Аэродинамика самолета 1основные свойства воздуха атмосфера земли
 Скачать 4.36 Mb.
|
|
РАБОТА ВОЗДУШНОГО ВИНТА И РЕГУЛЯТОРА ОБОРОТОВ НА РАВНОВЕСНОМ РЕЖИМЕ При работе на равновесных режимах (оборотах) (Рис. 77), когда мощность двигателя, скорость полета и высота не меняются, центробежные силы Г-образных грузиков уравновешивают силу упругости конической пружины и удерживают золотник в нейтральном положении. При этом масло, находящееся в полости цилиндра воздушного винта, оказывается закрытым в ней. Лопасти воздушного винта под действием аэродинамических и центробежных сил противовесов стремятся повернуться в сторону увеличения шага и переместить поршень воздушного винта вперед, а закрытое в цилиндре масло удерживает поршень, являясь для него гидравлическим упором. Это удерживает лопасти от поворота, сохраняя шаг винта и обороты двигателя постоянными. Масло, нагнетаемое насосом регулятора, при работе на равновесных оборотах не расходуется и направляется через редукционный клапан на вход в насос с давлением не выше 15 кгс/см 2 АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 52 Если в полете увеличивается частота вращения коленчатого вала двигателя в результате повышения наддува или увеличения скорости полета, растут центробежные силы Г-образных грузов, которые, преодолевая силу сжатия конической пружины, перемещают золотник вверх, открывая канал слива масла из цилиндра винта в картер двигателя. Масло из нагнетательной полости насоса поступает через редукционный клапан на вход в насос с давлением 15 кгс/см 2 Лопасти винта под действием аэродинамических и центробежных сил противовесов поворачиваются в сторону увеличения шага (Рис. 78), повышая нагрузку на двигатель. При этом уменьшается число оборотов двигателя, снижаются центробежные силы Г-образных грузиков и коническая пружина перемещает золотник в нейтральное положение при оборотах, равных заданным, при которых центробежные силы грузиков уравновешиваются силой упругости конической пружины Рис. 77 Схема работы воздушного винта на равновесных оборотах 1- корпус винта 2- цилиндр 3- поршень 4- штуцер переходника 5- противовес, 6-лопасть 7-стакан лопасти 8-палец 9-сухарь 10-поводок 11-ступица 12- кольца маслоуплотнительные 13-вал винта 14- канал подвода масла к регулятору оборотов Р=2 15 - канал подвода масла к винту, 16 - коническая пружина 17- грузик регулятора, 18 - золотник 19 - маслонасос регулятора 20 - редукционный клапан Рис. 78 Схема работы воздушного винта при переводе лопастей на «Большой шаг» (см. Рис. 77) Если в полете число оборотов двигателя уменьшается в результате снижения наддува или скорости полета, уменьшаются центробежные силы Г-образных грузиков и коническая пружина перемещает золотник вниз, открывая канал подвода масла в цилиндр винта для перемещения поршня назад и по ворота лопастей в сторону уменьшения шага (Рис. 79) При этом увеличиваются обороты двигателя, растут центробежные силы Г-образных грузиков, которые, преодолевая упругость сжатой конической пружины, перемещают золотник в нейтральное АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 53 положение при оборотах, равных заданным, обеспечивая восстановление равновесия между силой упругости сжатой конической пружины и центробежными силами вращения грузиков. Рис. 79 Схема работы воздушного винта при переводе лопастей на «Малый шаг» ПРИНУДИТЕЛЬНОЕ ИЗМЕНЕНИЕ ШАГА ВОЗДУШНОГО ВИНТА Во время опробования двигателя для проверки работы воздушного винта и регулятора оборотов устанавливают рычагом газа 2050 об/мин (70%), а затем, плавно перемещая рычаг управления регулятором оборотов в положение «Большой шаг», проверяют изменение режима работы двигателя. Число оборотов коленчатого вала двигателя при этом должно снизиться до 1450 об/мин (50%). Зубчатая рейка регулятора оборотов перемещается вверх, уменьшается сжатие конической пружины, и Г-образные грузики под действием центробежных сил перемещают золотник в верхнее положение, обеспечивая слив масла из цилиндра винта в картер двигателя и поворот лопастей на большой шаг под действием центробежных сил противовесов и аэродинамических сил лопастей. Масло, нагнетаемое насосом, будет перепускаться редукционным клапаном на вход в насос регулятора. Во время перемещения рычага управления регулятора оборотов в положение «Малый шаг» зубчатая рейка передвигается в нижнее положение, увеличивая сжатие конической пружины, которая перемещает золотник в нижнее положение, обеспечивая подвод масла в цилиндр винта и поворот лопастей на малый шаг. При этом обороты восстанавливаются до первоначальных 2050 об/мин (70%), указывая на полный диапазон поворота лопастей и нормальную работу регулятора оборотов. Полное затяжеление винта со взлетного режима вызывает уменьшение оборотов до 2050 об/мин, т. е. на 850 об/мин, и снижение наддува на 50 мм рт. ст. и мощности на 120 л. с. Следовательно, взлет самолета и уход на второй круг при большом шаге винта затрудняются. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 54 ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ САМОЛЕТА Полет самолета от взлета до посадки представляет собой сочетание различных видов движения. Наиболее продолжительным видом движения является прямолинейный полет. Установившимся прямолинейным полетом называется такое движение самолета, при котором скорость движения с течением времени не изменяется по величине и направлению. К установившемуся прямолинейному полету относятся горизонтальный полет, подъем и снижение самолета (планирование). Определим характерные режимы и характеристики горизонтального полета, подъема и планирования применительно к самолетам Як-52 и Як-55, их зависимость от высоты полета, полетного веса и режима работы двигателя. УСТАНОВИВШИЙСЯ ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ Установившимся горизонтальным полетом называется прямолинейный полет с постоянной скоростью без набора высоты и снижения. На Рис. 80 показаны силы, действующие на самолет в горизонтальном полете без скольжения, где Y - подъемная сила; Х - лобовое сопротивление; G - вес самолета; Р - сила тяги двигателя. Все эти силы необходимо считать приложенными к центру тяжести самолета, так как его прямолинейный полет возможен лишь при условии, что сумма моментов всех сил относительно центра тяжести равна нулю. Необходимое равновесие моментов летчик создает соответствующим отклонением рулей управления. Из рисунка видно, что вес самолета G уравновешивает подъемная сила самолета Y, а лобовое сопротивление Х - сила тяги Р. Для установившегося горизонтального полета необходимы два условия: Y-G=0 (условие постоянства высоты H=const); (4.1) Р-Х=0 (условие постоянства скорости V=const). (4.2) Эти равенства называются уравнениями движения для установившегося горизонтального полета. При нарушении этих равенств движение самолета станет криволинейным и неравномерным. Пользуясь этими равенствами, можно определить скорость, коэффициент подъемной силы, тягу и мощность, потребные для горизонтального полета. Рис. 80 Схема действующих сил на самолет в установившемся полете СКОРОСТЬ, ПОТРЕБНАЯ ДЛЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА Для того чтобы крыло самолета могло создать подъемную силу, равную весу самолета, нужно, чтобы оно двигалось с определенной скоростью относительно воздушных масс. Скорость, необходимая для создания подъемной силы, равной весу самолета при полете самолета на данном угле атаки и данной высоте полета, называется потребной скоростью горизонтального полета. По определению горизонтального полета должно быть выполнено условие У=G. Известно, что , 2 2 S Cy Y ρυ = (4.3) АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 55 следовательно, 2 2 S Cy G Y ρυ = = (4.4) Решив это уравнение, найдем скорость, потребную для выполнения горизонтального полета 2 S Cy G П Г ρ υ = (4.5) Величина потребной скорости зависит от веса самолета, площади его крыла, от высоты полета (выраженной через массовую плотность ρ ) и коэффициента подъемной силы Су. Из формулы (4.5) видно, что с увеличением веса самолета скорость, потребная для горизонтального полета, также увеличивается, так как для уравновешивания большего веса требуется большая подъемная сила, что достигается (при прочих равных условиях) увеличением скорости полета (см. формулу 6.4). Увеличение площади крыла, наоборот, уменьшает потребную скорость. Для расчетов на практике обычно применяют отношение , P S G = (4.6) называемое удельной нагрузкой на крыло. У современных самолетов удельная нагрузка на крыло колеблется в широких пределах: от 100 кг/м 2 у легких самолетов до 800 кг/м 2 и более у тяжелых самолетов и самолетов больших скоростей полета. С увеличением высоты полета массовая плотность воздуха уменьшается. Согласно формуле (6.5) уменьшение плотности ρ приводит к увеличению потребной скорости полета. Если изменять угол атаки, то пропорционально будет изменяться и коэффициент подъемной силы Су. А изменение Су отражается на величине потребной скорости горизонтального полета. Чем меньше Су (и угол атаки соответственно), тем больше должна быть скорость полета, и наоборот. Из этого следует важный вывод: каждому углу атаки на данной высоте полета соответствует вполне определенная скорость горизонтального полета V Г.П . ТЯГА И МОЩНОСТЬ, ПОТРЕБНЫЕ ДЛЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА Потребной тягой для горизонтального полета называется тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета, т. е. для уравновешивания лобового сопротивления самолета на данном угле атаки (Р п =Х). В горизонтальном полете подъемная сила равна весу самолета Y=G, тогда, разделив первое равенство на второе, получим ; K G P K P G X Y П П = = = (4.7) Формула показывает, что чем меньше вес самолета и чем больше его качество К, тем меньшая тяга потребуется для горизонтального полета. Но качество самолета зависит от угла атаки, следовательно, при изменении угла атаки меняется и потребная тяга. Поэтому для определения потребной тяги при заданном угле атаки необходимо предварительно найти соответствующее ей качество самолета. Чтобы найти зависимость Рп от V Г П. подставим в формулу (4.7) развернутое выражение подъемной силы, получим 2 2 K V Cy P ГП П ρ = Из формулы видно, что потребная тяга горизонтального полета зависит от квадрата скорости. На Рис. 81 приведены кривые зависимости Р п от V ГП скорости полета на высоте Н=500 м для самолетов Як-52 и Як-55. АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 56 Рис. 81 Кривые потребных тяг для горизонтального полета самолетов Як-52 и Як-55 Задача 1. Определить тягу, потребную для горизонтального полета «самолета Як-55 при угле атаки 5° и полетном весе 870 кгс Решение. По поляре самолета Як-55 находим, что при угле атаки 5° коэффициенты имеют значения. Су=0,39, Сх=0,045, следовательно, качество равно 66 , 8 045 , 0 39 , 0 = = = Cx Cy K Тогда потребная тяга будет иметь значение 100 66 , 8 870 кгс K G P П ≅ = = Задача 2. Определить тягу, потребную для горизонтального полета •самолета Як-52 при угле атаки 7° и полетном весе 1290 кгс Решение. На поляре самолета Як-52 находим, что при угле атаки 7° коэффициенты равны. Су =0,67, Сх= 0,056, следовательно, 96 , 11 056 , 0 67 , 0 = = = Cx Cy K Тогда потребная тяга будет равна 108 96 , 11 1290 кгс K G P П ≅ = = В задачах не указана высота полета, так как высота при равных углах атаки и отсутствии сжимаемости воздуха не влияет на потребную тягу. Качество самолета зависит только от величины коэффициентов Су и Сх, а на них высота полета на скоростях до 700 км/ч не влияет. Таким образом, для самолетов Як-52 и Як-55 можно считать, что потребная тяга от высоты не зависит. Потребная мощность. Для горизонтального полета потребной мощностью называется мощность, необходимая для обеспечения установившегося горизонтального полета на данном угле атаки и обозначается N П Если при полете со скоростью V ГП требуется тяга Р П , то потребная мощность определяется по формуле 75 ГП П П V P N = (4.8) Эта формула показывает, что потребная мощность зависит от тех же факторов, от которых зависят потребная тяга и скорость полета. Подставив в формулу (4.8) вместо Р П и V ГП их развернутые выражения, получим развернутую формулу потребной мощности 75 2 S Cy G K G N П ρ = (4.9) АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 57 Из формулы видно, что потребная мощность зависит: от высоты полета самолета (плотность воздуха); от веса самолета и удельной нагрузки на крыло; от аэродинамического качества самолета и коэффициента подъемной силы. Следовательно, потребная мощность тем больше, чем больше вес самолета, меньше плотность воздуха и хуже качество самолета. При условии G=const и H=const потребная мощность зависит только от угла атаки и, как следствие, от скорости полета. В горизонтальном полете потребная тяга равна лобовому сопротивлению Р П =Х, тогда формула потребной мощности будет иметь следующий вид: 75 XV N П = (4.10) Если в формулу подставить развернутое выражение лобового сопротивления, то получим 75 2 3 V Cx N П ⋅ ρ (4.11) Формула показывает, что мощность, потребная для горизонтального полета, пропорциональна кубу скорости (потребная тяга пропорциональна квадрату скорости). На Рис. 82 приводятся кривые зависимости Nп от V, скорости полета на высотах Н=500 м и Н=1000 м для самолетов Як-52 и Як-55. Таким образом, чтобы увеличить скорость полета в 2 раза, мощность необходимо увеличить в 8 раз. Рис. 82 Кривые мощностей, потребных для горизонтального полета Задача. Определить мощность, потребную для горизонтального полета у земли, если вес самолета Як-52 G=1200 кгс, коэффициенты Су =0,4 и Сх=0,044, S=15 м 2 . Решение. 1. Определим скорость полета / 7 , 203 15 125 , 0 4 , 0 1200 2 2 ч км S Cy G V ≅ ⋅ ⋅ ⋅ = ρ Решение. 2. Качество самолета 9 044 , 0 4 , 0 = = = Cx Cy K Решение. 3 Потребная тяга 133 9 1200 кгс K G Р П = = = Решение. 4. Потребная мощность 6 , 70 96 75 2 , 54 133 75 кВт V P N ГП П П ≅ ≅ ⋅ = ⋅ = АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 58 ЗАВИСИМОСТЬ ПОТРЕБНОЙ ТЯГИ И МОЩНОСТИ ДЛЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА ОТ СКОРОСТИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА. КРИВЫЕ Н. Е. ЖУКОВСКОГО Для полной характеристики горизонтального полета и определения летных данных самолетов воспользуемся графоаналитическим методом, предложенным Н. Е. Жуковским. Наложим на кривые потребных тяг и мощностей Рп и Nп кривые располагаемых тяг и мощностей Рр и Np. Полученные таким образом кривые носят название кривых потребных и располагаемых тяг и мощностей, или кривых Н. Е. Жуковского (Рис. 83, Рис. 84). Рис. 83 Кривые располагаемых и потребных тяг самолетов Як-52 и Як-55 (кривые Н. Е. Жуковского) Рис. 84 Кривые располагаемых и потребных мощностей самолетов Як-52 и Як-55 (кривые Н. Е. Жуковского) На рисунках приведены кривые Р П , N П , P Р и N Р самолетов Як-52 и Як-55 (Н=500 м и Н=1000 м). Располагаемой тягой (мощностью) принято называть наибольшую тягу (мощность), которую может развить силовая установка на данной высоте и скорости полета Располагаемая тяга зависит от высоты, поэтому кривую необходимо брать для той высоты, на которой задано определить летные качества самолета Точка пересечения кривых соответствует полету с наименьшим возможным в горизонтальном полете углом атаки, то есть полету на максимальной скорости горизонтального полета (для самолета Як 52 - Vгп =300 км/ч, для Як-55 - V ГП. макс ). С уменьшением скорости полета и увеличением угла атаки потребная тяга и мощность уменьшаются, минимальная потребная тяга находится проведением касательной к кривой Р П параллельно оси скорости. Точка касания обозначает угол атаки, при котором требуется минимальная тяга для горизонтального полета (для самолета Як-52 при Н=500 м Рп =103 кгс, для Як-55 при Н=500 м Р Пмин =87 кгс) АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА 59 Из формулы потребной тяги следует, что минимальная тяга для горизонтального полета потребуется при максимальном качестве самолета МАКС П K G P = (4.12) Максимальное качество самолета достигается при наивыгоднейшем угле атаки Скорость, соответствующая α нв , называется наивыгоднейшей скоростью горизонтального полета V НВ (для самолета Як-52 Vнв=162 км/ч, для Як-55 Vнв=137 км/ч). При наивыгоднейшем угле атаки требуется минимальная потребная тяга Рмин. Следовательно, расход топлива на один километр пути будет минимальным и дальность полета максимальной. Но расход топлива был бы минимальным, если бы двигатель работал без потерь. Поэтому для компенсации потерь требуется дополнительная тяга двигателя и общая тяга P Пнв будет больше на эту величину. Минимальный километровый расход топлива получается на несколько большей скорости, чем наивыгоднейшая Далее, анализируя график на Рис. 83, видно, что при дальнейшем уменьшении скорости (после наивыгоднейшей) и увеличении угла атаки потребная тяга растет. Это объясняется ухудшением качества самолета. Скорость может быть уменьшена до минимальной, соответствующей критическому углу атаки. Касательная к кривой, параллельной оси Р, отмечает угол атаки и соответствующую ему минимальную скорость горизонтального полета. Для того чтобы установить ту или иную скорость горизонтального полета самолета, летчику необходимо создать условия (изменяя тягу двигателя) равенства располагаемой и потребной тяги (Р П =Рр). Поэтому на скоростях, меньших максимальной, летчику необходимо уменьшить тягу двигателя до определенной величины, и точка пересечения располагаемой и потребной тяги будет на меньшей, выбранной летчиком скорости. Если располагаемая тяга будет больше потребной, то самолет начнет подниматься, если меньше - снижаться. В обоих случаях самолет не будет лететь горизонтально. Анализируя график Рис. 83, можно сделать вывод, что на всех скоростях, кроме максимальной, тяга силовой установки Р Рмакс больше потребной тяги Р П |