Прогностическая работа
ОСНОВЫ АВИАЦИИ
Основы аэродинамики и динамики полета воздушных судов
Основные понятия и законы аэродинамики воздушных судов.
Аэродинамика наука о законах движения воздуха и о механическом взаимодействии между воздушными потоками и телами, которые в нем находятся.
Под потоком понимается масса воздуха, движущаяся относительно какого-либо тела. Так как механическое взаимодействие между воздухом и телом остается одинаковым независимо от того, что перемещается: воздух, тело или воздух и тело одновременно, то в аэродинамике часто используется принцип обращения движения. Он предполагает, что тело (самолет) в воздухе остается неподвижным, а поток обтекает его со скоростью, равной скорости полета, но направленной в противоположную сторону.
Основная задача, которая, решается аэродинамикой в интересах авиации, заключается в определении сил и моментов, действующих на самолет при различных условиях полета. Эти силы возникают за счет воздействия самолета или отдельных его частей на воздушный поток, изменяя как характеристики самой среды (воздуха), так и характеристики движения.
Основными характеристиками, которые определяют физическое состояние воздуха, являются: давление, температура, плотность и его сжимаемость. Остальные характеристики воздуха являются производными от вышеперечисленных и определяются математически.
К основным законам аэродинамики относят уравнение состояния воздуха,уравнение неразрывности, уравнение (закон) Бернулли.
Уравнение состояния воздуха. Между давлением воздуха (р),его плотностью (ρ) и температурой (Т) существует зависимость:
pV = RT, (1/1)
где V - удельный объем воздуха, а R - газовая постоянная. По двум известным величинам всегда можно определить состояние воздуха.
Уравнениенеразрывности. Это уравнение показывает, что в трубке переменного сечения (рис. 1.1) при установившемся движении секундный расход воздуха постоянен во всех сечениях трубки. Следовательно,
(ρSV) 1 = (ρSV) 2,(1.2)
где р - плотность воздуха, S - площадь сечения трубки и V - скорость воздуха в сечении.
Рис. 1.1. Схема движения воздуха в трубке переменного сечения.
Если распространить равенство на весь установившейся поток, то выражение (1.2) можно записать ввиде:
ρSV = const (1.3)
Это и есть общий вид уравнения неразрывности: секундная масса воздуха, проходящего через любое сечение установившегося потока, есть величина постоянная.
Таким образом, установлено, что большему сечению соответствует меньшая скорость потока, и наоборот.
Уравнение (закон) Бернулли.Для пояснения этого закона вернемся к рис. 1.1. Из рисунка видно, что S 1> S2, а следовательно, V1< V2, В установившемся потоке увеличение скорости возможно только в том случае, если статическое давление на уровне первого сечения (р1) будет больше статического давления на уровне второго сечения (р2), т.е. р1 > р2.
По законам аэродинамики полное давление на уровне любого произвольного сечения складывается из двух частей: статического давления (р) - атмосферного давления на высоте полета и так называемого скоростного напора, который называется еще динамическим давлением и который равен ρV ²/2.
В самом общем виде закон Бернулли можно записать следующим образом:
р + ρV ²/2 = = const. ( 1 .4)
Это означает, что большей скорости потока соответствует меньшее статическое давление, и наоборот.
Уравнение Бернулли позволяет объяснить физические процессы, приводящие к образованию аэродинамических сил на крыле самолета и несущем винте вертолета.
Подъемная сила
Для рассмотрения вопроса о возникновении подъемной силы, введем два аэродинамических понятия: хорда крыла и угол атаки крыла.
Хордой крыла называется отрезок прямой, соединяющий переднюю и заднюю точки профиля крыла. Углом атаки крыла (α) называется угол между хордой крыла и направлением скорости невозмущенного потока (рис. 1.2). Этот угол может быть положительным (α > 0), отрицательным (α < 0) или равняться нулю (α = 0).
Рис. 1.2. Угол атаки крыла.
Рассмотрим случай обтекания крыла воздушным потоком приα = 0 (рис. 1.3). Предположим, что невозмущенный поток имеет скорость V и давление р. Профиль крыла самолета симметричен. Итак, при «встрече» с крылом воздушный поток обтекает крыло сверху и снизу. Естественно, что перед крылом поток расходится. Следовательно, поток становится шире, при этом по закону Бернулли скорость потока
Рис. 1.3. Обтекание крыла потоком при α = 0.
уменьшается, а давление увеличивается. Поэтому в передней части крыла давление воздуха будет больше, чем в невозмущенном потоке. Эта зона на рис. 1.3 обозначена знаком «+».
Воздушный поток, обтекающий верхнюю поверхность крыла, имеет скорость Vв. Из этого же рисунка видно, что скорость воздушного потока на верхней поверхности крыла больше, чем скорость невозмущенного потока (Vв > V), так как любая кривая, соединяющая две точки, длиннее прямой, соединяющей те же точки, а воздушный поток мы считаем неразрывным. Следовательно, над верхней поверхностью крыла давление воздуха (рв) будет меньше, чем давление невозмущенного потока (рв < р). Эта зона на рисунке обозначена знаком «-». Аналогичным образом можно рассмотреть ту часть воздушного потока» которая обтекает нижнюю поверхность крыла.
При угле атаки α > 0 давление на нижней поверхности крыла больше, чем на верхней, и сила давления снизу больше, чем сверху, поэтому возникает равнодействующая сил давления на верхнюю и нижнюю поверхности крыла R, которая направлена назад-вверх (рис. 1.4) и называется полной аэродинамической силой. Горизонтальная составляющая этой силы обозначается буквой X и называется лобовым сопротивлением, а вертикальная составляющая - буквой Y и называется подъемной силой.
Рис. 1.4. Обтекание крыла потоком при α > 0.
Полную аэродинамическую силу и ее составляющие можно определить по эмпирическим формулам.
R = сRS ρV ²/2, (1.5)
Y= сyS ρV ²/2, (1.6)
X= сxS ρV ²/2. (1.7)
Аэродинамические силы и коэффициенты для крыла и самолета в целом зависят от угла атаки. Эти зависимости обычно устанавливают экспериментально и представляют в виде графиков.
На рис. 1.5 показана зависимость коэффициентов су и сx от угла атаки для несимметричного профиля крыла.
Рис. /.5. Зависимость коэффициентов су и сx от углаатаки α.
Как видно из рис, 1.5, нулевая подъемная сила (су) имеет место в данном случае при небольшом отрицательном угле атаки αо. При увеличении α коэффициент су сначала возрастает по линейному закону, а затем рост коэффициента подъемной силы замедляется. При дальнейшем увеличении угла атаки су достигает максимума, после чего начинает резко уменьшаться. Угол атаки, ори котором су достигает максимума, называется критическим углом атаки αкр. Для современных самолетов αкр > 15-20°, а су макс = 0,8-1,2. Уменьшение коэффициента подъемной силы при α > αкр объясняется тем, что на больших углах атаки происходит срыв потока с поверхности крыла и сильное вихреобразование.
Зависимость коэффициента лобового сопротивления (сx) от угла атаки также представлена на рис. 1.5. Из этого графика видно, что ни при каких углах атаки коэффициент сx не равен нулю. Минимальное значение коэффициента лобового сопротивления наблюдается на угле атаки, близком к углу атаки нулевой подъемной силы.
Универсальной характеристикой, часто применяемой на практике, является зависимость коэффициентов су и сх от угла атаки. Эта зависимость, представленная графически, получила название поляры крыла самолета (рис. 1.6). Каждой точке на кривой соответствуют значения су и сх при определенном угле атаки.
Рассмотрим наиболее характерные точки поляры крыла, Угол атаки нулевой подъемной силы находится на пересечении поляры с горизонтальной осью. Для современных профилей крыла αо = ±2°.
Угол атаки, на котором сх имеет наименьшее значение (сх мин), можно определить, если к поляре провести касательную, параллельную вертикальной оси. Для современных профилей крыла сх мин = 0-1°.
Для определения наивыгоднейшего угла атаки (αнв) надо провести касательную к поляре крыла из начала координат. Точка касания и будет соответствовать αнв. Для современных профилей крыла αнв = 6-8°.
Рис. 1.6. Поляра крыла самолета.
Критический угол атаки (αкр) определяется проведением касательной к поляре, параллельной горизонтальной оси.
Похожая картина наблюдается и при возникновении подъемной силы у вертолета (рис. 1.7). Каждая лопасть несущего винта вертолета
Рис. 1.7. Возникновение подъемной силы у вертолета.
при своем вращении создает, как и крыло самолета подъемную силу R. Вертикальная составляющая этой силы Y удерживает вертолет в воздухе, а горизонтальная X обеспечивает вертолету горизонтальное перемещение.
Дата добавления: 2020-12-11; просмотров: 576;