Основы авиации. Ч. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета л. Рецензенты д т. н., проф. Ципенко В. Г., д т. н., проф. Калугин вт. Ефимов В. В. Основы авиации. Часть I. Основы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов Учебное пособие. М мгту га, 2003. 64 с
 Скачать 1.21 Mb.
|
|
1.6.4. Подъемная сила Рассмотрим обтекание двояковыпуклого симметричного профиля идеальным газом (см. рис. 25). Профиль считается симметричным, если он симметричен относительно хорды. Пусть он сначала установлен под углом атаки = 0. В данном случае угол атаки равен углу между вектором скорости набегающего потока V и хордой профиля. 31 Рис. 25. Обтекание симметричного профиля при = 0 без образования подъемной силы) У носка профиля в передней критической точке A происходит полное торможение потока, статическое давление в этой точке максимально и равно полному давлению. Далее поток разделяется на два один обтекает верхнюю поверхность профиля, другой – нижнюю. У задней кромки профиля потоки опять сливаются в задней критической точке B. В точке B также как ив точке A скорость потока равна 0, потому что здесь сходятся линии тока, идущие по верхней и нижней поверхностям профиля, а частица газа не может одновременно двигаться по двум направлениям. Следовательно, в точке B статическое давление также как ив точке A максимально и равно полному давлению. Но между точками A и B статическое давление отличается от полного давления. Это является следствием того, что в процессе движения от точки A к точке B площади поперечных сечений струек сначала уменьшаются, а потом растут. При этом в соответствии с уравнением неразрывности (10) скорость в струйках будет соответственно сначала расти, а затем падать. Из закона сохранения энергии в аэродинамике (см. уравнение Бернулли (16)) следует, что при увеличении скорости статическое давление уменьшается. Значит, от точки до точки B на верхней и нижней поверхностях профиля будут располагаться зоны относительного разрежения. Поскольку мы рассматриваем симметричный профиль, то величины падения статического давления в этих зонах будут одинаковыми. Это значит, что в направлении, перпендикулярном вектору скорости набегающего потока, на профиль не будет воздействовать составляющая аэродинамической силы, названная выше подъемной. Очевидно, что для того, чтобы получить подъемную силу нужно сделать профиль несимметричным или установить симметричный профиль под некоторым углом атаки 0 (см. рис. 26). Рассмотрим обтекание профиля потоком под углом атаки > 0. В этом случае струйка, обтекающая профиль сверху будет иметь большее сужение, 32 чем струйка, обтекающая профиль снизу, а значит скорость в верхней струйке будет больше, чем в нижней (в > н. Это приведет к тому, что наверх- ней поверхности профиля статическое давление будет меньше, чем на нижней (в < н. Из-за этой разности образуется аэродинамическая подъемная сила, направленная вверх. Рис. 26. Обтекание профилей с образованием подъемной силы Естественно предположить, что чем больше угол атаки или вогнутость профиля, тем больше будет и подъемная сила. Рассмотрим вначале влияние угла атаки на подъемную силу симметричного профиля. В формуле подъемной силы (35) имеется коэффициент, который зависит от угла атаки – это коэффициент подъемной силы C ya . График зависимости C ya от для симметричного и несимметричного профилей представлен на рис. 27, из которого видно, что при малых углах атаки коэффициент подъемной силы зависит от линейно. 33 Рис. 27. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки Если профиль имеет положительную относительную вогнутость, то кривая f C ya смещается плоскопараллельно вверх. Угол атаки, при котором обозначается 0 , в данном случае 0 < 0. Легко видеть, что при одном и том же угле атаки профиль, имеющий большую относительную вогнутость, будет иметь больший коэффициент подъемной силы. На больших углах атаки нарушается плавное обтекание профиля. Это происходит из-за влияния вязкости на движение частиц в пограничном слое. В процессе движения вдоль верхней поверхности профиля частицы воздуха будут терять скорость. На каком-то этапе им не хватит кинетической энергии, чтобы двигаться дальше вдоль поверхности. В итоге на некотором участке верхней поверхности профиля произойдет отрыв пограничного слоя. Это явление приводит к нарушению линейности зависимости При увеличении угла атаки зона отрыва также будет увеличиваться, но коэффициент подъемной силы C ya при этом продолжает расти и достигает своего максимального значения C yamax . Угол атаки, который соответствует C yamax , называется критическим углом атаки кр (см. рис. 28). Величина критического угла атаки, как правило, не превышает 20. При дальнейшем увеличении угла атаки отрыв потока достигнет интенсивности, при которой коэффициент подъемной силы будет резко падать. Рис. 28. Соответствие максимального значения коэффициента подъемной силы критическому углу атаки 34 1.6.5. Сила лобового сопротивления Выше мы отметили, что сила лобового сопротивления складывается из сил, действующих на все части самолета, обтекаемые потоком. Но для упрощения и сокращения объема излагаемого материала рассмотрим только силу лобового сопротивления, возникающую на крыле самолета. Соответственно в качестве характерной площади будем использовать площадь крыла. Сила лобового сопротивления крыла складывается из сил различной природы. В общем случае силу лобового сопротивления можно представить в виде следующей суммы вл д тр a i a a a a X X X X X (40) где тр a X – сила сопротивления трения д – сила сопротивления давления i a X – сила индуктивного сопротивления вл a X – сила волнового сопротивления. Сила сопротивления трения тр a X возникает из-за вязкости воздуха. Выше мы рассматривали это свойство воздуха и выяснили, что у поверхности обтекаемого тела образуется тонкий пограничный слой, в котором возникают касательные напряжения трения (см. формулу (3)). Из-за действия этих напряжений и возникает сила сопротивления трения. Коэффициент сопротивления трения будет равен кр 2 тр тр 2 S V X C a xa (41) Сила сопротивления давления д возникает из-за разности давлений, действующих на носовую и хвостовую части обтекаемого тела. Здесь также играет роль вязкость. В процессе обтекания профиля крыла см. рис. 29), толщина пограничного слоя постепенно нарастает отв передней критической точке А) до некоторого значения у задней кромки крыла. В результате задняя критическая точка Вне реализуется, те. скорость потока на задней кромке неравна, как это имеет место быть в случае идеального газа. Вследствие этого статическое давление здесь будет несколько меньше полного давления, те. давления в точке А. Таким образом, возникнет перепад давлений, действующих на носовую и хвостовую части профиля. Результирующая сила будет направлена в сторону хвостовой части, а значит будет создавать сопротивление движению летательного аппарата. Рис. 29. Обтекание профиля крыла вязким газом Коэффициент сопротивления давления будет равен кр 2 д д) Сила индуктивного сопротивления появляется, когда на крыле самолета возникает подъемная сила. Реальное крыло самолета имеет конечный размах. Поэтому при возникновении перепада давлений над крылом и под ним частицы воздуха из зоны повышенного давления под крылом перетекают через боковые кромки в зону пониженного давления над крылом (см. рис. 30). В результате возникают вихри, уносимые набегающим потоком. Помимо уменьшения подъемной силы эти вихри создают также дополнительное лобовое сопротивление, называемое индуктивным, те. индуцируемым подъемной силой. Рис. 30. Образование концевых вихрей на крыле конечного размаха Понять природу возникновения силы индуктивного сопротивления можно, используя энергетический подход. Двигаясь вперед, крыло отдает воздуху часть своей кинетической энергии, совершая работу по закручиванию масс воздуха. Это эквивалентно воздействию накрыло некоторой силы, которая совершает равную по величине работу, создавая сопротивление движению крыла. Коэффициент индуктивного сопротивления в первом приближении можно оценить по формуле 2 1 ya i xa C C (43) 36 Сила волнового сопротивления вл a X возникает при полетах самолетов на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. В данном курсе мы не будем рассматривать физику образования силы волнового сопротивления. Приведем лишь формулу для расчета коэффициента силы волнового сопротивления кр 2 вл вл 2 S V X C a xa (44) Перепишем формулу (40), перейдя к коэффициентам сил и приняв при этом, что полеты происходят на дозвуковых скоростях, те. без образования силы волнового сопротивления д тр (45) Сумма первых двух слагаемых называется коэффициентом профильного сопротивления и обозначается C xa пр. Тогда выражение (45), учитывая формулу для коэффициента индуктивного сопротивления (43), можно записать в виде пр) Коэффициенты профильного и индуктивного сопротивления зависят от угла атаки (последний в гораздо большей степени. Поэтому и коэффициент силы лобового сопротивления также зависит от угла атаки. График зависимости для симметричного и несимметричного профилей показан на рис. 31. Рис. 31. Зависимость коэффициента силы лобового сопротивления от угла атаки 37 Угол атаки, при котором коэффициент силы лобового сопротивления минимален, обозначается Cxa min 1.6.6. Аэродинамическое качество. Поляра Аэродинамическим качеством называется отношение аэродинамической подъемной силы к силе лобового сопротивления или отношение соответствующих коэффициентов xa ya a a C C X Y K (47) Аэродинамическое качество является одной из важнейших характеристик, отражающих техническое совершенство самолета. Например, от аэродинамического качества в значительной степени зависит дальность полета. Ясно, поэтому, что при создании самолета, задаваясь величиной подъемной силы, стремятся уменьшить лобовое сопротивление, чтобы увеличить качество. Из формулы (46) видно, что существует взаимосвязь между коэффициентами и C xa . Эта зависимость называется поля рой. На рис. 32 приведен график этой зависимости. Рис. 32. Поляра крыла Попытаемся найти такое сочетание значений C ya и C xa , при котором аэродинамическое качество будет максимальным. Это легко сделать графически, проведя касательную к поляре изначала координат. Тангенс угла наклона касательной будет равен максимальному значению аэродинамического качества max tg K . Коэффициент подъемной силы и угол атаки, соответствующие, называются наивыгоднейшими и отмечаются индексом «нв»: нв ya C , нв 38 1.6.7. Аэродинамическая интерференция Практика показывает, что сумма аэродинамических сил, действующих на изолированные части самолета, неравна аэродинамическим силам, действующим на самолет в целом. Это происходит из-за взаимного влияния частей самолета друг на друга в процессе обтекания их набегающим потоком воздуха. Такое явление называется аэродинамической интерференцией. Интерференция возникает как между частями самолета, находящимися в непосредственном соприкосновении (например, крыло и фюзеляж, таки между разнесенными в пространстве (например, крыло и оперение. Физическая сущность аэродинамической интерференции заключается в том, что одна из частей самолета вносит в поток возмущения, вызывающие искривление линий тока, которые обтекают другую часть, что приводит к изменению ее аэродинамических коэффициентов. Причем, как правило, это влияние является взаимным, те. части самолета испытывают влияние друг друга. Влияние аэродинамической интерференции на характеристики самолета может быть как положительным, таки отрицательным. Поэтому при создании самолета стремятся снизить отрицательное влияние интерференции и развить положительное. 1.6.8. Аэродинамические рули и механизация крыла самолета В процессе полета самолета должно обеспечиваться управление его пространственным положением. Для этой цели чаще всего используются аэродинамические рули. Рулями называются подвижные устройства, обтекаемые воздухом, предназначенные для изменения геометрических характеристик частей самолета с целью обеспечения его управления. На самолетах нормальной схемы рули располагаются на оперении и крыле. Оперение самолета делится на вертикальное и горизонтальное. На дозвуковых самолетах оперение состоит из неподвижных частей и рулей. Неподвижная часть вертикального оперения называется килем, подвижная – рулем направления (см. рис. 33). Руль направления обеспечивает управление самолетом по углу рыскания (вокруг нормальной оси связанной системы координат. Неподвижная часть горизонтального оперения называется стабилизатором, а подвижная – рулем высоты. Руль высоты 39 обеспечивает управление самолетом по углу тангажа (вокруг поперечной оси. Рис. 33. Расположение аэродинамических рулей на самолете Для управления самолетом по углу крена (вокруг продольной оси) используются рули, носящие специфическое название – элероны. Эти рулевые поверхности располагаются на концевых частях крыла. Особенность элеронов состоит в том, что они всегда работают в парено отклоняются в противоположные стороны. Если левый элерон отклоняется вниз, то правый отклоняется вверх, и наоборот. Принцип действия рулей состоит в том, что отклоняясь, они изменяют кривизну средней линии профиля, те. вогнутость профиля (см. рис. 34), вследствие чего происходит изменение аэродинамических сил, действующих накрыло или оперение (в зависимости оттого, где эти рули расположены. Это, в свою очередь, вызывает изменение действующих на самолет моментов, что приводит к повороту самолета вокруг той или иной оси. Рис. 34. Изменение кривизны профиля с помощью аэродинамического руля 40 Так, например, если на левом полукрыле отклонить элерон вверх, а на правом соответственно вниз (см. рис. 35), тона левой половине крыла подъемная сила уменьшится, а на правой – увеличится. В результате возникнет момент вокруг продольной оси самолета M x , и самолет накренится на левое полукрыло. Рис. 35. Создание момента крена с помощью элеронов Кроме рулей самолет имеет, как правило, еще целый ряд подвижных устройств, которые также предназначены для изменения его геометрических характеристик. У современных самолетов внешние формы крыльев ориентированы на достижение высоких крейсерских скоростей полета, это приводит к тому, что крылья на режимах взлета и посадки, когда скорости близки к минимальным, не создают достаточной подъемной силы. Чтобы устранить этот недостаток применяют механизацию крыла. Механизацией крыла называются устройства, предназначенные для изменения аэродинамических характеристик крыла с целью увеличения подъемной силы на режимах взлета и посадки. Увеличение подъемной силы крыла при использовании механизации происходит в основном за счет увеличения коэффициента подъемной силы C ya , а также за счет некоторого увеличения площади крыла S кр Выше было показано, что чем больше вогнутость профиля, тем больше будет и коэффициент подъемной силы C ya притом же угле атаки. Чтобы увеличить вогнутость профиля применяется механизация задней кромки крыла см. рис. 36). 41 Рис. 36. Средства механизации задней кромки крыла Простейшей механизацией задней кромки крыла является отклоняемый вниз щиток. Выдвижной щиток позволяет не только увеличить вогнутость профиля в выпущенном положении, но и увеличить площадь крыла. Простой закрылок также лишь увеличивает вогнутость профиля, а выдвижной, кроме того, позволяет увеличить площадь крыла. Чаще всего выдвижной закрылок делается щелевым. Щель создается для того, чтобы воздух с нижней поверхности крыла мог перетекать на верхнюю поверхность и ускорять поток, обдувающий закрылок сверху. Это делается для того, чтобы при больших углах отклонения закрылка не происходило отрыва пограничного слоя сего поверхности. Механизация передней кромки (см. рис. 37) слабо влияет на вогнутость профиля, по крайней мере, этим влиянием можно пренебречь. Ее роль заключается в том, чтобы затянуть начало отрыва пограничного слоя на большие углы атаки. Это позволяет повысить максимальное значение за счет увеличения критического угла атаки. Щитки Крюгера и отклоняемые носки в выпущенном положении уменьшают пик разрежения в районе носовой части профиля, предотвращая тем самым отрыв потока в этом месте. Предкрылки, кроме того, имеют щель подобно той, что используется в щелевых закрылках. Через эту щель воздух перетекает с нижней поверхности профиля на верхнюю, увеличивая при этом скорость потока , что повышает его устойчивость к отрыву. Рис. 37. Средства механизации передней кромки крыла На рис. 38 показано влияние механизации на коэффициент подъемной силы крыла. Рис. 38. Влияние механизации крылана вид зависимости C ya = f () Кроме использования описанной выше механизации крыла для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета используются различные энергетические методы. Они основаны на использовании энергии 43 основных или вспомогательных силовых установок. Здесь может использоваться сжатый воздух, отбираемый от компрессора, струя воздуха, выдуваемая из сопла реактивного двигателя, а также воздух, отбрасываемый воздушным винтом. Эти мероприятия позволяют привнести дополнительную энергию в поток, что затягивает отрыв пограничного слоя на больших углах атаки. При этом также растет скорость потока, обдувающего крыло, что непосредственно увеличивает подъемную силу. 2. Основы динамики полета летательных аппаратов Динамика полета это наука о движении ЛА. Различают движение центра масс ЛА (траекторное движение) и движение ЛА вокруг его центра масс. К первому виду движения относятся горизонтальный полет ЛА, набор высоты, снижение, взлет, посадка, виражи др. В процессе же движения вокруг центра масс ЛА может накреняться набок, задирать или опускать нос, поворачиваться влево или вправо, иными словами, ЛА может вращаться вокруг центра масс. При этом ЛА должен сохранять устойчивость своего положения в пространстве и обладать управляемостью. Рассмотрим сначала траекторное движение, а затем перейдем к устойчивости и управляемости. |