Лекции по аэродинамике. Учебное пособие по аэродинамике содержание содержание 2 раздел I. Основы аэродинамики 4 Тема основные понятия и законы аэродинамики 4 Классификация летательных аппаратов 5 атмосфера земли 6
 Скачать 9.65 Mb.
|
Аэродинамические силы летательного аппаратаСамолет, как летательный аппарат, состоит из элементов конструкции, которые называются несущими и ненесущими. Крыло считается несущей частью самолета, поэтому подъемная сила самолета примерно равна подъемной силе его крыла:  Y САМ  Yа КР. Так как аэродинамические силы пропорциональны своим коэффициентам, то Cy сам Сyкр. Лобовое сопротивление самолета складывается из сопротивления всех его частей: крыла, фюзеляжа, хвостового оперения, силовой установки. Но экспериментально установлено, что сопротивление компоновки самолета не равно сумме сопротивления его частей, так как дополнительное сопротивление создает так называемая интерференция:  .Интерференция- это взаимное влияние частей самолета друг на друга Она возникает вследствие взаимодействия потоков, обтекающих близко расположенные части самолета, например, крыло и фюзеляж, крыло и хвостовое оперение и т.д.  Рисунок 3.23 Интерференция крыла с фюзеляжем. Из-за разных скоростей течения струек на соседних частях самолета происходит завихрение потока и отрыв пограничного слоя. Вредное взаимное влияние усиливается также за счет диффузорного расширения потока в местах сопряжения частей самолета (Рисунок3.23). Разность между сопротивлением самолета и сопротивление его крыла называется вредным сопротивлением, то есть сопротивлением ненесущих частей:  .Таким образом, лобовое сопротивление самолета больше лобового сопротивления крыла на величину вредного сопротивления:  .Через аэродинамические коэффициенты можно записать :  .В диапазоне летных углов атаки коэффициент вредного сопротивления самолета Cxсам изменяется незначительно, поэтому его величину можно считать постоянной, не зависящей от углов атаки. Зная величину вредного сопротивления, можно построить поляру самолета, по которой определяютсяаэродинамические характеристики самолета. Поляру самолета можно получить с помощью поляры крыла путем прибавления величины Сxвр к Сx крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла на величину Сxвр (Рисунок 3.24).  Рисунок 3.24 Поляры крыла и самолета Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета производится так же, как это делается на поляре крыла. -Угол атаки нулевой подъемной силы самолета практически не отличается. При α0 возможно только вертикальное движение самолета вниз, называемое отвесным пикированием. -На угле атаки минимального лобового сопротивления αxмин коэффициент  имеет минимальное значение. На углах атаки, близких к α xмин , полет совершается с максимальной скоростью.-Наивыгоднейший угол атаки (αнв) определяется путем проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла. Это указывает на увеличение угла качества для самолета, а так как  , можно сделать вывод, что аэродинамическое качество самолета всегда меньше аэродинамического качества его крыла.Наивыгоднейший угол атаки αнв самолета больше, чем для крыла, на 2 – 3°.На этом угле атаки самолет имеет наибольшую дальность планирования, а также высокую экономичность полета. -Критический угол атаки самолета αкр по своей величине не отличается от αкр крыла:  . Максимальные значения коэффициентов подъемной силы крыла и самолета практически одинаковы: Cyкр Cyсам. На критическом угле атаки происходит сваливание самолета на крыло.- На угле атаки минимального лобового сопротивления α xмин коэффициент имеет минимальное значение. На углах атаки, близких к α xмин, полет совершается с максимальной скоростью.Способы улучшения аэродинамики самолета. Для уменьшения сопротивления самолета совершенствуют его аэродинамические формы, улучшают состояние поверхности, герметизируют конструкцию. Улучшение аэродинамических форм самолета достигается уменьшением количества частей, обтекаемых потоком воздуха; совершенствованием формы всех частей самолета; уменьшением интерференции. Большинство современных самолетов строят по схеме свободно несущего моноплана, без стоек, подкосов, расчалок. Шасси в полете убирается. Грузы размещаются внутри фюзеляжа. Одним из значительных источников сопротивления самолета является фюзеляж. Для уменьшения сопротивления фюзеляжа крыло к нему крепится под некоторым установочным углом (Рисунок3.3-1). Фонарь кабины и другие надстройки “вписываются” в контур фюзеляжа. Силовые установки размещаются внутри фюзеляжа или в удобообтекаемых гондолах. Уменьшение интерференции достигается рациональной аэродинамической компоновкой (взаимным расположением частей самолета) и постановкой зализов. Зализы (заполнители) обеспечивают плавное сопряжение частей самолета и уменьшают угол расширения потока. Это предотвращает образование завихрений и срывов потока. Состояние поверхности самолета влияет на пограничный слой и сопротивление трения. Чтобы избежать повреждения обшивки при техническом обслуживании, ходить по поверхности самолета разрешается только в мягкой обуви. Герметизация конструкции самолета исключает возможность протекания воздуха через щели между ее элементами, завихрения потока и создания дополнительных сопротивлений. От сопротивления самолета зависит экономичность полета. При увеличении сопротивления самолета аэродинамическое качество снижается. Это приводит к увеличению расхода топлива в полете. Механизация крыла На современных самолетах для достижения больших скоростей полета значительно уменьшены площадь крыла и его удлинение. А это отрицательно сказывается на аэродинамическом качестве самолета на взлетно-посадочных режимах. Для удержания самолета в воздухе необходимо, чтобы подъемная сила была равна весу самолета: Y = G. Так как  то можно записать:  Из формулы следует, что для удержания самолета в воздухе с данным весом G на наименьшей скорости нужно, чтобы коэффициент подъемной силы Сy был больше. Профили крыла, имеющие большой Су, обладают, как правило, большим лобовым сопротивлением. А увеличение Сх препятствует увеличению максимальной скорости полета. При проектировании профилей крыла самолета стремятся в первую очередь обеспечить максимальную скорость, а для уменьшения скорости на взлёте и посадке применяют специальные устройства, называемые механизацией крыла. С помощью механизации крыла увеличивается кривизна профиля (в некоторых случаях и площадь крыла). В результате максимальное значение коэффициента подъемной силы значительно возрастает. Эти приспособления при полете на малых углах атаки (при больших скоростях полета) не используются, а применяются лишь на взлете и посадке. Основными видами механизации крыла являются: щитки, закрылки, предкрылки. Щиток представляет собой отклоняющуюся поверхность, которая в убранном положении примыкает к нижней, задней поверхности крыла (Рисунок 3.25). У  величение Сумакс при отклонении щитка объясняется изменением формы профиля крыла и вогнутости (кривизны) профиля.  Рисунок 3.25 Профиль крыла с щитком При отклонении щитка образуется вихревая зона подсасывания между крылом и щитком. За счет отсасывающего действия щитка, скорость потока над крылом возрастает, а давление уменьшается. Кроме того, отклонение щитка повышает давление под крылом. Благодаря этому выпуск щитков увеличивает разность давлений над крылом и под крылом, а, следовательно, и коэффициент подъемной силы Су. Одновременно с увеличением коэффициента подъемной силы увеличивается и коэффициент лобового сопротивления, аэродинамическое качество крыла при этом уменьшается. |