуле Из формулы видно, чтоС х прямо пропорционален коэффициенту подъемной силы и обратно пропорционален удлинению крыла.
При угле атаки нулевой подъемной силы a о индуктивное сопротивление будет равно нулю.
На закритических углах атаки нарушается плавное обтекание профиля крыла и, следовательно, формула определения C x1 не приемлема для определения его величины.
Так как величина С х обратно пропорциональна удлинению крыла, поэтому самолеты, предназначенные для полетов на большие расстояния, имеют большое удлинение крыла: l =14…15.
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО КРЫЛА
С точки зрения аэродинамики наиболее выгодным будет такое крыло, которое обладает способностью создавать возможно большею подъемную силу при возможно меньшем лобовом сопротивлении. Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамического качества крыла.
Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла на данном угле атаки
где Y - подъемная сила, кг;
Q - сила лобового сопротивления, кг. Подставив в формулу значения Y и Q, получим
Чем больше аэродинамическое качество крыла, тем оно совершеннее. Величина качества для современных самолетов может достигать 14-15 , а для планеров 45-50. Это означает, что крыло самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 раз , а у планеров даже в 50 раз.
Аэродинамическое качество характеризуется углом (см. Рис. 13).
Угол между векторами подъемной и полной аэродинамической сил называется углом качества. Чем больше аэродинамическое качество, тем меньше угол качества, и наоборот.
Аэродинамическое качество крыла, как видно из формулы (2.18), зависит от тех же факторов, что и коэффициенты С у и С х , т. е. от угла атаки, формы профиля, формы крыла в плане, числа М полета и от обработки поверхности.
ВЛИЯНИЕ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО УГЛА АТАКИ.
По известным значениям аэродинамических коэффициентов С у и С х для различных углов атаки строят график К = f ( a ) (Рис. 23).
Из графика видно, что с увеличением угла атаки до определенной величины аэродинамическое качество возрастает. При некотором угле атаки качество достигает максимальной величины К макс . Этот угол называется наивыгоднейшим углом атаки, a наив .
На угле атаки нулевой подъемной силы a о где С у =0 аэродинамическое качество будет равно нулю.
Влияние на аэродинамическое качество формы профиля связано с относительными толщиной и кривизной профиля. При этом большое влияние оказывают форма обводов профиля, форма носка и положение максимальной толщины профиля вдоль хорды (Рис. 24).
Рис. 23 График зависимости аэродинамического качества от угла атаки
Рис. 24 Зависимость аэродинамического качества от угла атаки и толщины профиля
Рис. 25 . Образование подсасывающей силы
Рис. 26 Изменение аэродинамического качества крыла в зависимости от числа М
При обтекании профилей с закругленными и утолщенными носками на носке профиля образуется подсасывающая сила, которая может значительно уменьшить лобовое сопротивление. Наибольшей величины она достигает на углах атаки, близких к a наив , когда подсасывающая сила может превышать силу трения (Рис. 25).
Для получения больших значений К макс выбираются оптимальные толщина и кривизна профиля, формы обводов и удлинение крыла.
Форма крыла в плане также оказывает влияние на аэродинамическое качество крыла. Для получения наибольших значений качества наилучшей формой крыла является эллипсовидная с закругленной передней кромкой. Такое крыло имеет наименьшее индуктивное сопротивление. Увеличение удлинения крыла уменьшает его индуктивное сопротивление (вспомним ) следовательно, увеличивает аэродинамическое качество.
При увеличении числа М полета до появления волнового кризиса качество будет незначительно возрастать (для данного угла атаки), так как проявление сжимаемости воздуха увеличивает С у . С наступлением волнового кризиса качество резко уменьшается, потому что коэффициент подъемной силы уменьшается, а С х увеличивается (Рис. 26).
Состояние поверхности крыла (шероховатость, волнистость, отступление от заданной формы) влияет на величину профильного сопротивления. Поэтому, улучшая состояние поверхности крыла (или поддерживая ее в хорошем состоянии), можно добиться повышения аэродинамического качества самолета.
ПОСТРОЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛА И САМОЛЕТА
ПОЛЯРА КРЫЛА
Для различных расчетов летных характеристик крыла особенно важно знать одновременное изменение С у и С х в диапазоне летных углов атаки. Для этой цели строится график зависимости коэффициента С у от С х, называемый полярой.
Для построения поляры для данного крыла, крыло (или его модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки. При продувке для каждого угла атаки аэродинамическими весами замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления Q. Определив величины сил Y и Q для данного профиля, вычисляют их аэродинамические коэффициенты. Из формулы подъемной силы и силы лобового сопротивления находим:
(2.20)
Такой расчет производится для каждого угла атаки. Результаты замеров и вычислений заносятся в таблицу.
Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. На вертикальной оси откладывают значения С у , а на горизонтальной - С х . Масштабы для С у и С х обычно берутся разные.
Принято для С у брать масштаб в 5 раз крупнее, чем для С х , так как в пределах летных углов атаки диапазон изменения С у в несколько раз больше, чем диапазон изменения С х . Каждая точка полученного графика соответствует определенному углу атаки.
Название «поляра» объясняется тем, что эту кривую можно рассматривать как полярную диаграмму, построенную на координатах коэффициента полной аэродинамической силы С R и j , где j - угол наклона полной аэродинамической силы R к направлению скорости набегающего потока (при условии, если масштабы С у и С х взять одинаковыми).
Рис. 27 Принцип построения поляры крыла
Рис. 28 Поляра крыла
Если из начала координат (Рис. 27), совмещенного с центром давления профиля, провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны С y и С х . лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от углов атаки - так называемая поляра крыла.
Так как коэффициенты С y и С х пропорциональны аэродинамическим силам, то нетрудно убедиться, что угол, заключенный между векторами С r и С y , представляет собой угол качества q. Угол качества q можно непосредственно замерять на поляре, построенной в равных масштабах С y и С х, а поскольку поляры построены, как правило, на разномасштабных коэффициентах С y и С х , то угол качества определяется из отношения
Поляра строится для вполне определенного крыла с заданными геометрическими размерами и формой профиля (Рис. 28). По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки.
Угол нулевой подъемной силы a о находится на пересечении поляры с осью С х . При этом угле атаки коэффициент подъемной силы равен нулю (С y = 0).
Для крыльев современных самолетов обычно a о = .
Угол атаки, на котором С х имеет наименьшую величину a C х.мин . находится проведением касательной к поляре, параллельной оси С y . Для современных крыльевых профилей этот угол заключен в диапазоне от 0 до 1°.
Наивыгоднейший угол атаки a наив . Так как на наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество крыла максимальное, то угол между осью С y и касательной, проведенной из начала координат, т. е. угол качества , на этом угле атаки, согласно формуле (2.19), будет минимальным. Поэтому для определения a наив нужно провести из начала координат касательную к поляре. Точка касания будет соответствовать a наив . Для современных крыльев a наив лежит в пределах 4 - 6°.
Критический угол атаки a крит . Для определения критического угла атаки необходимо провести касательную к поляре, параллельную оси С х . Точка касания и будет соответствовать a крит . Для крыльев современных самолетов a крит = 16-30°.
Углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством находятся проведением из начала координат секущей к поляре. В точках пересечения найдем углы атаки (a 1 и a 2 ) при полете, на которых аэродинамическое качество будет одинаково и обязательно меньше К макс .
ПОЛЯРА САМОЛЕТА
Одной из основных аэродинамических характеристик самолета является поляра самолета. Ранее было установлено, что коэффициент подъемной силы крыла С y равен коэффициенту подъемной силы всего самолета, а коэффициент лобового сопротивления самолета для каждого угла атаки больше С х крыла на величину С х вр , т. е.
Поэтому поляру самолета можно получить путем прибавления величины С х вр к С х крыла на поляре крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла на величину С х вр (Рис. 29). Обычно поляру самолета строят, используя данные зависимостей С y =f( a ) и С х =f( a ), полученных экспериментально путем продувок моделей в аэродинамических трубах. Углы атаки на поляре самолета проставляются путем переноса по горизонтали углов атаки, размеченных на поляре крыла.
Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета производится так же, как это делалось на поляре крыла.
Угол атаки нулевой подъемной силы a самолета практически не отличается от угла атаки нулевой подъемной силы крыла. Так как на угле a 0 подъемная сила равна нулю, то на этом угле атаки возможно только вертикальное движение самолета вниз, называемое отвесным пикированием, или вертикальная горка под углом 90°.
Рис. 29 Поляры крыла и самолета
Рис. 30 Поляры самолета с выпущенными закрылками
Угол атаки, при котором коэффициент лобового сопротивления имеет минимальную величину () находится проведением параллельно оси С y касательной к поляре. При полете на этом угле атаки будут наименьшие потери на сопротивление. На этом угле атаки (или близком к нему) совершается полет с максимальной скоростью.
Наивыгоднейший угол атаки ( a наив ) соответствует наибольшему значению аэродинамического качества самолета. Графически этот угол, так же, как и для крыла, определяется путем проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла. А так как
(2.22)
то можно сделать вывод, что максимальное качество самолета в целом всегда меньше максимального аэродинамического качества отдельно взятого крыла.
Из этого же графика видно, что наивыгоднейший угол атаки самолета больше наивыгоднейшего угла атаки крыла на 2 - 3°.
Рис. 31 Поляры самолета для различных чисел М
Критический угол атаки самолета (a крит ) по своей величине не отличается от величины этого же угла для крыла.
На Рис. 29 изображены поляры самолета в трех вариантах:
- закрылки убраны;
- закрылки выпущены во взлетное положение (d 3 = 20°);
- закрылки выпущены в посадочное положение (d 3 = 45°).
Выпуск закрылков во взлетное положение (d 3 = 15-25°) позволяет увеличить максимальный коэффициент подъемной силы Су макс при сравнительно небольшом увеличении коэффициента лобового сопротивления. Это позволяет уменьшить потребную минимальную скорость полета, которая практически определяет скорость отрыва самолета при взлете. Благодаря выпуску закрылков (или щитков) во взлетное положение длина разбега сокращается до 25%.
При выпуске закрылков (или щитков) в посадочное положение (d 3 = 45 - 60°) максимальный коэффициент подъемной силы может возрасти до 80%, что резко снижает посадочную скорость и длину пробега. Однако лобовое сопротивление при этом возрастает интенсивнее, чем подъемная сила, поэтому аэродинамическое качество значительно уменьшается. Но это обстоятельство используется как положительный эксплуатационный фактор - увеличивается крутизна траектории при планировании перед посадкой и, следовательно, самолет становится менее требователен к качеству подходов в створе посадочной полосы.
Ранее нами были рассмотрены поляры крыла и самолета для таких скоростей полета (чисел М), когда влиянием сжимаемости можно было пренебречь. Однако при достижении таких чисел М, при которых сжимаемостью уже нельзя пренебречь (М > 0,6 - 0,7) коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления нужно определять с учетом поправки на сжимаемость.
(2.23)
где Су сж - коэффициент подъемной силы с учетом сжимаемости;
Су несж - коэффициент подъемной силы несжимаемого потока для того же угла атаки, что и Су сж.
До чисел все поляры практически совпадают, но при больших числах М они начинают смещаться вправо и одновременно увеличивают наклон к оси С х . Смещение поляр вправо (на большие С х ) обусловлено ростом коэффициента профильного сопротивления за счет влияния сжимаемости воздуха, а при дальнейшем увеличении числа (М > 0,75 - 0,8) за счет появления волнового сопротивления (Рис. 31).
Увеличение наклона поляр объясняется ростом коэффициента индуктивного сопротивления, так как при одном и том же угле атаки в дозвуковом потоке сжимаемого газа увеличится пропорционально Аэродинамическое качество самолета с момента заметного проявления эффекта сжимаемости начинает уменьшаться.
МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА
На современных самолетах с целью получения высоких летно-тактических характеристик, в частности для достижения больших скоростей полета, значительно уменьшены и площадь крыла и его удлинение. А это отрицательно сказывается на аэродинамическом качестве самолета и особенно на взлетно-посадочных характеристиках.
Для удержания самолета в воздухе в прямолинейном полете с постоянной скоростью необходимо, чтобы подъемная сила была равна весу самолета - Y = G . Но так как
(2.24)
Из формулы (2.24) следует, что для удержания самолета в воздухе на наименьшей скорости (при посадке, например) нужно, чтобы коэффициент подъемной силы С y был наибольшим. Однако С y можно увеличивать путем увеличения угла атаки только до a крит . Увеличение угла атаки больше критического приводит к срыву потока на верхней поверхности крыла и к резкому уменьшению С y , что недопустимо. Следовательно, для обеспечения равенства подъемной силы и веса самолета необходимо увеличить скорость полета .
Вследствие указанных причин посадочные скорости современных самолетов довольно велики. Это сильно усложняет взлет и посадку и увеличивает длину пробега самолета.
С целью улучшения взлетно-посадочных характеристик и обеспечения безопасности на взлете и особенно посадке необходимо посадочную скорость по возможности уменьшить. Для этого нужно, чтобы С y был возможно больше. Однако профили крыла, имеющие большое Су макс , обладают, как правило, большими значениями лобового сопротивления Сх мин , так как у них большие относительные толщина и кривизна. А увеличение Сх. мин , препятствует увеличению максимальной скорости полета. Изготовить профиль крыла, удовлетворяющий одновременно двум требованиям: получению больших максимальных скоростей и малых посадочных - практически невозможно.
Поэтому при проектировании профилей крыла самолета стремятся в первую очередь обеспечить максимальную скорость, а для уменьшения посадочной скорости применяют на крыльях специальные устройства, называемые механизацией крыла.
Применяя механизированное крыло, значительно увеличивают величину Су макс , что дает возможность уменьшить посадочную скорость и длину пробега самолета после посадки, уменьшить скорость самолета в момент отрыва и сократить длину разбега при взлете. Применение механизации улучшает устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки. Кроме того, уменьшение скорости при отрыве на взлете и при посадке увеличивает безопасность их выполнения и сокращает расходы на строительство взлетно-посадочных полос.
Итак, механизация крыла служит для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета путем увеличения максимального значения коэффициента подъемной силы крыла Cу макс .
Суть механизации крыла состоит в том, что с помощью специальных приспособлений увеличивается кривизна профиля (в некоторых случаях и площадь крыла), вследствие чего изменяется картина обтекания. В результате получается увеличение максимального значения коэффициента подъемной силы.
Эти приспособления, как правило, выполняются управляемыми в полете: при полете на малых углах атаки (при больших скоростях полета) они не используются, а применяются лишь на взлете, на посадке, когда увеличение угла атаки не обеспечивает получения нужной величины подъемной силы.
Существуют следующие виды механизации крыла: щитки, закрылки, предкрылки, отклоняемые носки крыла, управление пограничным слоем, реактивные закрылки .
Щиток представляет собой отклоняющуюся поверхность, которая в убранном положении примыкает к нижней, задней поверхности крыла. Щиток является одним из самых простых и наиболее распространенных средств повышения Су макс.
Увеличение Су макс при отклонении щитка объясняется изменением формы профиля крыла, которое можно условно свести к увеличению эффективного угла атаки и вогнутости (кривизны) профиля.
При отклонении щитка образуется вихревая зона подсасывания между крылом и щитком. Пониженное давление в этой зоне распространяется частично на верхнюю поверхность профиля у задней кромки и вызывает отсос пограничного слоя с поверхности, лежащей выше по течению. За счет отсасывающего действия щитка предотвращается срыв потока на больших углах атаки, скорость потока над крылом возрастает, а давление уменьшается. Кроме того, отклонение щитка повышает давление под крылом за счет увеличения эффективной кривизны профиля и эффективного угла атаки a эф .
Благодаря этому выпуск щитков увеличивает разность относительных давлений над крылом и под крылом, а следовательно, и коэффициент подъемной силы Су .
На Рис. 35 показан график зависимости С y от угла атаки для крыла с различным положением щитка: убранное, взлетное d щ = 15°, посадочное d щ = 40°.
При отклонении щитка вся кривая Су щ = f( a ) смещается вверх почти эквидистантно кривой Су = f ( a ) основного профиля.
Из графика видно, что при отклонении щитка в посадочное положение (d щ = 40°) приращение Су составляет 50-60%, а критический угол атаки при этом уменьшается на 1-3°.
Для увеличения эффективности щитка конструктивно его выполняют таким образом, что при отклонении он одновременно смещается назад, к задней кромке крыла. Тем самым увеличиваются эффективность отсоса пограничного слоя с верхней поверхности крыла и протяженность зоны повышенного давления под крылом.
При отклонении щитка одновременно с увеличением коэффициента подъемной силы увеличивается и коэффициент лобового сопротивления, аэродинамическое качество крыла при этом уменьшается.
Закрылок . Закрылок представляет собой отклоняющуюся часть задней кромки крыла либо поверхность, выдвигаемую (с одновременным отклонением вниз) назад из-под крыла. По конструкции закрылки делятся на простые (нещелевые), однощелевые и многощелевые .
Рис. 32 Профиль крыла со щитком, смещающимся назад
Рис. 33 Закрылки: а - нещелевой; б - щелевой
Нещелевой закрылок увеличивает коэффициент подъемной силы С y за счет увеличения кривизны профиля. При наличии между носком закрылка и крылом специально спрофилированной щели эффективность закрылка увеличивается, так как воздух, проходящий с большой скоростью через сужающуюся щель, препятствует набуханию и срыву пограничного слоя. Для дальнейшего увеличения эффективности закрылков иногда применяют двухщелевые закрылки, которые дают прирост коэффициента подъемной силы С y профиля до 80%.
Увеличение Су макс крыла при выпуске закрылков или щитков зависит от ряда факторов: их относительных размеров, угла отклонения, угла стреловидности крыла. На стреловидных крыльях эффективность механизации, как правило, меньше, чем у прямых крыльев. Отклонение закрылков, так же как и щитков, сопровождается не только повышением С y , но в еще большей степени приростом С x , поэтому аэродинамическое качество при выпущенной механизации уменьшается.
Критический угол атаки при выпущенных закрылках незначительно уменьшается, что позволяет получить С умакс при меньшем подъеме носа самолета (Рис. 36).
Рис. 34 Профиль крыла с щитком
Рис. 35 Влияние выпуска щитков на кривую Су=f( a )
Рис. 36 Поляра самолета с убранными и выпущенными щитками
Предкрылок представляет собой небольшое крылышко, находящееся впереди крыла (Рис. 37).
Предкрылки бывают фиксированные и автоматические.
Фиксированные предкрылки на специальных стойках постоянно закреплены на некотором удалении от носка профиля крыла. Автоматические предкрылки при полете на малых углах атаки плотно прижаты к крылу воздушным потоком. При полете на больших углах атаки происходит изменение картины распределения давления по профилю, в результате чего предкрылок как бы отсасывается. Происходит автоматическое выдвижение предкрылка (Рис. 38).
При выдвинутом предкрылке между крылом и предкрылком образуется суживающаяся щель. Увеличиваются скорость воздуха, проходящего через эту щель, и его кинетическая энергия. Щель между предкрылком и крылом спрофилирована таким образом, что воздушный поток, выходя из щели, с большой скоростью направляется вдоль верхней поверхности крыла. Вследствие этого скорость пограничного слоя увеличивается, он становится более устойчивым на больших углах атаки и отрыв его отодвигается на большие углы атаки. Критический угол атаки профиля при этом значительно увеличивается (на 10°-15°), а Cу макс увеличивается в среднем на 50% (Рис. 39).
Обычно предкрылки устанавливаются не по всему размаху, а только на его концах. Это объясняется тем, что, кроме увеличения коэффициента подъемной силы, увеличивается эффективность элеронов, а это улучшает поперечную устойчивость и управляемость. Установка предкрылка по всему размаху значительно увеличила бы критический угол атаки крыла в целом, и для его реализации на посадке пришлось бы стойки основных ног шасси делать очень высокими.
Рис. 37 Предкрылок
Рис. 38 Принцип действия автоматического предкрылка: а - малые углы атаки; б – большие углы атаки
Фиксированные предкрылки устанавливаются, как правило, на нескоростных самолетах, так как такие предкрылки значительно увеличивают лобовое сопротивление, что является помехой для достижения больших скоростей полета.
Отклоняемый носок (Рис. 40) применяется на крыльях с тонким профилем и острой передней кромкой для предотвращения срыва потока за передней кромкой на больших углах атаки.
Изменяя угол наклона подвижного носка, можно для любого угла атаки подобрать такое положение, когда обтекание профиля будет безотрывным. Это позволит улучшить аэродинамические характеристики тонких крыльев на больших углах атаки. Аэродинамическое качество при этом может возрастать.
Искривление профиля отклонением носка повышает Су макс крыла без существенного изменения критического угла атаки.
Рис. 39 Кривая Су =f ( a ) для крыла с предкрылками
Рис. 40 Отклоняемый носок крыла
Управление пограничным слоем (Рис. 41) является одним из наиболее эффективных видов механизации крыла и сводится к тому, что пограничный слой либо отсасывается внутрь крыла, либо сдувается с его верхней поверхности.
Для отсоса пограничного слоя или для его сдувания применяют специальные вентиляторы либо используют компрессоры самолетных газотурбинных двигателей.
Отсасывание заторможенных частиц из пограничного слоя внутрь крыла уменьшает толщину слоя, увеличивает его скорость вблизи поверхности крыла и способствует безотрывному обтеканию верхней поверхности крыла на больших углах атаки.
Сдувание пограничного слоя увеличивает скорость движения частиц воздуха в пограничном слое, тем самым предотвращает срыв потока.
Управление пограничным слоем дает хорошие результаты в сочетании с щитками или закрылками.
Рис. 41 Управление пограничным слоем
Рис. 42 Реактивный закрылок
Реактивный закрылок (Рис. 42) представляет струю газов, вытекающую с большой скоростью под некоторым углом вниз из специальной щели, расположенной вблизи задней кромки крыла. При этом струя газа воздействует на поток, обтекающий крыло, подобно отклоненному закрылку, вследствие чего перед реактивным закрылком (под крылом) давление повышается, а позади его понижается, вызывая увеличение скорости движения потока над крылом. Кроме того образуется реактивная сила Р , создаваемая вытекающей струёй.
Эффективность действия реактивного закрылка зависит от угла атаки крыла, угла выхода струи и величины силы тяги Р . Их используют для тонких, стреловидных крыльев малого удлинение Реактивный закрылок позволяет увеличить коэффициент подъемной силы Cу макс в 5-10 раз .
Для создания струи используются газы, выходящие из турбореактивного двигателя.
ПЕРЕМЕЩЕНИЕ ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ КРЫЛА И САМОЛЕТА
Центром давления крыла называется точка пересечения равнодействующей аэродинамических сил с хордой крыла.
Положение центра давления определяется его координатой Х Д - расстоянием от передней кромки крыла, которое может быть выражено в долях хорды
Направление действия силы R определяется углом j , образуемым с направлением невозмущенного воздушного потока (Рис. 43, а). Из рисунка видно, что
где К - аэродинамическое качество профиля.
Рис. 43 Центр давления крыла и изменение его положения в зависимости от угла атаки
Положение центра давления зависит от формы профиля и угла атаки. На Рис. 43, б показано, как изменяется положение центра давления в зависимости от угла атаки для профилей самолетов Як 52 и Як-55, кривая 1 -для самолета Як-55, кривая 2-для самолета Як-52.
Из графика видно, что положение ЦД при изменении угла атаки у симметричного профиля самолета Як-55 остается неизменным и находится примерно на 1/4 расстояния от носка хорды.
Таблица 1
Обозначение веса (груза)
Пустой самолет
Взлетный вес
Летчик в передней кабине
Летчик в задней кабине
Топливо в баках
Масло в баках
При изменении угла атаки изменяется распределение давления по профилю крыла, и поэтому центр давления перемещается вдоль хорды (для несимметричного профиля самолета Як-52), как показано на Рис. 44. Например, при отрицательном угле атаки самолета Як 52, примерно равном -1°, силы давления в носовой и хвостовой частях профиля направлены в противоположные стороны и равны. Этот угол атаки называется углом атаки нулевой подъемной силы.
Рис. 44 Перемещение центра давления крыла самолета Як-52 при изменении угла атаки
При несколько большем угле атаки силы давления, направленные вверх, больше силы, направленной вниз, их равнодействующая Y будет лежать за большей силой (II), т. е. центр давления окажется расположенным в хвостовой части профиля. При дальнейшем увеличении угла атаки местонахождение максимальной разности давлений передвигается все ближе к носовой кромке крыла, что, естественно, вызывает перемещение ЦД по хорде к передней кромке крыла (III, IV).
Наиболее переднее положение ЦД при критическом угле атаки a кр= 18° (V).
Прежде чем рассматривать, что же такое подъемная сила крыла самолета и как ее рассчитать, мы представим, что авиалайнер – это материальная точка, которая осуществляет движение по определенной траектории. Для смены этого направления либо силы движения необходимо ускорение. Оно бывает двух видов: нормальное и тангенциальное. Первое стремится поменять направление движения, а второе оказывает влияние на скорость движения точки. Если говорить о самолете, то его ускорение создается за счет подъемной силы крана. Рассмотрим конкретнее это понятие.
Подъемная сила входит в состав аэродинамической силы. Она резко возрастает, когда меняется угол атаки. Таким образом, маневренность воздушного судна заложена непосредственно в подъемной силе.
Расчет подъемной силы крыла самолета выполняется при помощи специальной формулы: Y= 0.5 ∙ Cy ∙ p ∙ V ∙ 2∙ S.
- Cy – это коэффициент подъемной силы крыла самолета.
- S – площадь крыла.
- Р – плотность воздуха.
- V – скорость потока.
Аэродинамика крыла самолета, которая оказывает влияние на него при полете, вычисляется таким выражением:
F= c ∙ q ∙ S, где:
- C – это коэффициент формы;
- S – площадь;
- q – скоростной напор.
Следует отметить, что кроме крыла, подъемная сила создается при помощи других составляющих, а именно хвостового горизонтального оперения.
Те, кто интересуются авиацией, в частности ее историей, знают, что впервые самолет взлетел в 1903 году. Многих интересует вопрос: почему это случилось так поздно? По каким причинам это не случилось раньше? Все дело в том, что ученые на протяжении долгого времени недоумевали, каким образом высчитать подъемную силу и определить размер и форму крыла воздушного судна.
Если брать закон Ньютона, то подъемная сила пропорциональна углу атаки во второй степени. Из-за этого многие ученые считали, что невозможно изобрести крыло самолета малого размаха, но при этом с хорошими характеристиками. Лишь в конце IXX века братья Райт решили создать конструкцию небольшого размаха с нормальной силой подъема.
Центровка самолета
Что влияет на поднятие самолета в воздух?
Очень многие люди боятся летать на самолетах, потому что не знают, как он летает, от чего зависит его скорость, на какую высоту он поднимается и многое другое. Изучив это, некоторые меняют свое мнение. Каким же образом самолет поднимается вверх? Давайте разбираться.
Присмотревшись к крылу воздушного судна, можно увидеть, что оно не плоское. Нижняя часть гладкая, а верхняя – выпуклая. Благодаря этому, когда увеличивается скорость самолета, изменяется давление воздуха на его крыло. Так как внизу скорость потока небольшая, давление увеличивается. А поскольку вверху скорость увеличивается, давление уменьшается. За счет таких изменений самолет тянется вверх. Такая разница носит название подъемная сила крыла самолета. Этот принцип сформулировал Николай Жуковский в начале 20 века. При начальных попытках отправить судно в воздух применялся данный принцип Жуковского. Нынешние судна осуществляют полет со скоростью 180-250 км/ч.
Скорость лайнера при взлете
Когда лайнер набирает скорость, он непосредственно поднимается вверх. Скорость отрыва бывает разной, она зависит от габаритов самолета. Еще немаловажное влияние оказывает конфигурация его крыльев. Например, знаменитый ТУ-154 летает со скоростью 215 км/ч, а Boeing 747-270 км/ч. Чуть меньше скорость полета у Airbus A 380-267 км/ч .
Если брать средние данные, то сегодняшние лайнеры осуществляют полет со скоростью 230-240 км/ч. Однако скорость может меняться из-за ускорения ветра, массы лайнера, погоды, взлетной полосы и других факторов.
Скорость при посадке
Следует отметить, что посадочная скорость тоже непостоянна, как и взлетная. Она может меняться в зависимости от того, какая модель авиалайнера, какая площадь его, направление ветра и т. п. Но если брать средние данные, то самолет приземляется со средней скоростью 220-240 км/ч . Примечательно, что скорость в воздухе вычисляется относительно воздуха, а не земли.
Высота полета самолета
Многих интересует вопрос: какая высота полета авиалайнеров? Надо сказать, что и в этом случае конкретных данных нет. Высота может быть разной. Если же брать средние показатели, то пассажирские лайнеры летают на высоте 5-10 тыс. метров. Крупные пассажирские самолеты летают с большей высотой - 9-13 тыс. метров. Если самолет набирает высоту выше 12 тыс. метров, то он начинает проваливаться. Из-за того, что воздух разреженный, отсутствует нормальная сила подъема и имеется недостаток кислорода. Именно поэтому не стоит взлетать так высоко, поскольку есть угроза авиакатастрофы. Зачастую самолеты выше 9 тыс. метров не поднимаются. Примечательно, что и чересчур низкая высота негативно сказывается на полете. Например, ниже 5 тыс. метров нельзя летать, так как есть угроза недостатка кислорода, в результате чего снижается мощность двигателей.
Что может стать причиной отмены полета самолета?
- низкая видимость, когда нет никакой гарантии, что пилот сможет посадить самолет в нужном месте. В таком случае лайнер может просто не увидеть взлетно-посадочную полосу, из-за чего может возникнуть авария;
- техническое состояние аэропорта. Бывает, что какие-то оборудования в аэропорту перестали работать или случились неполадки в работе той или иной системы, из-за чего рейс может быть перенесен на другое время;
- состояние самого пилота. Неоднократно случалось такое, что пилот не мог управлять рейсом в нужный момент и появлялась надобность в замене. Ни для кого не секрет, что в лайнере всегда два пилота. Именно поэтому необходимо определенное время, чтобы найти второго пилота. Таким образом, рейс может немного задержаться.
Лишь при полной подготовке и при благоприятных метеорологических условиях можно отправлять воздушное судно в полет. Решение об отправке принимает командир самолета. Он несет полную ответственность за то, чтобы самолет благополучно осуществил авиарейс.
Вконтакте
Воздействие поступательного потока с циркуляцией скорости на тело. Теорема Жуковского
Анимация
Описание
Подъемная сила, составляющая полной силы давления жидкой или газообразной среды на движущееся в ней тело, направленная перпендикулярно к скорости тела (к скорости центра тяжести тела, если оно движется непоступательно). Возникает подъемная сила вследствие несимметрии обтекания тела. Например, несимметричное обтекание крыла (рис. 1) можно представить как результат наложения на симметричное течение циркуляционного потока вокруг контура крыла, что приводит к увеличению скорости на одной стороне крыла и к ее уменьшению на противоположной стороне.
Обтекание профиля крыла самолета
Рис. 1
Скорость u н < u в ;
давление р н > р в ;
Y - подъемная сила крыла.
Тогда подъемная сила Y , будет зависеть от величины циркуляции скорости Г и, согласно Жуковского теореме , для участка крыла длиной L (вдоль размаха), обтекаемого плоскопараллельным потоком идеальной несжимаемой жидкости:
Y = ru ГL ,
где r - плотность среды;
u - скорость набегающего потока.
Поскольку Г имеет размерность , то подъемную силу можно выразить равенством обычно применяемым в аэродинамике:
где S - величина характерной для тела площади (например, площадь крыла в плане, равная L Ч b , если b - длина хорды профиля крыла);
с у - безразмерный коэффициент подъемной силы, зависящий, в общем случае, от формы тела, его ориентации в среде и чисел Рейнольдса Re и Маха М .
Значение с у определяют теоретическим расчетом или экспериментально. Так, согласно теории Жуковского, для крыла в плоскопараллельном потоке при небольших углах атаки:
с у =2m(a - a 0 ),
где a - угол атаки (угол между направлением скорости набегающего потока и хордой крыла);
a 0 - угол нулевой подъемной силы;
m - коэффициент, зависящий от формы профиля крыла, например для тонкой слабо изогнутой пластины m= p .
В случае крыла конечного размаха L коэффициент m = p / (1- 2 / l ) , где l = L / b - удлинение крыла.
В реальной жидкости в результате влияния вязкости величина m меньше теоретической, причем эта разница возрастает по мере увеличения относительной толщины профиля; значение угла a 0 также меньше теоретического. Кроме того, с увеличением угла a зависимость с у от a (рис. 2) перестает быть линейной и величина монотонно убывает, становясь равной нулю при угле атаки a cr , которому соответствует максимальная величина коэффициента подъемной силы - с у,мах .
Зависимость с у от a
Рис. 2
Дальнейшее увеличение a ведет к падению с у вследствие отрыва пограничного слоя от верхней поверхности и возрастания давления на ней. Величина с у,мах имеет существенное значение, т.к. чем она больше, тем меньше скорость взлета и посадки самолета.
При больших, но докритических скоростях, т.е. таких, для которых М < 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 , .
При сверхзвуковых скоростях характер обтекания существенно меняется. Так, при обтекании плоской пластины у передней кромки на верхней поверхности образуется волна разрежения, а на нижней - ударная волна. В результате давление р н на нижней поверхности пластины становится больше, чем на верхней (р в ); возникает суммарная сила, нормальная к поверхности пластины, составляющая которой, перпендикулярная к скорости набегающего потока, и есть подъемная сила. Для малых М> 1 и малых a подъемная сила пластины может быть вычислена по формуле:
.
Эта формула справедлива и для тонких профилей произвольной формы с острой передней кромкой.
Временные характеристики
Время инициации (log to от -9 до -6);
Время существования (log tc от -6 до 9);
Время деградации (log td от -9 до -6);
Время оптимального проявления (log tk от 0 до 6).
Диаграмма:
Технические реализации эффекта
Техническая реализация эффекта
Реализация осуществляется в геометрии (рис. 3).
Геометрия наблюдения подъемной силы
Рис. 3
Поток воздуха скорости V набегает на закрепленное выпукло-вогнутое крыло, подвеска которого снабжена динамометром для измерения нормальной компоненты опорной реакции (подъемной силы F ).
Варьируя скорость потока воздуха, убеждаемся в пропорциональности подъемной силы скорости потока. Варьируя угол атаки a (угол между хордой профиля крыла и вектором скорости набегающего потока), убеждаемся в наличии подъемной силы для данного профиля даже при нулевом угле атаки, и в ее росте с ростом угла атаки.
Загрузка...
