М. М. Расковой г. Тамбова На правах рукописи Васюков А. В. Аэродинамика и динамика полета учебное пособие

Кроме сил давления на тело действуют силы трения, возникающие из-за вязкости воздуха.

Результирующая распределенных по поверхности тела нормальных сил давления и касательных сил трения называется полной аэродинамической силой R.
ело, помещенное в воздушный поток, деформирует струйки тока.

2. 
   Крыло и его назначение. Основные геометрические характеристики крыла.
   

Крыло предназначено для создания подъемной силы и характеризуется следующими геометрическими параметрами (цифры указывают параметры крыла самолета Як-52):

• 
  размах l = 9,5 м;
  
• 
  площадь S = 15 м²;
  
• 
  длина САХ b_a = 1,64 м; b_{0 -} b_k
  
• 
  удлинение крыла  = l ²/ S = 6,01;
  
• 
  сужение крыла  = b₀ / b_к = 1,98.
  

c

b ^. 100 [%]- относительная толщина

3. 
   Основные сведения об углах атаки и скольжения.
   

Для крыла или профиля угол атаки  – это угол между направлением вектора скорости невозмущенного набегающего потока и хордой крыла. Для самолета – вместо хорды крыла берется продольная ось.

α


V_∞

V_∞

П

ри обтекании крыла, имеющего положительный угол атаки, за счет деформаций струек тока, давление на нижней его поверхности оказывается выше, чем на верхней. (Стрелками на рисунке показана разность давлений в точке на поверхности крыла и атмосферного). При этом появляется результирующая аэродинамическая сила R, которая может быть разделена на две составляющие: подъемную силу Y (перпендикулярную вектору скорости) и силу лобового сопротивления Х (параллельную вектору скорости).

Распределение давления по профилю крыла обычно оказывается таким, что на передней четверти крыла создается примерно половина подъемной силы.

Урок 2.

1. 
   Аэродинамические характеристики самолета.
   

с_у = , с_х = .

Для дозвуковых самолетов основным критерием подобия считается угол атаки.

а) Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки (с_у ())

с_{у мах}


с_у
Для Як-52 ₀ = - 1⁰ ; с_у^ = 0,084 1/ град.

_кр. = 18⁰, с_{у мах} = 1,56.

Отклонение щитков увеличивает значение с_у.

.

₀ _кр. α

С_у

Для Як-52 при отсутствии обдувки от винта и убранных шасси и щитках:
с_х0 = 0,0375: А = 0,062.

Выпуск шасси и щитков увеличивают с_х0:

 с_{х шасси} = 0.02:  с_{хщитков} = 0,04:

Остановка винта в полете увеличивает с_х0

 с_хвинта = 0,023-0,03

С_Х0 С_{Х нв} С _х

в) Аэродинамическое качество самолета – это критерий аэродинамического совершенства самолета численно равный отношению подъемной силы к силе лобового сопротивления (или их коэффициентов) при определенном угле атаки

.

При наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество будет максимальным.

Для Як-52 К_мах = 12,5 (с учетом обдувки крыла винтом), С_{у нв} = 0,75 при угле атаки _нв = 8⁰.

Выпуск шасси или щитков резко уменьшают аэродинамическое качество самолета.

Срыв потока с крыла приводит к уменьшению подъемной силы и увеличению лобового сопротивления при увеличении угла атаки.


2. Центр давления самолета.
Центр давления – это точка приложения результирующей аэродинамической силы. В зависимости от отклонения руля высоты он может перемещаться. В установившемся полете он совпадает с центом тяжести самолета.

Тема № 3. Силовая установка самолета.

1. 
   Геометрические характеристики и классификация воздушных винтов
   

Самолет Як-52 имеет воздушный винт В530ТА-Д35, работающий совместно с регулятором оборотов Р-2. Винт имеет две лопасти, веслообразной формы.

Направление вращения винта левое.

Диаметр винта - 2,4 м.

Контрольное сечение на радиусе r = 1000 мм.

Угол установки лопасти в контрольном сечении, относительно

r ,: плоскости вращения винта

минимальный – 14.5 ⁰;

максимальный – 34,5⁰

D_в

2. 
   Кинематические характеристики и возникновение аэродинамических сил.
   

φ 

V 

u =  r =2n_c r плоскость вращения

Н

При вращении лопасти крыла набегающий под углом атаки поток воздуха создает полную аэродинамическую силу, которая может быть разложена на силу тяги Р и силу сопротивления вращению винта Х.

P = ά ρ n_c² D⁴ - формула для определения силы тяги винта, где

ά – коэффициент силы тяги.

1. 
   Мощность винта. Коэффициент полезного действия винта.
   

Различают тяговую и потребную мощность воздушного винта.

N_P = P_в V - тяговая мощность, затрачиваемая на перемещение самолета.

_

N_B = β ρ n³_c D⁵ - потребная мощность винта, подводимая от двигателя для вращения винта.

β – коэффициент мощности.

2. 
   Аэродинамические характеристики винта
   

Аэродинамические характеристики винта - это зависимости коэффициентов тяги и мощности от относительной поступи винта.

β

η

λ_opt λ

Мощность, потребляемая воздушным винтом (и тяга винта) при постоянном угле установки лопастей с ростом скорости полета уменьшается.

Для поддержания тяги с ростом скорости полета шаг винта следует увеличивать, что делается автоматически, за счет регулировки оборотов двигателя (стремление двигателя к увеличению оборотов компенсируется автоматическим увеличением шага винта).

Конструктивно воздушный винт выполнен так, что при оборотах двигателя малого газа (48%) регулятор не позволяет вывести винта на большой шаг («затяжелить винт»).

Принудительное увеличение шага винта при взятии на себя рычага шага возможно только при оборотах двигателя больших оборотов малого газа.