Аэродинамические силы летательного аппарата

Самолет, как летательный аппарат, состоит из элементов конструкции, которые называются несущими и ненесущими.

Крыло считается несущей частью самолета, поэтому подъемная сила самолета примерно равна подъемной силе его крыла: Y_САМYа_КР. Так как аэродинамические силы пропорциональны своим коэффициентам, то Cy _сам Сy кр.

Лобовое сопротивление самолета складывается из сопротивления всех его частей: крыла, фюзеляжа, хвостового оперения, силовой установки. Но экспериментально установлено, что сопротивление компоновки самолета не равно сумме сопротивления его частей, так как дополнительное сопротивление создает так называемая интерференция:

Интерференция- это взаимное влияние частей самолета друг на друга Она возникает вследствие взаимодействия потоков, обтекающих близко расположенные части самолета, например, крыло и фюзеляж, крыло и хвостовое оперение и т.д.

Рис. 3.23 Интерференция крыла с фюзеляжем.

Из-за разных скоростей течения струек на соседних частях самолета происходит завихрение потока и отрыв пограничного слоя. Вредное взаимное влияние усиливается также за счет диффузорного расширения потока в местах сопряжения частей самолета (рис.3.23).

Разность между сопротивлением самолета и сопротивление его крыла называется вредным сопротивлением, то есть сопротивлением ненесущих частей:

Таким образом, лобовое сопротивление самолета больше лобового сопротивления крыла на величину вредного сопротивления:

Через аэродинамические коэффициенты можно записать :

В диапазоне летных углов атаки коэффициент вредного сопротивления самолета Cx_сам изменяется незначительно, поэтому его величину можно считать постоянной, не зависящей от углов атаки.

Зная величину вредного сопротивления, можно построить поляру самолета, по которой определяютсяаэродинамические характеристики самолета.

Поляру самолета можно получить с помощью поляры крыла путем прибавления величины С_x_вр к С_x крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла на величину С_x_вр (Рис. 3.24).

Рис. 3.24 Поляры крыла и самолета

Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета производится так же, как это делается на поляре крыла.

-Угол атаки нулевой подъемной силы a_o самолета практически не отличается. При α₀ возможно только вертикальное движение самолета вниз, называемое отвесным пикированием.

-На угле атаки минимального лобового сопротивления α_x_мин коэффициент имеет минимальное значение. На углах атаки, близких к α _x_мин, полет совершается с максимальной скоростью.

-Наивыгоднейший угол атаки (α_нв) определяется путем проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла. Это указывает на увеличение угла качества для самолета, а так как , можно сделать вывод, что аэродинамическое качество самолета всегда меньше аэродинамического качества его крыла.

Наивыгоднейший угол атаки α_нв самолета больше, чем для крыла, на 2 – 3°.На этом угле атаки самолет имеет наибольшую дальность планирования, а также высокую экономичность полета.

-Критический угол атаки самолета α_кр по своей величине не отличается от α_кр крыла: . Максимальные значения коэффициентов подъемной силы крыла и самолета практически одинаковы: C_y_кр C_y_сам. На критическом угле атаки происходит сваливание самолета на крыло.

- На угле атаки минимального лобового сопротивления α _x_мин коэффициент имеет минимальное значение. На углах атаки, близких к α _x_мин, полет совершается с максимальной скоростью.

Способы улучшения аэродинамики самолета. Для уменьшения сопротивления самолета совершенствуют его аэродинамические формы, улучшают состояние поверхности, герметизируют конструкцию.

Улучшение аэродинамических форм самолета достигается уменьшением количества частей, обтекаемых потоком воздуха; совершенствованием формы всех частей самолета; уменьшением интерференции.

Большинство современных самолетов строят по схеме свободно несущего моноплана, без стоек, подкосов, расчалок. Шасси в полете убирается. Грузы размещаются внутри фюзеляжа.

Одним из значительных источников сопротивления самолета является фюзеляж. Для уменьшения сопротивления фюзеляжа крыло к нему крепится под некоторым установочным углом (рис.3.3-1).

Фонарь кабины и другие надстройки “вписываются” в контур фюзеляжа. Силовые установки размещаются внутри фюзеляжа или в удобообтекаемых гондолах.

Уменьшение интерференции достигается рациональной аэродинамической компоновкой (взаимным расположением частей самолета) и постановкой зализов. Зализы (заполнители) обеспечивают плавное сопряжение частей самолета и уменьшают угол расширения потока. Это предотвращает образование завихрений и срывов потока.

Состояние поверхности самолета влияет на пограничный слой и сопротивление трения. Чтобы избежать повреждения обшивки при техническом обслуживании, ходить по поверхности самолета разрешается только в мягкой обуви.

Герметизация конструкции самолета исключает возможность протекания воздуха через щели между ее элементами, завихрения потока и создания дополнительных сопротивлений.

От сопротивления самолета зависит экономичность полета. При увеличении сопротивления самолета аэродинамическое качество снижается. Это приводит к увеличению расхода топлива в полете.

Механизация крыла

На современных самолетах для достижения больших скоростей полета значительно уменьшены площадь крыла и его удлинение. А это отрицательно сказывается на аэродинамическом качестве самолета на взлетно-посадочных режимах.

Для удержания самолета в воздухе необходимо, чтобы подъемная сила была равна весу самолета: Y = G. Так как

то можно записать:

Из формулы следует, что для удержания самолета в воздухе с данным весом G на наименьшей скорости нужно, чтобы коэффициент подъемной силы С_y был больше.

Профили крыла, имеющие большой Су, обладают, как правило, большим лобовым сопротивлением. А увеличение Сх препятствует увеличению максимальной скорости полета.

При проектировании профилей крыла самолета стремятся в первую очередь обеспечить максимальную скорость, а для уменьшения скорости на взлёте и посадке применяют специальные устройства, называемыемеханизацией крыла.

С помощью механизации крыла увеличивается кривизна профиля (в некоторых случаях и площадь крыла). В результате максимальное значение коэффициента подъемной силы значительно возрастает.

Эти приспособления при полете на малых углах атаки (при больших скоростях полета) не используются, а применяются лишь на взлете и посадке.

Основными видами механизации крыла являются: щитки, закрылки, предкрылки.

Щиток представляет собой отклоняющуюся поверхность, которая в убранном положении примыкает к нижней, задней поверхности крыла (рис. 3.25).

Увеличение Су_макс при отклонении щитка объясняется изменением формы профиля крыла и вогнутости (кривизны) профиля.

Рис. 3.25 Профиль крыла с щитком

При отклонении щитка образуется вихревая зона подсасывания между крылом и щитком. За счет отсасывающего действия щитка, скорость потока над крылом возрастает, а давление уменьшается. Кроме того, отклонение щитка повышает давление под крылом. Благодаря этому выпуск щитков увеличивает разность давлений над крылом и под крылом, а, следовательно, и коэффициент подъемной силы Су.

Одновременно с увеличением коэффициента подъемной силы увеличивается и коэффициент лобового сопротивления, аэродинамическое качество крыла при этом уменьшается.

Закрылки.

Закрылком называется хвостовая профилированная часть крыла, которая может отклоняться вниз (рис.3.26).

Используются несколько разновидностей закрылков.

Рис. 3.26 Разновидности закрылков.

а) поворотные; б) щелевые поворотные; в) выдвижные; г) двухщелевые;

Д) двухзвеньевые.

Поворотные закрылки (рис. 3.26,а). Поворотный закрылок, так же как и щиток, предназначен для увеличения кривизны профиля крыла. Повышение коэффициента при отклонении закрылка несколько больше, чем при отклонении щитка, а возрастание С_Х, в особенности при малых углах отклонения закрылка, меньше, поэтому меньше потери аэродинамического качества.

При взлете для уменьшения потерь качества угол отклонения закрылков не должен превышать 15 – 20°; припосадке он может достигать 35 – 40°. При дальнейшем увеличении угла отклонения закрылков возрастание уменьшается вследствие отрыва пограничного слоя с закрылка.

Щелевые поворотные закрылки (рис. 3.26,б). Срыв потока с поверхности закрылка можно несколько остановить при помощи сужающейся щели, которая образуется между крылом и закрылком при его отклонении. Такой закрылок называют щелевым.

Выдвижные закрылки (рис. 3.26,в). Такие закрылки применяются для увеличения площади крыла и использования эффекта кривизны профиля и щелевого эффекта.

Увеличение площади крыла зависит от величины выдвижения закрылка. Закрылок может выдвигаться назад почти на всю величину своей хорды.

Для предупреждения преждевременного срыва потока при больших углах отклонения выдвижные закрылки делают двухщелевыми (рис. 3.26,г). Вторая щель усиливает эффект естественного сдува пограничного слоя. Выдвижные закрылки широко применяются на современных самолетах.

Многозвенные закрылки. Многозвенными называются разрезные закрылки, которые состоят из 2 – 3 частей, поворачивающихся относительно друг друга, (рис. 3.26,д). В убранном положении закрылка все его звенья сдвинуты; в выпущенном – звенья раздвигаются, образуя профилированные щели.

При такой кинематике отклонения закрылков максимально увеличиваются кривизна профиля, площадь крыла и щелевой эффект. При многозвенных закрылках достигается наибольшее возрастание подъемной силы. Но при этом потери аэродинамического качества также наибольшие.

Для быстрого увеличения лобового сопротивления в случае необходимости применяются интерцепторы – так называемые воздушные аэродинамические тормоза. Обычно эти тормоза выполняются в виде щитков и применяются для уменьшения длины пробега самолета при посадке.

Предкрылки.

Предкрылками называется выдвигающийся вперед и отклоняющийся на некоторый угол профилированный носок крыла (рис. 3.27,а).

а )

б)

Рис. 3.27 Предкрылок

В прижатом положении предкрылок вписывается в обводы профиля крыла, в выдвинутом – образует с крылом профилированную щель. Отклонение предкрылка не увеличивает подъемную силу крыла. Работа его заключается во взаимодействии с основной частью крыла.

При выдвинутом предкрылке между крылом и предкрылком образуется суживающаяся щель. Струйки воздуха, проходящие через щель, увеличивают кинетическую энергию пограничного слоя крыла, смещая точку его отрыва назад к задней кромке.

Предкрылки могут устанавливаться на передней кромке крыла по всему размаху крыла или только на концах крыла (концевые предкрылки).

Концевые предкрылки не увеличивают , а только способствуют тому, чтобы срыв потока произошел при возможно большем угле атаки. Это благоприятно сказывается на работе элеронов, улучшает устойчивость и управляемость самолета при взлете и посадке. Предкрылки, расположенные по всему размаху, приводят к увеличению максимального значения всего крыла в среднем на 50% (рис. 3.27, б).

Вывод: Аэродинамические характеристики крыла и самолета совместно с силовой установкой являются основой при проектировании летательного аппарата и оказывают определяющее влияние на динамику полета.

Занятие №7

<14 15 161718 19 20 >

Дата добавления: 2016-09-06; просмотров: 4971;