методы изучения аэродинамики. Методические указания по изучению курса и контрольные задания
 Скачать 89.99 Kb.
|
|
Министерство транспорта Российской Федерации (Минтранс России) Федеральное агентство воздушного транспорта (Росавивция) ФГОУ ВПО «Санкт-Петербургский государственный университет гражданской авиации» Аэродинамика и динамика полёта Методические указания по изучению курса и контрольные задания. Для студентов КФ, ЗФ, ФЛЭ. Санкт – Петербург 2011 Одобрено и рекомендовано к изданию Учебно – методическим советом Университета Ш 87(03) Аэродинамика и динамика полёта: Методические указания по изучению курса и контрольные задания/ Университет ГА С. – Петербург,2011. Издаются в соответствии с программой курса “Аэродинамика и динамика полёта”( объём 100ч; 3-4 семестр) Даны краткие теоретические сведения и указания по изучения курса Аэродинамики и динамики полёта. Составители: Ю.И. Матвеев, кандидат технических наук, проф. Ю.С. Опара, кандидат технических наук ,доц. Рецензент А. Л. Микинелов, кандидат технических наук, проф. С Университет ГА 2011 3 Общие методические указания В курсе «Аэродинамика и динамика полёта» изучаются основы аэродинамики и теории полёта, аэродинамические, лётно-технические и взлётно-посадочные характеристики современных воздушных судов гражданской авиации, характеристики их устойчивости и управляемости на различных режимах полёта. Особое внимание уделяется вопросам динамики полёта воздушных судов в различных условиях лётной эксплуатации, влияния внешних условий и эксплуатационных факторов на указанные характеристики, устойчивости и управляемости воздушных судов, а также вопросам безопасности полёта и аэродинамического обоснования предельно допустимых отклонений лётных параметров на различных режимах полёта. Эффективность использования современных воздушных судов, безопасность полётов существенно зависит от знания этих характеристик как экипажами, так и наземными службами обеспечения полётов. Знание основ аэродинамики и динамики полёта гражданских воздушных судов является одним из необходимых требований, предъявляемых к современным всесторонне подготовленным специалистам гражданской авиации. Курс “Аэродинамика и динамика полёта” базируется на знании основ практической аэродинамики, высшей математики, физики, механики и является базовым для дисциплины «Лётная эксплуатация». В результате изучения курса студент (будущий инженер - пилот) должен знать: - основные законы аэродинамики и их использование при определении аэродинамических характеристик самолёта; - основы теории полёта воздушного судна; - физику аэродинамических процессов, происходящих на любом этапе полёта; - основные методы расчёта траекторных задач, лётно-технических и взлётно-посадочных характеристик самолётов (вертолётов) гражданской авиации, их устойчивости и управляемости; - основные лётно-технические, взлётно-посадочные характеристики, характеристики устойчивости и управляемости современных ВС гражданской авиации и их особенности; - зависимость этих характеристик от внешних условий и эксплуатационных факторов; - динамику полёта и особенности пилотажных характеристик самолётов (вертолётов) в особых случаях полёта; - основные требования, предъявляемые к взлётно-посадочным и лётно-техническим характеристикам современных ВС, к характеристикам их устойчивости, управляемости и манёвренности; 4 уметь: - производить инженерные расчёты лётно-технических и взлётно-посадочных характеристик, устойчивости и управляемости самолётов (вертолётов) и оценить их изменения в зависимости от условий эксплуатации; - эффектно, не снижая безопасности полета, использовать технические возможности ВС; - грамотно анализировать лётные происшествия и предпосылки к ним, проводить послеполётные разборы; иметь понятие о: - методах теоретической и экспериментальной аэродинамики; - теоретических и экспериментальных методах решения траекторных задач, исследования устойчивости и управляемости гражданских воздушных судов, моделирования задач динамики полёта на электронных моделирующих и цифровых вычислительных машинах; -лётно-технических, аэродинамических характеристиках устойчивости и управляемости сверхзвуковых пассажирских самолётов; - перспективах развития гражданских воздушных судов, особенностях их аэродинамики, устойчивости и управляемости. По тематике материал курса подразделяется на две основные части: аэродинамику и динамику полёта. В первый (раздел 1 программы курса) изучаются основные положения теоретической аэродинамики и их практическое приложение: физико-механические свойства воздуха, основные закономерности движения воздуха (газа), особенности дозвуковых и сверхзвуковых потоков и их взаимодействие с обтекаемыми телами, природа образования аэродинамических сил, аэродинамические характеристики несущих поверхностей при малых числах Маха (М) на дозвуковых и трансзвуковых режимах полёта и их особенности при М>1, аэродинамические характеристики воздушных и несущих винтов и ВС в целом. Во второй части (разделы 2, 3, 4 программы курса) изучаются основы теории полёта: основные закономерности установившихся и неустановившихся, прямолинейных и криволинейных режимов полёта, лётно-технические и взлётно-посадочные характеристики ВС, характеристики их устойчивости и управляемости на различных режимах и в различных условиях полёта, включая особые случаи. 5 Для упрощения изучения, а также с учётом специфики рассматриваемых вопросов материал этой части условно разделён на три раздела:«Лётно-технические характеристики ВС», «Устойчивость и управляемость ВС», «Аэродинамика и динамика полёта ВС в особых случаях». В первом изучаются установившиеся и неустановившиеся, прямолинейные и криволинейные режимы полёта ВС (в предположении, что характеристики устойчивости и управляемости последних позволяют их осуществить), лётно-технические и взлётно-посадочные характеристики ВС в различных эксплуатационных условиях и методы их расчёта. Во втором разделе рассматриваются основные положения теории устойчивости и управляемости и их приложение к задачам устойчивости и управляемости современных гражданских ВС, характеристики устойчивости и управляемости этих ВС на различных режимах и в различных эксплуатационных условиях полёта, их роль в обеспечении безопасности полёта и основные требования к ним. Последний раздел посвящён особенностям аэродинамики и динамики ВС при полёте на больших углах атаки, на больших скоростях и числах М, в сложных метеоусловиях и при отказах авиационной техники. Изучению дисциплины студентам ЛЭГВС очного и заочного обучения, командного и заочного факультетов и факультета ЛЭ отведено два семестра согласно учебным планам и программам курса. Студенты других специализаций изучают дисциплину в соответствии с их учебными тематическими планами и программами. Основной (базовый) материал курса для студентов очного обучения излагается на лекциях. Для лучшего усвоения материала курса и выработки навыков по практическому применению полученных знаний учебными планами и программами предусматриваются практические и лабораторные занятия, выполнение курсовой и двух контрольных работ по основным разделам курса и сдача экзамена в конце семестра. Курсовая, контрольные и лабораторные работы выполняются в соответствии с учебными программами и методическими указаниями по их выполнению. Основной формой изучения дисциплины студентами заочной формы обучения является самостоятельная работа с рекомендуемой литературой, которая должна проходить в следующем порядке: - ознакомление с содержанием темы по программе курса; - изучение рекомендуемых программой и данными методическими указаниями материалов; - проверка знания изученного материала по контрольным вопросам, приведенным в методических указаниях; - выполнение курсовой и контрольных работ согласно учебным программам курса, которые заблаговременно представляются на кафедру 6 аэродинамики и динамики полёта Университета ГА для их очного или заочного рецензирования. К защите курсовой работы допускаются студенты, получившие положительную рецензию на КУР. К сдаче экзамена допускаются студенты, имеющие зачтённые лабораторные работы, успешно защитившие КУР и получившие положительные рецензии на КР в соответствии со сроками, предусмотренными учебными программами и графиками. Лабораторные работы выполняются во время экзаменационной сессии. В порядке исключения студентам заочной формы обучения предоставляется возможность очного рецензирования, защиты курсовой работы, контрольной работы и сдача экзаменов во время сессии. На экзамене от студента требуется знание материала курса, понимание физической сущности рассматриваемых процессов и умение использовать свои знания применительно к конкретным практическим задачам лётной или технической эксплуатации ВС и их систем, управления воздушным движением и т.п. Теоретические сведения Раздел 1. Аэродинамика 1.1. Основные уравнения аэродинамики Давление воздушной среды, температура и плотность, связанные между собой уравнением состояния, хорошо известны из физики, термодинамики и метеорологии, т.е. из научных дисциплин, предшествующих аэродинамике. Надо вспомнить размерность величин (параметров), характеризующих эти свойства ( Р,ρ, Т, а, V), и их молекулярно-кинетическую природу. Особое значение в аэродинамике придают таким свойствам воздуха, как вязкость (внутреннее трение в жидкостях и газах) и сжимаемость. Следует обратить внимание на связь между модулем сжимаемости и скоростью звука в среде; вспомнить из курса метеорологии понятие стандартной атмосферы (СА), которая показывает, как изменяются основные параметры воздуха (Р,ρ, Т, а, V) с высотой. В теме кратко рассматривается математический аппарат современной теоретической аэродинамики. В основе этого аппарата, то есть аналитических средств аэродинамики, лежит представление о непрерывности воздушной среды. В действительности же на высотах около 50-100 км и более над уровнем океана, где длина свободного пробега молекул становится очень большой, понятие непрерывности (сплошность или континуум) неприменимо, оно заменяется статистическими представлениями молекулярно-кинетической теории газов. На высотах, используемых в гражданской авиации, длина свободного пробега ничтожно мала (примерно 10-7 м), поэтому воздух можно считать континуумом и дифференцировать сколь угодно малые его объёмы и 7 массы. Это позволяет использовать понятие о потоке как о непрерывном поле скоростей, плотностей, давлений и температур. При этом отличают скорость в данной точке потока от скорости элементарной частицы воздуха, движущейся по той или иной траектории около воздушного судна. Важное значение имеет понятие о линиях тока в стационарном, то есть установившемся потоке. Это понятие позволяет мысленно разделить воздушный поток на несколько потоков, классифицировать их, рассматривать вместо сложных пространственных течений более простые – плоскопараллельные, симметричные и, наконец, просто одномерные струйные течения. Исследуя элементарную частицу, то есть малую массу газа, движущуюся около самолёта, взятую в форме прямоугольного параллелепипеда, и определяя действующие на нее силы, можно по правилам теоретической механики составить уравнения её движения–уравнения Эйлера для идеальных жидкостей и газов. Интегрирование этих дифференциальных уравнений позволяет наиболее общим способом вывести очень важное уравнение Бернулли, которое наряду с другими принципиальными уравнениями неразрывности и уже известным уравнением состояния составляет совокупность основных уравнений аэродинамики. Для пограничного слоя, в котором приходится учитывать свойства жидкости, в теоретической аэродинамике выводят более сложные уравнения, не рассматриваемые в данном курсе. Затем в теме без доказательств и выводов кратко рассматриваются основные закономерности вихревых движений жидкостей и газов, анализируются уравнения энергии для адиабатического течения в струйке газа. При этом необходимо вспомнить ряд основных понятий, уже известных из курса термодинамики (критическая и максимальная скорости газа, температура и давление торможения, газодинамические функции и др.), связав их с задачами аэродинамики. Вопросы и задания 1. Что представляет собой температура воздуха Т с точки зрения молекулярно-кинетической теории газов? 2. Как связаны между собой давление, плотность и температура воздуха? 3. Каковы размерности плотности, давления и удельного веса (весовая плотность) воздуха в системе СИ и технической системе единиц ? 4. Что такое относительная плотность воздуха, как она обозначается и изменяется с высотой? 5. Что определяют два основных коэффициента вязкости µ, υ и какова их размерность в технической системе и системе СИ? 6. Что такое пограничный слой? 7. Как связаны модуль сжимаемости и скорость звука? 8. Как показать, что скорость звука в конечном счёте зависит только от температуры? 8 9. При каких условиях число М равно нулю? 10. Какие параметры воздуха включают в таблицу СА? 11. В чём сущность понятия “континуум”? До каких высот можно применять допущение в континууме? 12. Что такое принцип обратимости движения? 13. Каковы два основных способа представления потока в теоретической аэродинамике? 14. Какую классификацию потоков Вы знаете? 15. Дайте определение траекторий, линий тока, трубок тока, струек, вихревых нитей и вихревых трубок. 16. Что представляет собой уравнение неразрывности? Из каких положений его выводят? 17. Объясните физический смысл уравнений Эйлера, из каких соображений они выведены? 18. При каких предположениях из уравнений Эйлера можно вывести уравнение Бернулли? Каков его физический смысл? Что представляет собой уравнение Бернулли в дифференциальной форме? 19. Что такое критическая и максимальная (предельная) скорости потока газа при адиабатическом течении? 20. Что означает термин «параметры торможения»? 21. Напишите формулы давления торможения в несжимаемом и сжимаемом потоке, выразив это давление через число М. 22. На какой формуле базируется градуировка указателя числа М? 23. В чём причина аэродинамического нагрева? В каких точках крыла и других частях сверхзвукового самолёта он возникает? 24. Чем отличается индикаторная и приборная скорости от истинной? 1.2. Свойства дозвуковых и сверхзвуковых течений газа и их использование в авиационной технике Изучение этой темы имеет большое значение для лётной эксплуатации самолётов при скоростях, близких к скорости звука и больших. В этом случае на крыле, оперении и фюзеляже могут даже при дозвуковом полёте (при М<1) возникать местные сверхзвуковые зоны, внутри которых существует сверхзвуковое течение. Сверхзвуковой поток имеет вызываемые телом особенности: возмущения не могут распространиться или передаваться вперёд, так как скорость их распространения обычно равна звуковой и в любом случае меньше, чем скорость самого потока. Поэтому у тел возникает головная волна, которая отделяет невозмущённую часть набегающего потока от возмущённой. Такая волна в определённых условиях имеет форму конуса. 9 Другая особенность сверхзвукового потока – его способность разгоняться при расширении струй и скачкообразно тормозиться при их сужении. Таким образом, в сверхзвуковом потоке могут возникнуть скачки уплотнения или ударные волны, изучение которых имеет большое научное и практическое значение. Необходимо обратить особое внимание на формулы, связывающие параметры газа (Р, ρ, Т, V) до и после скачка. Принципиальное значение имеет формула зависимости между относительным приращением скорости dV/V и относительным изменением db/b площади сечения струи. Необходимо знать, как эту формулу выводить, уметь её анализировать, показывая различный характер закономерностей дозвукового и сверхзвукового потоков. Надо уметь проводить аналогию между струями, обтекающими профиль крыла, фюзеляжа, и течением внутри сверхзвукового сопла. Следует обратить внимание на формулы потерь механической энергии в скачке и уменьшения давления в критической точке тела за головной ударной волной. Вопросы и задания 1. Какова формула связи между относительными изменениями сечений струи и скорости потока? Какие выводы качественного характера вытекают из этой формулы? 2. Почему в сужающемся сопле не может быть получена сверхзвуковая скорость? 3. Что такое угол, конус и волна возмущения? Какова зависимость между углом возмущения и числом М? 4. В чём физическое различие в обтекании сверхзвуковым потоком стенок, образующих тупые углы больше и меньше 1800? 5. Из каких условий выводят четыре основных уравнения скачков уплотнения? 6. Какова связь между скоростями до и после скачка для косого и прямого скачков? 7. Как связаны между собой и с числом М углы наклона косых скачков β и υ углы поворота потока за ним? Изобразите эту зависимость графически. 8. Как можно вычислить давление в критической точке тела, обтекаемого сверхзвуковым потоком? 9. От чего зависят скорость распространения свободной ударной волны и скорость спутного потока за ней? 1.3. Аэродинамика несущих поверхностей при малых числах М Аэродинамика как наука возникла из практических потребностей определять силы, действующие на воздушное судно при полёте в атмосфере. 10 Эти силы (результат сложного взаимодействия между движущимся телом и воздушной средой) обусловлены неравномерным распределением давлений и сил вязкого трения на поверхности воздушного судна. Аэродинамические силы, действующие в полёте на отдельные части самолёта (вертолёта), являются результирующими (равнодействующими) местных распределённых сил давления и сил трения. Они зависят от многих факторов, характеризующих воздушную среду (плотность, вязкость, сжимаемость и т.д.), поток (скорость, турбулентность) и тело (размеры, форма, состояние поверхности, положение по отношению к набегающему потоку). Обилие факторов, влияющих на величину, направление и точку приложения результирующих сил, действующих как со стороны потока на тело, так и со стороны тела на поток, очень усложняет задачу определения этих сил. В начале XVII века Ньютоном были выделены главные факторы, определяющие аэродинамическую силу: размеры тела, скорость, плотность среды и угол наклона поверхности тела к потоку; лишь в XIX-XX вв. стали учитывать влияние остальных факторов через аэродинамические коэффициенты с помощью теории подобия. В настоящее время аэродинамическая сила и её отдельные компоненты (подъёмная сила, лобовое сопротивление, боковая сила, аэродинамические моменты тангажа, рыскания и крена) могут быть определены экспериментально на моделях, при полётах в натуре, а в отдельных случаях и путём расчётов, основанных на теоретических предпосылках. Теоретико-расчётные способы определения коэффициентов аэродинамических сил крыльев, тел вращения и других частей воздушного судна основаны на использовании уравнений теоретической аэродинамики. Эти уравнения сложны, но численное интегрирование их на ЭВЦМ может дать полную картину распределения давления и сил трения на самом теле и во всём поле потока, что очень важно с научной и практической точек зрения. Надо обратить особое внимание на выводы из теории аэродинамического подобия. Необходимо запомнить основные критерии подобия, т.е. числа Re, M, ε (критерий турбулентности потоков), и уяснить связь между ними и аэродинамическими коэффициентами CR, CX, CY, Cm, а также понять физическую природу этой связи. Следует также обратить внимание на основные положения теории пограничного слоя, закрепив в памяти формулы толщин и коэффициентов трения для ламинарного и турбулентного пограничных слоёв. Большое значение для лётной эксплуатации имеет явление срыва пограничного слоя. Необходимо хорошо разобраться в причинах срыва и в его связи с градиентом давления и структурой пограничного слоя. В теме рассматриваются зависимости аэродинамических коэффициентов от геометрических параметров крыла и от угла атаки при постоянно малом числе М. В этом случае влияние сжимаемости пренебрежимо мало. Значение диаграммы распределения коэффициента давления для понимания аэродинамических явлений, связанных с различными 11 режимами полёта, велико и поэтому на них следует обратить серьёзное внимание. Вначале надо изучить аэродинамические характеристики профиля: поляру, графики CY(α) Cx (α) и Cm(CY), затем эти же характеристики крыльев конечного размаха, для которых свойственно индуктивное сопротивление и скос потока, их формулы необходимо запомнить. Достаточное внимание надо уделить стреловидным крыльям, которые приобретают всё большее значение как основное средство преодоления волнового кризиса, и их аэродинамическим особенностям. Вопросы и задания 1. Каковы физические причины возникновения аэродинамических сил? В чём состоит парадокс Даламбера-Эйлера? 2. Из каких составляющих складывается сила лобового сопротивления? 3. Перечислите основные критерии подобия и укажите факторы, влияние которых они отражают. 4. Можно ли получить одновременное подобие на моделях и в натуре по числам Re, М и как это достигается? 5. Из каких частей состоит аэродинамическая труба? Какие типы труб Вы знаете? 6. От чего в основном зависит толщина пограничного слоя? 7. В чём различие ламинарного и турбулентного пограничных слоёв? 8. Какие факторы влияют на положение места перехода ламинарного слоя в турбулентный? 9. Как и почему происходит отрыв пограничного слоя? Какой слой более устойчив против действия продольного градиента давления и почему? 10. Как влияет структура пограничного слоя на сопротивление трения и на аэродинамический нагрев? 11. Каким образом влияет сжимаемость воздуха на пограничный слой? 12. Перечислите основные геометрические параметры профиля и крыла в плане. Какие оси координат применяют в аэродинамике воздушных судов? 13. Назовите характерные углы атаки и укажите их связь с режимами полёта самолёта. Укажите характерные значения аэродинамических коэффициентов. 14. Почему крыло с несимметричным профилем имеет CY неравным 0 при α=0? 15. Какие аэродинамические коэффициенты профиля изменяются по линейному закону в диапазоне лётных углов атаки? Как можно в виде формул записать эти закономерности? 16. В чём причина возникновения индуктивного сопротивления и от каких геометрических (конструктивных) факторов оно зависит? 12 17. Что называют центром давления и фокусом крыла? Как определить их местоположение? 18. Какие Вы знаете основные способы повышения CY max? 19. На какие аэродинамические коэффициенты и как именно влияет угол стреловидности крыла? 20. В чём физические особенности обтекания стреловидного крыла? 1.4. Аэродинамические характеристики воздушного судна Крыло в основном определяет аэродинамические, а следовательно и лётно-технические качества самолёта, однако существенное влияние на них могут оказывать крупные части самолёта: фюзеляж, мотогондолы, горизонтальное и вертикальное оперение. Эти детали летательного аппарата мало влияют на подъёмную силу, но могут значительно увеличить лобовое сопротивление, а также смещать центр давления и фокус самолёта по сравнению с центром давления и фокусом крыла. В данной теме рассматривают только возрастание сопротивления за счёт ненесущих частей и метод расчёта и построение поляр самолёта на основе известных поляр крыльев. Значительное внимание уделяется и так называемому «интерференционному сопротивлению», возникающему в результате взаимного влияния частей самолёта (в основном крыла и фюзеляжа). Вопросы и задания 1. Из каких переменных (зависящих от угла атаки) и постоянных (не зависящих от угла атаки) частей складывается коэффициент сопротивления самолёта? 2. Как учитывается интерференция (взаимное аэродинамическое влияние) частей самолёта при расчёте его поляры? 3. Какими способами можно уменьшить вредное сопротивление? 4. Определите величину CX0 по техническому описанию самолёта, на котором Вы летаете. 1.5. Аэродинамические характеристики воздушных винтов самолётов При изучении характеристик воздушных винтов необходимо особое внимание уделить изменению условий работы винта при изменении режима полёта. Следует чётко представлять, как при этом меняются основные параметры, характеризующие работу воздушного винта: относительная поступь, коэффициенты тяги и мощности, КПД винта; ясно понимать преимущества ВИШ перед ВФШ. Особое внимание следует обратить на образование обратной (отрицательной) тяги винтов ТВД и на методы борьбы с ней. Рассматривая обтекание профиля лопасти винта, необходимо объяснить, как и почему возникает обратная тяга, как изменяется она при изменении скорости полёта. 13 Вопросы и задания 1. Перечислите и объясните основные геометрические характеристики воздушных винтов. 2. Объясните физический смысл термина «поступь винта». 3. Напишите формулы для коэффициентов тяги и мощности воздушного винта. 4. Нарисуйте схему работы профиля лопасти винта на режиме прямой (положительной) тяги. 5. Приведите схему работы профиля лопасти винта на режиме обратной (отрицательной) тяги при работающем двигателе. 6. Нарисуйте схему работы профиля лопасти винта на режиме обратной тяги при неработающем двигателе (при авторотации винта). 7. Для чего нужен промежуточный упор лопастей винта? 8. Почему обратная тяга характерна только для ТВД? 9. Нарисуйте и объясните кривые располагаемых тяг ТВД при различных расходах топлива. 10. Как влияет сжимаемость воздуха на работу воздушного винта? 11. Чем сверхзвуковой винт отличается от обычного? 12. Что такое эквивалентная мощность ТВД? 13. Как строится зависимость располагаемой мощности самолёта с ТВД от скорости полёта? 1.6. Аэродинамическая характеристики несущих винтов вертолётов При изучении темы следует обратить внимание на отличие аэродинамических характеристик несущего и тянущего винтов. Продумать расчёт тяг и мощностей несущего винта по простейшей теории активного диска, проанализировать основную формулу этой теории для висения – формулу Жуковского – Валькера со степенью 2/3. Рассматривая маховые движения лопастей несущего винта, проследить причины завала конуса лопастей назад и вбок при косой обдувке, обратить внимание на аналогию работы несущего винта самолёта. Вопросы и задания 1. По какому принципу классифицируются схемы вертолётов? 2. На чём основан принцип действия автомата перекоса? 3. От каких параметров зависят коэффициенты тяги и момента несущего винта? 4. Каковы основные предположения теории активного диска? 5. Как при данной тяге мощность, потребляемая несущим винтом на режиме висения, зависит от диаметра несущего винта? 14 6. Каково назначение горизонтальных и вертикальных шарниров в подвеске лопастей несущего винта? 7. Какие моменты действуют на лопасть в плоскости её вращения? 8. Каковы причины «завала» конуса лопастей несущего винта назад и вбок при косой обдувке? 9. Чем ограничивается максимальная скорость полёта вертолёта? 10. Напишите формулу для индуктивной скорости несущего винта при косой обдувке в случае достаточно большой и достаточно малой скоростей косой обдувки. 1.7. Особенности аэродинамики современных ВС Вследствие того, что диапазон режимов полёта современных самолётов непрерывно расширяется в сторону больших скоростей, влияние сжимаемости воздуха на аэродинамические, а следовательно и на лётно-эксплуатационные характеристики, становится более значительным. Это влияние отражается зависимостью аэродинамических коэффициентов от числа М. Существует пять областей аэродинамики, соответствующих пяти различным режимам обтекания по числу М. Первая область несжимаемых течений (0<М<0,4) соответствует самым малым числам М. Вторая -дозвуковая область, в которой начинает проявляться влияние сжимаемости, хотя ни в одной точке поверхности летательного аппарата скорость не достигает скорости звука. Верхняя граница этой области определяется критическим числом М (Мкр), зависящим от формы тела, угла атаки, и для современных профилей крыльев имеющим значения 0,60-0,80; для тел вращения – 0,80-0,95. После достижения Мкр на поверхностях воздушных судов появляются местные зоны сверхзвуковых скоростей, замыкающиеся скачками уплотнения, и начинается третья область – трансзвуковые или околозвуковые режимы. Эта область характеризуется смешанным дозвуковым и сверхзвуковым обтеканием и возникновением сложного аэродинамического явления, называемого волновым кризисом. Полёт на режимах волнового кризиса связан с нарушением устойчивости и управляемости самолёта, ухудшением аэродинамического качества и уменьшением запаса прочности из-за появления вибрации (тряски). Изучение причин волнового кризиса, мер борьбы с его последствиями и способов преодоления кризиса – главная задача темы. Область трансзвуковых режимов заканчивается при числах М, равных 1,2-1,3, когда вокруг воздушного судна поток почти целиком становится сверхзвуковым. Начинается четвёртая область сверхзвуковых режимов, которая при 5 < M < 7 переходит в пятую – гиперзвуковую область. Аэродинамические особенности сверхзвуковых самолётов можно понять, ознакомившись с аэродинамическими характеристиками крыльев при сверхзвуковых скоростях и способами их определения. Надо выяснить, какие формы должен иметь сверхзвуковой самолёт, чтобы обеспечить большую скорость полёта. Нужно уметь приближённо оценивать аэродинамические 15 характеристики сверхзвукового самолёта по линейной теории и знать вид этих характеристик во всём диапазоне крейсерского числа М. Вопросы и задания 1. Как определяются коэффициенты подъёмной силы, момента тангажа в дозвуковом потоке с учётом сжимаемости, если известна их величина в несжимаемом потоке? 2. Что представляет собой явление волнового кризиса? 3. Что называется критическим числом М? 4. От каких факторов зависит число М? 5. Как и где развиваются сверхзвуковые зоны на крыле в условиях трансзвукового обтекания? 6. Изобразите графически изменение аэродинамических коэффициентов с увеличением числа М. 7. Чем объясняется падение коэффициента подъёмной силы CY крыла после достижения Мкр? 8. Объясните причину возрастания коэффициента CX после достижения Мкр? 9. Какие Вы знаете средства «отодвигания» и «преодоления» волнового кризиса? 10. Как (приближённо) определяют Мкр для стреловидного крыла? 11. Какова форма профилей крыльев для самолётов, летающих с околозвуковыми скоростями? 12. Чем объясняется возрастание Мкр крыльев малых удлинений? 13. В чем состоит явление «затягивания в пикирование», чем оно объясняется и как с ним бороться? 14. В чём состоит явление «обратной реакции по крену»? 15. Какие требования предъявляют к сверхзвуковым профилям? 16. Как влияет толщина профиля на коэффициент волнового сопротивления при сверхзвуковых скоростях? 17. Как влияют концы сверхзвукового крыла на его аэродинамические коэффициенты? 18. Что понимают под термином «дозвуковая передняя кромка» крыла сверхзвукового самолёта? 19. Куда смещается центр давления и фокус прямоугольного крыла (профиль) при переходе на сверхзвуковые режимы? 20. Из каких переменных (зависящих от угла атаки) и постоянных (не зависящих от угла атаки) частей складывается коэффициент сопротивления самолёта? 21. Как учитывается интерференция (взаимное аэродинамическое влияние) частей самолёта при расчёте его поляры? 22. Какими способами можно уменьшить вредное сопротивление? 16 23. Определите величину CX0 по техническому описанию самолёта, на котором Вы летаете. 1.8 Аэродинамика особых случаев полёта К числу особых случаев полёта можно отнести: выход самолёта на большие углы атаки, скорости и числа М полёта, попадание в условия сильной атмосферной турбулентности, в условия сдвига ветра, в зону спутного следа, обледенение; полёт при отказах авиационной техники (отказ одного или нескольких двигателей, механизма управления поворотным стабилизатором, несимметричный выпуск закрылков и т.п.) Безопасность полёта в указанных случаях во многом зависит от своевременных действий экипажа, знания особенностей аэродинамики самолёта при попадании в эти условия. Существенные изменения аэродинамических характеристик самолёта в большинстве перечисленных случаев приводят к значительному изменению аэродинамических сил и моментов, действующих на самолёт, а следовательно и его поведения, устойчивости и управляемости. Изучение особенностей аэродинамических характеристик самолёта при попадании в особые ситуации и является основной задачей данной темы. Вопросы и задания 1. Что Вы понимаете под безопасностью полёта, под уровнем безопасности полёта? 2. Назовите виды особых ситуаций. 3. Что подразумевается под ожидаемыми условиями эксплуатации? 4. Назовите возможные причины Выхода самолёта на большие углы атаки? 5. Каковы особенности срыва потока на больших углах атаки у самолётов с прямым и стреловидным крылом? 6. Поясните особенности сваливания указанных самолётов, своего самолёта. 7. Каковы требования норм лётной годности (НЛГС) к аэродинамическим характеристикам самолёта на больших углах атаки? 8. Поясните характер влияния сжимаемости воздуха на коэффициенты CY, CX, положение центра давления, фокуса крыла и самолёта на характер изменения аэродинамических сил. 9. Как изменяется αдоп, CY доп с увеличением числа М? Возможно ли сваливание самолёта на больших скоростях (числах М) полёта? 10. Каковы особенности обтекания стреловидного крыла на больших числах М при наличии скольжения и их возможные последствия? 17 11. Каковы требования НЛГС к аэродинамическим характеристикам самолёта на больших скоростях и числах М полёта? 12. Каковы особенности аэродинамики самолёта при попадании в условия атмосферной турбулентности? 13. Поясните дополнительные ограничения аэродинамических параметров α, CY, nY, V при полёте в турбулентной атмосфере. 14. Что представляет собой спутный след? 15. От каких факторов зависит интенсивность (мощность) и время существования спутного следа? 16. В чём опасность попадания в спутный след? 17. Что понимается под сдвигом ветра? В чём опасность попадания самолёта в условия сдвига ветра? 18. Поясните физику влияния режима работы двигателей, отказа одного или нескольких двигателей (ТВД, ТРД) на аэродинамические характеристики самолёта. 19. В чём опасность несимметричного выпуска механизации крыла, механизма управления поворотным стабилизатором? 20. Каким образом изменяются аэродинамические характеристики самолёта при обледенении крыла, оперения и др.? В чём опасность обледенения? |