Симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - S-образный;6 -ламиниризированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 - D видный

Рисунок 3.2 Формы профилей крыла

Рисунок 3.5 Геометрические характеристики крыла

Размах крыла - это расстояние между концевыми точками крыла, измеренное перпендикулярно к плоскости симметрии.

Площадь крыла S_кр ограничена контурами крыла. В площадь крыла включена также часть площади фюзеляжа, входящая в контур крыла.

Удлинение крыла - отношение квадрата размаха к площади крыла: или отношение размаха крыла к средней хорде λ= .

Для прямоугольного крыла формула удлинения имеет более простой вид – отношение размаха крыла к хорде: .

Удлинение крыла значительно влияет на аэродинамические характеристики дозвуковых и сверхзвуковых самолетов. Примерное значение удлинения: ; .

Сужение крыла -это отношение корневой хорды крылаb_корн к его концевой хордеb_конц:

η = .

Для трапециевидных крыльев .

Стреловидность крыла характеризуется углом стреловидности. Угол стреловидности крыла ⁰- это угол, образуемый при виде крыла сверху линией фокусов и перпендикуляра к плоскости симметрии (см. Рисунок3.5). Линия фокусов проходит через 0,25b профилей крыла, считая от носка. Иногда угол стреловидности определяют по передней кромке крыла. Величина угла стреловидности может достигать 60° и более.

Форма крыла спереди. Эта форма крыла характеризуется изломом, называемым «поперечным V крыла»

Угол “поперечногоV” образуется при виде спереди линией фокусов и перпендикуляром к плоскости симметрии (Рисунок3.6).

Рисунок 3.6 Угол поперечного V крыла

«Поперечное V» считается прямым или положительным, если вершина угла, образованного левой и правой половинами крыла, находится внизу, и считается обратным или отрицательным, если вершина угла находится наверху.

На современных самолетах . Обратное «V» применяют обычно на крыльях, имеющих большую стреловидность в плане. С помощью угла “поперечногоV” изменяется запас поперечной устойчивости самолета.

Угол атаки крыла. Величина действующей на крыло аэродинамической силы зависит от угла, под которым крыло встречает набегающий поток воздуха, см.Рисунок3.7

Рисунок 3.7 Углы атаки крыла

Углом атаки крыла α называется угол, образованный хордой профиля крыла и вектором скорости набегающего потока. Угол атаки может быть положительным, отрицательным и нулевым.

Для геометрически закрученного крыла угол атаки определяется как угол, образованный средней аэродинамической хордой крыла (САХ) и вектором скорости.

Изменяя в полете угол атаки крыла, пилот изменяет параметры полета самолета по скорости и высоте. Для этого пилот отклоняет руль высоты на горизонтальном оперении.

Обтекание тел воздушным потоком

Аэродинамические спектры. При обтекании твердого тела воздушный поток подвергается деформации, Таким образом, около поверхности тела создается область переменных скоростей и давлений воздуха. Это является причиной возникновения аэродинамических сил и моментов.

Для изучения физической картины обтекания твердых тел применяются способы показа видимой картины обтекания.

Видимая картина обтекания тел воздушным потоком называетсяаэродинамическим спектром.

Спектры обтекания тел воздушным потоком получаются с помощью дымовых труб, гидроканалов, методом “шелковинок”, вязких покрытий, оптическим методом.

В дымовых трубах или дымканалах (Рисунок3.8) визуализация течения обеспечивается введением в поток воздуха струек дыма.

Дымовой спектр позволяет исследовать влияние формы профиля, ламинарные и турбулентные течения, отрыв пограничного слоя и другие задачи.

Рисунок 3.8 Дымканал

Рисунок3.8-1 Аэродинамический спектр обтекания

По своему строению аэродинамические спектры бывают плавные и вихревые, симметричныеи несимметричные.

Тела неплавной формы, например, в виде плоской пластинки, поставленной поперек потока, (Рисунок3.9,а),или тела в форме шара с большим поперечным сечением (Рисунок3.9,б) вызывают наиболее интенсивный изгиб линий тока и мощное вихреобразование за телом. Такие тела называются плохообтекаемыми или неудобообтекаемыми.

а) б)

Рисунок 3.9 Аэродинамический спектр плоской пластинки и шара

Плоская пластинка создает резкое изменение направления движения потока. Перед пластинкой, из – за торможения потока, давление будет повышаться.

У краев пластинки происходит поджатие струек. За пластинкой струйки резко расширяются с образованием больших вихрей. В зоне срыва потока за пластинкой вследствие затрат энергии на образование вихрей возникает разрежение, давление понижается.

Возникновение за телом области вихрей является одной из причин образования силы сопротивления, возникающего у тела в воздушном потоке.

Наиболее плавный спектр обтекания с небольшим завихрением (спутной струей) за телом имеет каплеобразное удобообтекаемое тело (Рисунок3.1).

Рисунок3.10 Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела

Удобообтекаемое несимметричное тело отличается разной величиной деформации струек в верхней и нижней частях тела

Рисунок 3.11 Аэродинамический спектр удобообтекаемого несимметричного тела (профиля крыла)

Наибольшая деформация струек наблюдается там, где тело имеет наибольшую величину искривления поверхности (точка К). В районе этой точки струйки поджимаются, поперечное сечение их уменьшается. Нижняя, менее искривленная поверхность мало влияет на характер обтекания.

Рисунок3.12 Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела (профиля крыла), помещенного в поток под углом a

Спектры обтекания зависят от формы и размеров тела, а также от ориентации тела по отношению к набегающему потоку, то есть от угла атаки и от скорости набегающего потока (Рисунок3.12).

При обтекании воздушным потоком удобообтекаемых тел, помещенных под некоторым углом a к вектору скорости невозмущенного потока, получим аэродинамический спектр, подобный обтеканию несимметричного удобообтекаемого тела (см.Рисунок3.11).

Вывод: Исследование аэродинамических спектров дает возможность выбрать наиболее выгодные формы тела, определить дефекты в обтекании той или иной части летательного аппарата, определить характер взаимодействия близко расположенных частей.

Распределение давлений по профилю крыла. На верхней поверхности тела (см.рис 3.12), согласно закону неразрывности, будет местное увеличение скорости потока, следовательно, уменьшение давления. На нижней поверхности деформация потока будет меньше, следовательно, меньше изменение скорости и давления.

Степень деформации струек в потоке зависит от конфигурации тела и его положения в потоке. Зная спектр обтекания тела, можно для каждой его точки определить величину давления воздуха. Различие давлений в разных точках поверхности движущегося крыла является основным фактором появления аэродинамических сил.

Величины давлений на поверхности крыла определяют в лабораториях путем продувки в аэродинамических трубах.

Распределение давления можно изобразить векторной диаграммой, на которой каждый вектор показывает в масштабе величину избыточного давления в данной точке тела (Рисунок3.13).

Избыточное давление – это разность между местным давлением и атмосферным:

= .

Для построения диаграммы распределения давления перпендикулярно к контуру профиля проводятся векторы избыточных давлений.

Рисунок3.13 Распределение давлений по профилю крыла

Если давление повышенное, то вектор давления направлен к профилю. При отрицательном избыточном давлении (разрежении) вектор давления направлен от профиля. На Рисунок 3.13 показано распределение давления для профиля крыла на различных углах атаки.

Диаграмма давлений позволяет определить величину и направление полной аэродинамической силы, используетсядля уточнения расчетов на прочность, для изучения физики обтекания.

Занятие №5

Полная аэродинамическая сила

Силовое воздействие воздушного потока на крыло проявляется не только в виде давления, но также в виде трения воздуха в пограничном слое. От общего воздействия разности давлений воздуха под и над крылом, перед крылом и за ним, а также трения в пограничном слое образуется равнодействующая этих сил- полная аэродинамическая сила крыла

Формула для определения силы крыла имеет вид:

,

где - скоростной напор;

C_R- коэффициент полной аэродинамической силы крыла. Это безразмерный коэффициент, зависящий от угла атаки, формы профиля крыла, формы крыла в плане, состояния поверхности крыла.

Разложение силы R на составляющие. При аэродинамических исследованиях удобнее пользоваться не силойR, а её составляющими по осям координат x_ay_az_a. Ось x_a направлена в сторону движения набегающего потока, а оси y_a и z_a - перпендикулярно скорости потока.

Составляющая полной аэродинамической силы, действующая перпендикулярно скорости набегающего потока, направленная вдоль оси y_a, называется подъёмной силой крыла Y (Рисунок3.14).

Составляющая полной аэродинамической силы, действующая вдоль оси x_a, и совпадающая с направлением набегающего потока, называется силой лобового сопротивленияX (Рисунок3.14).

Направление этих сил не зависит от положения крыла в потоке. Это позволяет измерять их на аэродинамических весах при продувках модели в аэродинамической трубе.

Рисунок 3.14 Полная аэродинамическая сила и точка ее приложения

Рисунок3.14-1 Подъемная сила крыла

Подъемная сила может быть положительной, если она направлена в сторону положительного направления вертикальной оси (Рисунок3.14-1,б), и отрицательной, если она направлена в противоположную сторону (Рисунок3.14-1,в). Это возможно на отрицательном угле атаки, например, в перевернутом полете.

Причиной возникновения подъемной силы является разность давления воздуха на верхней и нижней поверхностях крыла (Рисунок3.14-1,а).

Симметричные профили при нулевом угле атаки не создают подъемной силы. У несимметричных профилей подъемная сила может быть равна нулю только при некотором отрицательном угле атаки .

Выше была приведена формула подъемной силы: .

Формула показывает, что подъемная сила зависит:

-от коэффициента подъемной силы C_{Y ,}

-плотности воздуха ρ,

-скорости полета,

-площади крыла.

Для более точного расчета подъемной силы крыла используется “вихревая теория” крыла. Такая теория была разработана Н.Е. Жуковским в 1906 г. Она дает возможность найти теоретическим путем наиболее выгодные формы профиля и крыла в плане.

Как видно из формулы подъемной силы, при неизменных и S подъемная сила пропорциональна квадрату скорости потока. Если при этих же условиях скорость потока будет постоянной, то подъемная сила крыла зависит только от угла атаки и соответствующей ему величины коэффициента .

При изменении угла атаки α будет изменятся только коэффициент подъемной силы .

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость коэффициента подъемной силы C_Y от угла атаки изображается графиком функции =ƒ(α) (Рисунок3.15).

Перед построением графика проводится продувка модели крыла в аэродинамической трубе. Для этого крыло закрепляется в аэродинамической трубе на аэродинамических весах и устанавливается постоянная скорость потока в рабочей части трубы (см.Рисунок2.8).

Рисунок 3.15. Зависимость коэффициента от угла атаки

Затем коэффициенты C_Y на соответствующих углах атаки рассчитываются по формуле:C_Y= ,

где Y -подъемная сила модели крыла;

q -скоростной напор потока в аэродинамической трубе;

S -площадь крыла модели.

Анализ графика показывает:

-На малых углах атаки сохраняется безотрывное обтекание крыла, поэтому зависимость =ƒ(α) прямолинейная, имеет постоянный угол наклона . Это означает, что коэффициент C_Y увеличивается пропорционально увеличению угла атаки α.

-На больших углах атаки усиливается диффузорный эффект на верхней поверхности крыла. Происходит торможение потока, давление понижается медленнее, начинается более резкое повышение давления вдоль профиля крыла. Это вызывает отрыв пограничного слоя от поверхности крыла (см.Рисунок2.4).

Срыв потока начинается на верхней поверхности крыла – сначала местный, а затем общий. Линейная зависимость =ƒ(α) нарушается, коэффициент увеличивается медленнее, и после достижения максимума (_max) начинает уменьшаться.

Угол атаки, при котором коэффициент имеет максимальное значение, называется критическим углом атаки α_кр.

Критический угол атаки α_кркрыльев современных самолетов составляет от 15 до 20°.

С помощью графической зависимости =ƒ(α) можно также оценить влияние кривизны профиля.

Для несимметричных профилей график 1 смещен влево по отношению к графику 2 для симметричного профиля. Это означает, что для любого угла атаки коэффициент для несимметричного профиля больше, чем для симметричного (см. Рисунок 3.15).

Угол атаки, при котором =0, т.е. подъемная сила не создается, называется углом атаки нулевой подъемной силы α₀.

Для симметричных профилей угол α₀ =0. Кривая =ƒ(α) проходит через начало координат. Для несимметричных профилей нулевая подъемная сила будет при отрицательном угле атаки, т.е. угол α₀ < 0.

 

 

Лобовое сопротивление крыла

Сила лобового сопротивления независимо от величины угла атаки всегда направлена против движения крыла. Лобовое сопротивление крыла является суммой сил сопротивления, вызываемых различными причинами.

Рассмотрим крыло бесконечного размаха, когда влияние его концов исключено. В этом случае аэродинамические характеристики крыла являются характеристиками его профиля.

Профильное сопротивление крыла. Сопротивление крыла так называемого «бесконечного размаха» называется профильным сопротивлением . Профильное сопротивление вызвано совокупным действием сил давления по поверхности крыла и сил трении я в пограничном слое.

Если бы трение отсутствовало, происходило бы так называемое теоретическое обтекание, при котором поток плавно бы расширялся к хвостовой части и восстанавливал давление, действующее на носовую часть. Крыло не испытывало бы разности давлений, а значит, и сопротивления (Рисунок 3.15-1,а).

Из-за наличия вязкости воздуха абсолютно плавного обтекания не может быть даже у хорошо обтекаемых тел, с самой гладкой поверхностью.

П
ри расширении струек, обтекающих хвостовую часть профиля крыла, происходят местные отрывы пограничного слоя. В результате этого давление в хвостовой части полностью не восстанавливается, там образуется спутная струя и зона разрежения. Профиль испытывает действие не только сил трения, но и разности давления перед телом и за ним (см. Рисунок3.15-1,б).

Таким образом, профильное сопротивление складывается из сопротивления трения и давления:

_.

Сопротивление давления – это сила разности давлений перед и за крылом.

На Рисунок 3.16 показано влияние формы профиля, его относительной толщины и кривизны на профильное сопротивление.

Рисунок 3.16 График зависимости профильного сопротивления от толщины профиля

Из графика видно, что чем больше относительная толщина профиля, тем больше повышается давление перед крылом и больше уменьшается за крылом. Увеличивается разность давлений и, как следствие, увеличивается сопротивление давления, так как обтекание сопровождается образованием вихрей в спутной струе. Сопротивление давления тел вращения рассмотрено на Рисунок 3.9.

На углах атаки, близких к критическому, размеры завихренной спутной струи резко увеличиваются, сопротивление давления значительно возрастает.

Для крыла и других хорошо обтекаемых тел сопротивление давления при малых скоростях полета составляет незначительную долю всего сопротивления.

У тел с плохообтекаемой хвостовой частью, имеющих вихревой спектр, сопротивление давления может составлять основную часть всего сопротивления. К таким телам относится, как было показано выше, плоская пластина, поставленная перпендикулярно потоку (см. Рисунок 3.9).

Если к пластинке приставить обтекатель и конус, то характер обтекания значительно улучшится, сопротивление станет меньше (Рисунок3.16-1).

Рисунок3.16-1 Сопротивление давления тела вращения

Рисунок 3.2 Формы профилей крыла

симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - S-образный;6 -ламиниризированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 - D видный

Крылья первых самолетов представляли собой тонкие изогнутые пластины.

В 1910 – 1912 гг. Н.Е. Жуковским был теоретически разработан вогнутый профиль крыла 4, обладающий большой несущей способностью.

В дальнейшем перешли к плосковыпуклым и двояковыпуклым профилям 2,3.

S-образные профили 5 обладают лучшими характеристиками устойчивости. Ламинаризированные профили 6 обладают пониженным сопротивлением при полетах на максимальной скорости.

Для сверхзвуковых самолетов были разработаны чечевицеобразные профили крыла 7, образованные пересечением дуг окружностей.

Для гиперзвуковых полетов применяются ромбовидные и клиновидные профили 8,9, предложенные К.Э. Циолковским.

Основными характеристиками профиля крыла являются (Рисунок3.3):

- хорда;

- относительная толщина;

- относительная кривизна;

- координата максимальной толщины.

Рисунок 3.3 Геометрические характеристики профиля

Хордой b называется отрезок, соединяющий точку ребра атаки и точку ребра обтекания концевые точки профиля.

Относительная толщина – это отношение максимальной толщины профиля к его хорде , измеряемое в процентах от длины хорды:

.

Здесь: c_max- максимальная толщина. Это расстояние между верхним и нижним скатами профиля

Относительная толщина профилей крыльев современных дозвуковых самолетов лежит в пределах 10 – 15%, а сверхзвуковых – в пределах 2,5 – 5%. Чем тоньше профиль, тем меньше сопротивление крыла. Но при таком профиле несущие свойства и прочностные характеристики крыла ухудшаются.

Координата максимальной толщины профиля . Измеряется в процентах от хорды, считая от носка хорды:

,

Для дозвуковых профилей равна 25 – 30%, для сверхзвуковых равна 50%. Эта координата показывает, где расположена точка перехода ламинарного течения пограничного слоя в турбулентный.

Относительная кривизна (вогнутость) профиля – это отношение стрелки прогиба средней линии профиля к его хорде, измеряемое в процентах:

.

Здесь: f_max – максимальная кривизна (стрелка прогиба).

Стрелкой прогиба называется максимальное отклонение средней линии профиля от его хорды.

Средняя линия профиля – это линия, проходящая через середины отрезков, соединяющих точки с одинаковой координатой на верхнем и нижнем обводах профиля.

Относительная кривизна профилей крыльев современных самолетов колеблется в пределах от 0% до 2%.

Относительная толщина и относительная кривизна профилей крыла являются важными характеристиками, влияющими на подъемную силу крыла

Исходя из требований аэродинамики и из конструктивных соображений крыло набирают из профилей с разной относительной толщиной. В корневых сечениях крыла из соображений прочности ставят более толстые профили, а на концах крыла – более тонкие.

Для получения нужных характеристик устойчивости кривизну профилей увеличивают от корня к концам крыла. Такие крылья называются аэродинамически закрученными.

Хорды профилей, составляющих крыло, могут иметь разные углы по отношению к оси фюзеляжа, которые у корня крыла больше, а на конце – меньше. Такие крылья называются геометрическизакрученными. Угол, образованный так называемой средней аэродинамической хордой крыла (САХ) с осью фюзеляжа, называется углом установки крыла (Рисунок3.3-1).

Рисунок3.3-1 Угол установки крыла

Величина угла установки выбирается из условий наименьшего лобового сопротивления самолета при полете с максимальной скоростью и составляет примерно 0 – 3°.

Форма крыла в плане

Крыло в плане – это проекция крыла на горизонтальную плоскость.

Крылья современных самолетов по форме в плане могут быть:

эллипсовидные (а),

прямоугольные(б),

трапециевидные,стреловидные (г)

треугольные (д),

оживальные (е).

е

Рисунок 3.4 Формы крыла в плане

У первых самолетов крылья в плане имели форму прямоугольника (Рисунок3.4,б). Крылья прямоугольной формы применяются и на современных самолетах.

Наилучшее аэродинамическое качество при малых скоростях имеет эллиптическое крыло(Рисунок3.4,а), но ввиду сложной формы обводов оно применяется редко.

Широкое применение во всех диапазонах скоростей нашли трапециевидные крылья (Рисунок 3.4,в).

Крылья с сильно оттянутыми назад концами называются стреловидными (Рисунок3.4,г).

Такие крылья применяются на самолетах, летающих с околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями.

Яндекс.Директ

Новая коллекция Nike! lamoda.kzНовинки Nike на Lamoda! Быстрая доставка! Примерка!Скидки до 70%Премиум брендыМода с доставкойНовинкиАдрес и телефон

Заправка картриджей в Алматы startcopy.kzЗаправка картриджей в Алматы с выездом от компании «STARTCOPY».КонтактыО НасПрайсАдрес и телефон

На сверхзвуковых самолетах получили применение треугольные крылья (Рисунок3.4,д) и крылья оживальной формы, сS– образной передней кромкой (Рис3.4,е).

Геометрические характеристики крыла в плане

Форма крыла в плане характеризуется следующими параметрами: размахом, площадью, удлинением, сужением, стреловидностью (3.11):

Рисунок 3.5 Геометрические характеристики крыла

Размах крыла - это расстояние между концевыми точками крыла, измеренное перпендикулярно к плоскости симметрии.

Площадь крыла S_кр ограничена контурами крыла. В площадь крыла включена также часть площади фюзеляжа, входящая в контур крыла.

Удлинение крыла - отношение квадрата размаха к площади крыла: или отношение размаха крыла к средней хорде λ= .

Для прямоугольного крыла формула удлинения имеет более простой вид – отношение размаха крыла к хорде: .

Удлинение крыла значительно влияет на аэродинамические характеристики дозвуковых и сверхзвуковых самолетов. Примерное значение удлинения: ; .

Сужение крыла -это отношение корневой хорды крылаb_корн к его концевой хордеb_конц:

η = .

Для трапециевидных крыльев .

Стреловидность крыла характеризуется углом стреловидности. Угол стреловидности крыла ⁰- это угол, образуемый при виде крыла сверху линией фокусов и перпендикуляра к плоскости симметрии (см. Рисунок3.5). Линия фокусов проходит через 0,25b профилей крыла, считая от носка. Иногда угол стреловидности определяют по передней кромке крыла. Величина угла стреловидности может достигать 60° и более.

Форма крыла спереди. Эта форма крыла характеризуется изломом, называемым «поперечным V крыла»

Угол “поперечногоV” образуется при виде спереди линией фокусов и перпендикуляром к плоскости симметрии (Рисунок3.6).

Рисунок 3.6 Угол поперечного V крыла

«Поперечное V» считается прямым или положительным, если вершина угла, образованного левой и правой половинами крыла, находится внизу, и считается обратным или отрицательным, если вершина угла находится наверху.

На современных самолетах . Обратное «V» применяют обычно на крыльях, имеющих большую стреловидность в плане. С помощью угла “поперечногоV” изменяется запас поперечной устойчивости самолета.

Угол атаки крыла. Величина действующей на крыло аэродинамической силы зависит от угла, под которым крыло встречает набегающий поток воздуха, см.Рисунок3.7

Рисунок 3.7 Углы атаки крыла

Углом атаки крыла α называется угол, образованный хордой профиля крыла и вектором скорости набегающего потока. Угол атаки может быть положительным, отрицательным и нулевым.

Для геометрически закрученного крыла угол атаки определяется как угол, образованный средней аэродинамической хордой крыла (САХ) и вектором скорости.

Изменяя в полете угол атаки крыла, пилот изменяет параметры полета самолета по скорости и высоте. Для этого пилот отклоняет руль высоты на горизонтальном оперении.

Обтекание тел воздушным потоком

Аэродинамические спектры. При обтекании твердого тела воздушный поток подвергается деформации, Таким образом, около поверхности тела создается область переменных скоростей и давлений воздуха. Это является причиной возникновения аэродинамических сил и моментов.

Для изучения физической картины обтекания твердых тел применяются способы показа видимой картины обтекания.

Видимая картина обтекания тел воздушным потоком называетсяаэродинамическим спектром.

Спектры обтекания тел воздушным потоком получаются с помощью дымовых труб, гидроканалов, методом “шелковинок”, вязких покрытий, оптическим методом.

В дымовых трубах или дымканалах (Рисунок3.8) визуализация течения обеспечивается введением в поток воздуха струек дыма.

Дымовой спектр позволяет исследовать влияние формы профиля, ламинарные и турбулентные течения, отрыв пограничного слоя и другие задачи.

Рисунок 3.8 Дымканал