Влияние конфигурации самолёта на полное лобовое сопротивление.

 

Выпуск шасси, тормозных щитков, механизации крыла увеличивает вредное сопротивление самолёта, но не оказывает существенного влияния на индуктивное сопротивление. В результате полное сопротивление самолёта повышается, и наивыгоднейшая скорость самолёта уменьшается по сравнению с наивыгоднейшей скоростью для чистой конфигурации.

 

 

 

винглет

 

Компания API разрабатывает новый тип так называемых спироидных законцовок крыла. Это из раздела мечтаний о том, чтобы крыло вообще никогда не кончалось. Ожидаемый эффект от такой конструкции – 10% топливной экономии без особых массовых затрат. Пока с таким крылом летает только опытный Falcon 50.

Так называемые спироиды на крыле самолета Falcon 50.

Специальные законцовки могут применяться не только на крыле самолета, но и на плоскости, вобщем-то родственной по физическому смыслу. Это лопасти воздушных винтов, причем не обязательно винтов авиационых. Неавиационные – это винты мощных ветрогенераторов На фото законцовка одной их лопастей.

Законцовка лопасти ветрогенератора.

Винты транспортника Hercules с законцовками по принципу raked wingtips.

Вертолет Agusta Westland AEW101. Хорошо видны специальные законцовки лопастей.

 

Итак, стало понятно, что для получения возможно большого аэродинамического качества крыла, надо увеличивать его удлинение.

Но при увеличении удлинения у крыла фиксированной площади уменьшается его хорда и строительная высота лонжерона. Одновременно увеличивается длина плеча приложения подъемной силы консоли крыла к корневому сечению лонжерона. Получается, что при увеличении удлинения вдвое, требования к прочности лонжерона увеличиваются вчетверо. Сразу отметим, что в большой авиации чаще всего главной причиной снижения удлинения крыла является именно прочностные возможности его лонжерона.

Для того, чтобы по размаху крыла обеспечить одинаковый угол атаки всех профилей, необходимо иметь достаточно жесткое на кручение крыло. Чем его удлинение больше, тем труднее обеспечить требуемую жесткость. Помимо раздрая в углах атаки и связанного с ним снижения аэродинамического качества, в мягком на кручение крыле возможны резонансные явления, получившие название флатера

Крыло повышенного удлинения снижает маневренные качества самолета по крену.

При равной площади увеличение удлинения приводит к пропорциональному снижению хорды крыла и, соответственно, числа Re его обтекания. Поэтому, увеличивая удлинение в погоне за аэродинамическим качеством, можно неожиданно получить при росте удлинения резкое снижение аэродинамического качества крыла. Это когда число Re попадает в область докритического обтекания. Борются с этим, как уже упоминалось в первой части статьи, размещением на крыле турбулизаторов.

Для сверхзвуковых маневренных самолетов крыло часто имеет удлинение меньше 1. У некоторых неманевренных, например, у Конкорда и Ту-144, удлинение крыла тоже менее 1. Это специфика сверхзвука и здесь разбирать ее не будем.

Максимальное известное удлинение – чуть более 50 имеет немецкий планер «Эта».

 

Для DA 40 удлинение крыла 10,53

 

 

 

 

 

    К G/F, кг/м2 λ= l2/F  
Планер (2005 г)    
U-2  
Альбатрос      
Ту-134А 18,5      
Боинг 747        
МиГ-29 10,4 3,39  
Ан-2    
DA 40 9,7 10,5  
DA 42    
МиГ – 21 2,2  
воробей      

G/ F(DA 40) = 1150/13,54 = 84 кг/м2

Начнем с того, что наше романтическое название "аэродинамическое качество" в западной литературе носит простое название L/D - lift-to-drag ratio, т.е. это просто-напросто отношение подъемной силы к сопротивлению, или, еще проще, в скоростной системе координат отношение вертикальной силы к горизонтальной.
Рассмотрим зависимость К=f(Cy). При Су=0, очевидно, К=0. Сопротивление растет обычно квадратично по Су, поэтому, начиная с некоторого Су, рост Сх обгоняет рост Су. Таким образом в зависимости K=f(Cy) есть максимум, который и называется просто maximum of lift-to-drag ratio. Для современных гражданских магистральных самолетов значение Су, соответствующего Кмах лежит в пределах 0.5 - 0.6. Всегда найдется тот угол атаки, на котором реализуется данный Су. Опять же, в западной литературе нет названия "наивыгоднейший угол атаки" и т.д. и т.п. Он просто называется угол атаки, на котором реализуется maximum of L/D. И все, не надо огород городить.
Максимальное аэродинамическое качество - важный параметр самолета, но выпячивание его одного может привести к неверным выводам. Во-первых, для максимизации дальности самолета необходимо максимизировать выражение (K*M/Ce), т.е. более важным для аэродинамика является произведение К*М. Поэтому, например Кмах=16 при М=0.78 лучше, чем Кмах= 16.5 при М=0.75 (RRJ и Ту-334). Кмах обычно чуть уменьается с М=0 до Мкрейс, но произведение Кмах*М растет. Признаком хорошо спроектированной компоновки как раз является достижение максимума К*М при заданном Мкрейс.
Во-вторых, расход топлива конечно обратно пропорционален качеству, но и прямо пропорционален весу самолета. Давайте, при том же фюзеляже, увеличим крыло в 2 раза. Максимальное аэродинамическое качество вырастет, но самолет то станет только хуже. Старые советские самолеты имели, как правило, переразмеренное крыло; частично из-за того, что наши аэродромы хуже западных, и нужно снижать посадочную скорость, частично из-за худщих характеристик механизации. Поэтому они выгядят "летучими", и по значению Кмах часто не уступают, а то и превосходят западные аналоги (например Ту-204 по сравнению с Б-757). В то же время, Боинги - эти "бочонки с маленькими крылышками" - имеют лучшую топливную эффективность из-за меньшего веса. (Посмотрите в форуме большую ветку о сравнении Ту-204, Б-737 и А-321).
Путаница по качеству происходит еще и потому, что в летных испытаниях его не так-то легко определить. Обычно определяют расход топлива на установившемся горизонтальном участке, но тяга установленного двигателя в натурных условиях тоже может отличаться от паспортных характеристик. Есть еще методика полета с двигателями на "малом газу", но она еще менее точна. Вот и спорят, например, аэродинамики и двигателисты (последние примеры - Ту-334 и Ан-148), кто же из них недодал обещанного.

турбулизирующие накладки(маленькие треугольные полоски).

На больших углах атаки накладки будут способствовать отделению потока, но не будут влиять на эффективность крыла на крейсерском режиме полёта.

 

 

 

 

 

Экранный эффект

КМ имел длину 92 м, высоту 22 м и размах крыла 37 м. На переднем пилоне размещалось 8 турбореактивных двигателей тягой по 10 тс каждый для старта. На киле стояли еще два таких же двигателя для поддержания крейсерского режима. Масса экраноплана достигала 544 тонн.

 

При полёте в непосредственной близости от поверхности развитие концевых вихрей крыла значительно ослабляется. Соответственно уменьшаются скосы потока перед и за крылом. Это эффект «экрана» земли – подъёмная сила возрастает, индуктивное сопротивление падает. Также меняется балансировка самолёта из-за смещения центра давления и изменения местных углов атаки стабилизатора.

 

 

 

Влияние экранного эффекта зависит от расстояния между крылом и поверхностью. Значительное уменьшение индуктивного сопротивления происходит при высоте над поверхностью не более половины размаха крыла.

При размахе 13,54 метров индуктивное сопротивление уменьшится на высоте 10 м

на 6 %, на высоте 1,5 м – на 45% !!!

 

В связи с этим можно сказать, что низкопланы более подвержены эффекту экрана земли, чем высокопланы.

 


 

На самолётах с низкорасположенным стабилизатором экранный эффект меняет его местный угол атаки из-за уменьшения скоса потока за крылом. Высокорасположенный стабилизатор, как правило, находится вне зоны влияния скоса потока.

 

 






Дата добавления: 2016-12-27; просмотров: 3085; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ


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 - 2016-2022 год. Материал предоставляется для ознакомительных и учебных целей.
Генерация страницы за: 0.048 сек.