2 неделя Сатлыккылыш Бакдаулет ЛЭ(С)-20.3. Аэродинамические силы

• Название: Аэродинамические силы
• Дата: 20.01.2022
• Размер: 173.06 Kb.
• Имя файла: 2 неделя Сатлыккылыш Бакдаулет ЛЭ(С)-20.3.docx
• Тип: Документы; #337572

Қазақстан Республикасының білім және ғылым министрлігі Азаматтық Авиация Академиясы

Министерство образования и науки Республики Казахстан Академия гражданской авиации

Академия Гражданской авиаций Кафедра Летной Эксплуатаций воздушных Судов

СРС

Тема: Аэродинамические силы

Подготовил: Студент группы ЛЭ(С)-20.3

Проверил: Инструктор-Преподователь Юсупов Н.Т

Алматы 2022

АЭРОДИНАМИ́ЧЕСКИЕ СИ́ЛА И МО­МЕ́НТ, ве­ли­чи­ны, ха­рак­те­ри­зую­щие воз­дей­ст­вие га­зо­об­раз­ной сре­ды на дви­жу­щее­ся в ней те­ло (напр., на са­мо­лёт). Си­лы дав­ле­ния и тре­ния, дей­ст­вую­щие на по­верх­но­сти те­ла, мо­гут быть при­ве­де­ны к рав­но­дей­ст­вую­щей RR этих сил, на­зы­вае­мой аэ­ро­ди­на­мич. си­лой, и к па­ре сил с мо­мен­том MM, на­зы­вае­мым аэ­ро­ди­на­мич. мо­мен­том. Аэ­ро­ди­на­мич. си­лу рас­кла­ды­ва­ют на со­став­ляю­щие в пря­мо­уголь­ной сис­те­ме ко­ор­ди­нат (рис. 1), свя­зан­ной ли­бо с век­то­ром ско­ро­сти те­ла vv (по­точ­ная сис­те­ма), ли­бо с са­мим те­лом (свя­зан­ная сис­те­ма). В по­точ­ной сис­те­ме си­ла, на­прав­лен­ная в сто­ро­ну, про­ти­во­по­лож­ную век­то­ру vv, на­зы­ва­ется аэ­ро­ди­на­ми­че­ским со­про­тив­ле­ни­ем XX, пер­пен­ди­ку­ляр­ная к век­то­ру vv и ле­жа­щая в вер­ти­каль­ной плос­ко­сти – подъ­ём­ной си­лой YY, а пер­пен­ди­ку­ляр­ная к ним обе­им – бо­ко­вой си­лой ZZ. В свя­зан­ной сис­те­ме ко­ор­ди­нат ана­ло­гом пер­вых двух сил яв­ля­ют­ся тан­ген­ци­аль­ная TT и нор­маль­ная NN си­лы.




Рис. 2. Проекции аэродинамического момента на оси координат; Mx  – момент крена; My  – момент рыскания; Mz  – момент тангажа.

Аэ­ро­ди­на­мич. мо­мент иг­ра­ет важ­ную роль при рас­чё­те дви­же­ния ле­та­тель­ных ап­па­ра­тов, оп­ре­де­ляя их ус­той­чи­вость и управ­ляе­мость, и пред­став­ля­ет­ся в ви­де трёх про­ек­ций на оси ко­ор­ди­нат, свя­зан­ные с те­лом (рис. 2): MxMx (мо­мент кре­на), MyMy (мо­мент рыс­ка­ния) и MzMz (мо­мент тан­га­жа). Зна­ки мо­мен­тов по­ло­жи­тель­ны, ко­гда они стре­мят­ся по­вер­нуть те­ло со­от­вет­ст­вен­но от оси yy к оси zz, от оси zz к оси xx, от оси xx к оси yy. А. с. и м. за­ви­сят от фор­мы и раз­ме­ров те­ла, свойств и со­стоя­ния сре­ды, в ко­то­рой про­ис­хо­дит дви­же­ние, от ско­ро­сти цен­тра масс те­ла и его ори­ен­та­ции к на­прав­ле­нию ско­ро­сти, от уг­ло­вой ско­ро­сти вра­ще­ния, а в не­ко­то­рых слу­ча­ях и от ус­ко­ре­ния дви­же­ния те­ла. Оп­ре­де­ле­ние А. с. и м. для тел разл. фор­мы и при все­воз­мож­ных ре­жи­мах по­лё­та – од­на из гл. за­дач аэ­ро­ди­на­ми­ки и аэ­ро­ди­на­мич. экс­пе­ри­мен­та.

Существенным образом на аэродинамические силы влияет и форма обтекаемого тела(рис. 5.11,а - г; далее буквами в скобках обозначены позиции этого рисунка). Если принять за единицу полную аэродинамическую силу R_a (а) (в данном примере полная аэродинамическая сила - это, естественно, сила лобового сопротивления) пластинки, установленной в потоке (рис. 5.11,а), то для той же пластинки с носовым обтекателем 

Рис. 5.11. Влияние формы тела на значение полной аэродинамической силы

(рис. 5.11,б)  R_a(б) » 0,25 R_a(a) Носовой обтекатель обеспечивает постепенную деформацию струй в процессе обтекания. Для пластинки с хвостовым обтекателем (рис. 5.11,в) Ra(в) » 0,75 Ra(a),так как хвостовой обтекатель способствует плавному расширению потока, завихренная спутная струя становится меньше. Для удобообтекаемого (каплевидного, веретенообразного) тела (рис. 5.11,г), образованного установкой на пластинку носового и хвостового обтекателей  R_a(г) » 0,05 R_a(a). 

Рис. 5.12. Влияние площади миделя на значение полной аэродинамической силы

    Установлено также, что если увеличить в n раз площадь максимального поперечного сечения (миделя, от голл. middel - средний) F обтекаемого тела (рис. 5.12) - площадь миделя, сохранив подобие тел, то в n раз увеличится и полная аэродинамическая сила, т. е. F₂=nF₁; R_а2=nR_а1.
   Рассмотрим, как влияет на полную аэродинамическую силу положение обтекаемого тела относительно набегающего потока воздуха. Угол α между направлением вектора скорости набегающего потока и характерной осью обтекаемого тела называетсяуглом атаки. На рис. 5.13 представлены графики зависимости составляющих полной аэродинамической силы от угла атаки для профиля крыла. Для профилей различной формы можно найти некоторый угол атаки (рис. 5.13,а), при котором распределение давления на поверхности профиля таково, что подъемная сила Y_a отсутствует, и угол атаки, при котором лобовое сопротивление X_a минимально.

Рис. 5.13. Зависимость аэродинамических сил от угла атаки

    С увеличением угла атаки (рис. 5.13,б и в) профиль обтекается плавно, увеличивается разрежение на верхней поверхности, зона повышенного давления распространяется от точки полного торможения на всю нижнюю поверхность профиля. Подъемная сила растет.
   С ростом подъемной силы Y_a, которая определяется разностью давлений под профилем и над ним, растет и лобовое сопротивление X_a, которое определяется силой трения в пограничном слое X_a тр и силой давления X_{a д}, образующейся за счет разности давлений перед профилем и за ним. Поток, обтекающий профиль, отклоняется вниз. Отклонение потока тем больше, чем больше угол атаки (или, что то же самое, больше подъемная сила). При обтекании крыла за счет перетекания потока через кромку (см. рис. 5.3) и образования концевого вихря поток также отклоняется вниз. Явление отклонения потока вниз при обтекании называется скосом потока. Скос потока вызывает (индуцирует) дополнительную силу лобового сопротивления, которая называется силой индуктивного сопротивления X_{a i}. Установлено, что сила индуктивного сопротивления пропорциональна квадрату подъемной силы: X_{a i}  Y_a².
   Таким образом, X_a = X_a тр + X_a д + X_{a i}.
   При увеличении угла атаки растет и турбулизируется пограничный слой, начинается срыв потока с верхней поверхности крыла. Подъемная сила начинает уменьшаться, а затем резко падает за счет интенсивного срыва потока (рис. 5.13,д).
   Угол атаки, при котором подъемная сила достигает максимального значения, называется критическим углом атаки (α_кр) (рис. 5.13,г). Практически никогда обтекание крыльев самолета не бывает симметричным, срыв потока и уменьшение подъемной силы на одном из них приводит к сваливанию самолета в штопор - пространственному вращательному движению самолета с потерей высоты.
   По мере приближения к критическому углу атаки из-за начинающегося срыва потока ускоряется рост лобового сопротивления.
   С изменением угла атаки изменяется и положение точки приложения полной аэродинамической силы (положение центра давления).