Главная страница
Навигация по странице:

  • Профилем крыла

  • Рисунок 3.2 Формы профилей крыла

  • Рисунок 3.3 Геометрические характеристики профиля

  • Относительная толщина

  • Координата максимальной толщины

  • Относительная кривизна

  • Стрелкой прогиба

  • Рисунок3.3-1 Угол установки крыла

  • 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.
    НазваниеУчебное 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
    АнкорЛекции по аэродинамике.doc
    Дата28.01.2017
    Размер9.65 Mb.
    Формат файлаdoc
    Имя файлаЛекции по аэродинамике.doc
    ТипУчебное пособие
    #243
    страница7 из 40
    1   2   3   4   5   6   7   8   9   10   ...   40

    Тема 1.3. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ




    Основные части самолета



    Основными частями самолета являются: крыло, фюзеляж, оперение, шасси, силовая установка и система управления (Рисунок3.1 ).

    Крыло 2 является несущей поверхностью самолета, создает подъемную силу и обеспечивает поперечную устойчивость самолета.

    Фюзеляж 1 самолета служит для крепления крыла и оперения, а также для размещения экипажа, оборудования и различных грузов.

    Горизонтальное оперение состоит из подвижной части – стабилизатора 9 и подвижной части – руля высоты 8.

    Стабилизатор обеспечивает продольную устойчивость самолета.

    Руль высоты является органом продольной управляемости самолета и служит для нарушения или восстановления продольного равновесия самолета.

    Вертикальное оперение состоит из неподвижной части – киля 7 и подвижной – руля направления 6.

    Киль обеспечивает путевую устойчивость самолета.

    Руль направления является органом путевой управляемости и служит для нарушения или восстановления путевого равновесия самолета.

    Элероны 3 являются органом поперечной управляемости и предназначены для нарушения или восстановления поперечного равновесия самолета.

    Шасси 4 – система опор самолета, необходимая для стоянки, движения по земле, взлета и посадки. Для уменьшения сопротивления на современных скоростных самолетах шасси в полете убирается.

    Силовая установка 5 служит для создания силы тяги, необходимой для перемещения самолета. В настоящее время получили широкое применение три типа силовых установок: винтомоторные, реактивные и турбовинтовые.

    Геометрические характеристики крыла



    Они определяются формой профиля, формой в плане и видом крыла спереди.

    Профилем крыла называется форма (контур) сечения крыла, получаемая от пересечения крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета. На Рисунок3.2 показаны формы профилей крыла.

    Рисунок 3.2 Формы профилей крыла

    1 - симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - S-образный;6 -ламиниризированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 - видный
    Крылья первых самолетов представляли собой тонкие изогнутые пластины.

    В 1910 – 1912 гг. Н.Е. Жуковским был теоретически разработан вогнутый профиль крыла 4, обладающий большой несущей способностью.

    В дальнейшем перешли к плосковыпуклым и двояковыпуклым профилям 2,3.

    S-образные профили 5 обладают лучшими характеристиками устойчивости. Ламинаризированные профили 6 обладают пониженным сопротивлением при полетах на максимальной скорости.

    Для сверхзвуковых самолетов были разработаны чечевицеобразные профили крыла 7, образованные пересечением дуг окружностей.

    Для гиперзвуковых полетов применяются ромбовидные и клиновидные профили 8,9 , предложенные К.Э. Циолковским .

    Основными характеристиками профиля крыла являются (Рисунок3.3):

    - хорда;

    - относительная толщина;

    - относительная кривизна;

    - координата максимальной толщины.



    Рисунок 3.3 Геометрические характеристики профиля


    Хордой b называется отрезок, соединяющий точку ребра атаки и точку ребра обтекания концевые точки профиля.

    Относительная толщина – это отношение максимальной толщины профиля к его хорде , измеряемое в процентах от длины хорды:

    .

    Здесь: cmax- максимальная толщина. Это расстояние между верхним и нижним скатами профиля

    Относительная толщина профилей крыльев современных дозвуковых самолетов лежит в пределах 10 – 15%, а сверхзвуковых – в пределах 2,5 – 5%. Чем тоньше профиль, тем меньше сопротивление крыла. Но при таком профиле несущие свойства и прочностные характеристики крыла ухудшаются.

    Координата максимальной толщины профиля . Измеряется в процентах от хорды, считая от носка хорды:

    ,

    Для дозвуковых профилей равна 25 – 30%, для сверхзвуковых равна 50%. Эта координата показывает, где расположена точка перехода ламинарного течения пограничного слоя в турбулентный.

    Относительная кривизна (вогнутость) профиля – это отношение стрелки прогиба средней линии профиля к его хорде, измеряемое в процентах:

    .

    Здесь: fmaxмаксимальная кривизна (стрелка прогиба).
    Стрелкой прогиба называется максимальное отклонение средней линии профиля от его хорды.

    Средняя линия профиля – это линия, проходящая через середины отрезков, соединяющих точки с одинаковой координатой на верхнем и нижнем обводах профиля.

    Относительная кривизна профилей крыльев современных самолетов колеблется в пределах от 0% до 2%.

    Относительная толщина и относительная кривизна профилей крыла являются важными характеристиками, влияющими на подъемную силу крыла

    Исходя из требований аэродинамики и из конструктивных соображений крыло набирают из профилей с разной относительной толщиной. В корневых сечениях крыла из соображений прочности ставят более толстые профили, а на концах крыла – более тонкие.

    Для получения нужных характеристик устойчивости кривизну профилей увеличивают от корня к концам крыла. Такие крылья называются аэродинамически закрученными.

    Хорды профилей, составляющих крыло, могут иметь разные углы по отношению к оси фюзеляжа, которые у корня крыла больше, а на конце – меньше. Такие крылья называются геометрически закрученными. Угол, образованный так называемой средней аэродинамической хордой крыла (САХ) с осью фюзеляжа, называется углом установки крыла(Рисунок3.3-1).

    Рисунок3.3-1 Угол установки крыла

    Величина угла установки выбирается из условий наименьшего лобового сопротивления самолета при полете с максимальной скоростью и составляет примерно 0 – 3°.

    1   2   3   4   5   6   7   8   9   10   ...   40


    написать администратору сайта