2 неделя Сатлыккылыш Бакдаулет ЛЭ(С)-20.3. Аэродинамические силы
Скачать 173.06 Kb.
|
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 Ra (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
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 Ya отсутствует, и угол атаки, при котором лобовое сопротивление Xa минимально.
С ростом подъемной силы Ya, которая определяется разностью давлений под профилем и над ним, растет и лобовое сопротивление Xa, которое определяется силой трения в пограничном слое Xa тр и силой давления Xa 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 Xa i. Установлено, что сила индуктивного сопротивления пропорциональна квадрату подъемной силы: Xa i Ya2. Таким образом, Xa = Xa тр + Xa д + Xa 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 (αкр) (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). |