Угол качества - это угол между векторами подъемной и полной аэродинамической сил.


Из векторного треугольника можно вывести следующую формулу:

Величина называется обратным качеством. Формула показывает, что между аэродинамическим качеством и углом качества существует обратная связь: чем больше аэродинамическое качество, тем меньше угол качества, и наоборот.

Влияние угла атаки на аэродинамическое качество крыла. По значениям коэффициентов CY и CX строится график зависимости К от угла атаки K=f ( α ), см. рис.3.21.

 

 

 

 

Рис.3.21 Зависимость аэродинамического качества от угла атаки

 

График показывает:

-На угле атаки нулевой подъемной силы К=0, так как на этом угле атаки .

-С увеличением угла атаки качество крыла вначале увеличивается, а затем уменьшается.

Максимальной величины качество достигает на некотором угле атаки, который называется наивыгоднейшим αнв. Для крыльев современных самолетов αнв=4 8.

Увеличение качества до угла атаки αнв объясняется тем, что в этом диапазоне углов атаки на крыле наблюдается плавное обтекание, и подъемная сила растет быстрее, чем лобовое сопротивление.

На углах атаки больше αнв из-за роста индуктивного сопротивления, а также из-за срывных явлений на поверхности крыла, подъемная сила увеличивается медленнее по сравнению с лобовым сопротивлением. Аэродинамическое качество снижается.

Величина аэродинамического качества во многом зависит от геометрических характеристик крыла. С увеличением относительной толщины и кривизны профиля качество его уменьшается, так как профильное сопротивление таких профилей больше, чем для тонких и симметричных.

Величина профильного сопротивления зависит от состояния пограничного слоя. Уменьшить его можно путем ламинаризации профиля. Этого можно достигнуть путем смещения назад (на расстояние примерно до 50% хорды) максимальной толщины профиля и путем отсасывания пограничного слоя с поверхность крыла.

Результаты исследований показали, что получаемый выигрыш в качестве позволяет увеличить дальность полета примерно на 40 – 50%.

Уменьшение сопротивления можно достигнуть путем применения геометрической крутки крыла. За счет крутки общее индуктивное сопротивление его будет меньше, качество увеличивается.

Форма крыла в плане и удлинение крыла влияет, главным образом, на величину индуктивного сопротивления. С увеличением удлинения крыла индуктивное сопротивление его уменьшается, что приводит к повышению аэродинамического качества крыла..

Аэродинамическое качество зависит от состояния поверхности крыла. Об этом нельзя забывать при выполнении работ по техническому обслуживанию самолетов.

 

Занятие №6

 

Поляра крыла

 

Для расчетов летных характеристик крыла важно знать одновременное изменение Су иСх в диапазоне летных углов атаки.

Для этой цели строится график зависимости коэффициентов Су от Сх, называемый полярой (рис. 3.22,а).

 

 
 

 

в

 

Рис. 3.22 Принцип построения поляры крыла

 

Для построения поляры крыло (или его модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки.

Выше было отмечено, что при продувках модели на аэродинамических весах замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления X. По формулам рассчитываются коэффициенты:

Су = ; Сх = .

После расчета коэффициентов на различных углах атаки строится график.

 

Построение поляры. Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. По вертикальной оси откладываются значения Су, а по горизонтальной – Сх. Масштабы для Су и Сх обычно берутся разные: для Су масштаб в 5 раз крупнее, чем для Сх. Значение угла атаки проставляется рядом с данной точкой.

Название «поляра» данный график получил потому, что эту кривую можно рассматривать как полярную диаграмму, построенную в координатах коэффициента полной аэродинамической силы СR и угла j, где j- угол наклона полной аэродинамической силы R к направлению скорости набегающего потока (рис3.22,в).

Если из начала координат (Рис. 3.22), провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны векторам y и x. Угол, заключенный между векторами R и y представляет собой угол качества θ (рис.3.22.б).

Анализ поляры. По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки и значений коэффициентов на них.

-Угол атаки нулевой подъемной силы aо находится на пересечении поляры с осью Сх, так как для этой точки Сy = 0.

-Угол атаки, на котором Сх имеет наименьшую величину, находится проведением касательной к поляре, параллельной оси Сy. Для современных крыльевых профилей этот угол заключен в диапазоне от 0 до 1°.

-Наивыгоднейший угол aнаив. На наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество крыла максимальное, а угол качества будет минимальным.

Для определения aнаив нужно провести касательную к поляре из начала координат. Точка касания будет соответствовать θмин, aнаив. Для современных крыльев aнаив составляет 4 - 6°.

-Критический угол атаки aкрит. Для определения критического угла атаки необходимо провести касательную к поляре, параллельную оси Сх. Точка касания будет соответствовать aкрит. Для крыльев современных самолетов aкрит составляет от 15 до 200.

-Углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством находятся проведением секущей к поляре из начала координат. В точках пересечения находятся углы атаки a1иa2, на которых аэродинамическое качество будет одинаково, но меньше Кмакс.

Вывод: С помощью поляры рассчитываются многие летные характеристики крыла и самолета.

 

 



Дата добавления: 2016-09-06; просмотров: 6688;


Поиск по сайту:

Воспользовавшись поиском можно найти нужную информацию на сайте.

Поделитесь с друзьями:

Считаете данную информацию полезной, тогда расскажите друзьям в соц. сетях.
Poznayka.org - Познайка.Орг - 2016-2024 год. Материал предоставляется для ознакомительных и учебных целей.
Генерация страницы за: 0.013 сек.