Обтекание тел воздушным потоком
жүктеу/скачать 0.57 Mb.
|
- Бұл бет үшін навигация:
- ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА
- СРЕДНЯЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ХОРДА КРЫЛА
- ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КРЫЛА
- АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО КРЫЛА
- ВЛИЯНИЕ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО УГЛА АТАКИ.
КРЫЛО И ЕГО НАЗНАЧЕНИЕКрыло самолета предназначено для создания подъемной силы, необходимой для поддержки самолета в воздухе. Аэродинамическое качество крыла тем больше, чем больше подъемная сила и меньше лобовое сопротивление. Подъемная сила и лобовое сопротивление крыла зависят от геометрических характеристик крыла. Геометрические характеристики крыла в основном сводятся к характеристикам крыла в плане и характеристикам профиля крыла.
Наилучшей в аэродинамическом отношении является эллипсовидная форма, но такое крыло сложно в производстве, поэтому редко применяется. Прямоугольное крыло менее выгодно с точки зрения аэродинамики, но значительно проще в изготовлении. Трапециевидное крыло по аэродинамическим характеристикам лучше прямоугольного, но несколько сложнее в изготовлении. Стреловидные и треугольные в плане крылья в аэродинамическом отношении на дозвуковых скоростях уступают трапециевидным и прямоугольным, но на околозвуковых и сверхзвуковых имеют значительные преимущества. Поэтому такие крылья применяются только на самолетах, летающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.
Рис. 7 Формы крыльев в плане 
Рис. 8 Угол поперечного V крыла 
Рис. 9 Геометрические характеристики крыла Форма крыла в плане характеризуется размахом, площадью удлинением, сужением, стреловидностью (Рис. 9) и поперечным V (Рис. 8)
Площадь трапециевидного и стреловидного крыльев вычисляет как площади двух трапеций  (2.1)
где b0 - корневая хорда, м; bк- концевая хорда, м;  - средняя хорда крыла, м.
Удлинением крыла называется отношение размаха крыла к средней хорде  (2.2)
Если вместо bср подставить его значение из равенства (2.1), то удлинение крыла будет определяться по формуле  (2.3)
Для современных сверхзвуковых и околозвуковых самолетов удлинение крыла не превышает 2- 5. Для самолетов малых скоростей величина удлинения может достигать 12-15, а для планеров до 25. Сужением крыла называется отношение осевой хорды к концевой хорде  (2.4)
Для дозвуковых самолетов сужение крыла обычно не превышает 3, а для околозвуковых и сверхзвуковых оно может изменяться в широких пределах. Углом стреловидности называется угол между линией передней кромки крыла и поперечной осью самолета. Стреловидность также может быть замерена по линии фокусов (проходящей на расстоянии 1/4 хорды от ребра атаки) или по другой линии крыла. Для околозвуковых самолетов она достигает 45°, а для сверхзвуковых - до 60°. Углом поперечного V крыла называется угол между поперечной осью самолета и нижней поверхностью крыла (Рис. 8). У современных самолетов угол поперечного V колеблется от +5° до -15°. Профилем крыла называется форма его поперечного сечения. Профили могут быть (Рис. 10): симметричными и несимметричными. Несимметричные в свою очередь могут быть двояковыпуклыми, плосковыпуклыми, вогнутовыпуклыми и .S-образными. Чечевицеобразные и клиновидные могут применяться для сверхзвуковых самолетов. На современных самолетах применяются в основном симметричные и двояковыпуклые несимметричные профили. Основными характеристиками профиля являются: хорда профиля, относительная толщина, относительная кривизна (Рис. 11).
Рис. 10 Формы профилей крыла 1 - симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - S-образный;6 -ламинизированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 - видный 
Рис. 11 Геометрические характеристики профиля: b - хорда профиля; Смакс - наибольшая толщина; fмакс - стрела кривизны; хс- координата наибольшей толщины 
Рис. 12 Углы атаки крыла 
Рис. 13 Полная аэродинамическая сила и точка ее приложения R - полная аэродинамическая сила; Y - подъемная сила; Q - сила лобового сопротивления; - угол атаки; q - угол качества Относительной толщиной профиля с называется отношение максимальной толщины Смакc к хорде, выраженное в процентах:  (2.5)
Положение максимальной толщины профиля Хc выражается в процентах от длины хорды и отсчитывается от носка  (2.6)
У современных самолетов относительная толщина профиля находится в пределах 4-16%. Относительной кривизной профиля f называется отношение максимальной кривизны f к хорде, выраженное в процентах. Максимальное расстояние от средней линии профиля до хорды определяет кривизну профиля. Средняя линия профиля проводится на равном расстоянии от верхнего и нижнего обводов профиля.  (2.7)
У симметричных профилей относительная кривизна равна нулю, для несимметричных же эта величина отлична от нуля и не превышает 4%. СРЕДНЯЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ХОРДА КРЫЛАВсякое вращательное движение самолета в полете совершается вокруг его центра тяжести. Поэтому важно уметь быстро определять положение ЦТ и знать, как будет изменяться балансировка при изменении его положения. Положение центра тяжести, как правило, ориентируется относительно средней аэродинамической хорды крыла. Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки (Рис. 14). 
Рис. 14 Средние аэродинамические хорды крыльев Величина и координаты САХ для каждого самолета определяются в процессе проектирования и указываются в техническом описании. Если величина и положение САХ данного самолета неизвестны, то их можно определить приближенно. Для трапециевидного незакрученного крыла САХ определяется путем геометрического построения. Для этого крыло самолета вычерчивается в плане (и в определенном масштабе). На продолжении корневой хорды откладывается отрезок, равный по величине концевой хорде (Рис. 15), а на продолжении концевой хорды (вперед) откладывается отрезок, равный корневой хорде. Концы отрезков соединяют прямой линией. Затем проводят среднюю линию крыла, соединяя прямой середины корневой и концевой хорд. Через точку пересечения этих двух линий и пройдет средняя аэродинамическая хорда (САХ). 
Рис. 15 Геометрическое определение САХ Зная величину и положение САХ на самолете и приняв ее как базовую линию, определяют относительно нее положение центра тяжести самолета, центра давления крыла и т. д. Аэродинамическая сила самолета создается крылом и приложена в центре давления. Центр давления и центр тяжести, как правило, не совпадают и поэтому образуется момент сил. Величина этого момента зависит от величины силы и расстояния между ЦТ и центром давления, положение которых определяется как расстояние от начала САХ, выраженное в линейных величинах или в процентах длины САХ. 
Рис. 16 Положение центра тяжести самолета Рис. 17 Расчет центровки при изменении веса самолета
Рис. 18 График зависимости профильного сопротивления от толщины профиля Чем больше относительная толщина с профиля, тем больше повышается давление перед крылом и больше уменьшается за крылом, на его задней кромке. В результате увеличивается разность давлений и, как следствие, увеличивается сопротивление давления. Обтекание воздушным потоком крыльев самолетов Як-52 и Як-55 в рабочем диапазоне углов атаки (линейный участок характеристики Cy=f() происходит без отрыва пограничного слоя со всей поверхности профиля крыла, в результате этого сопротивление давления возникает из-за разности давлений передней части крыла и задней. Величина сопротивления давления невелика. Возникновение сопротивления давления сопровождается образованием слабых вихрей в спутной струе, образующейся из пограничного слоя. При обтекании профиля крыла воздушным потоком на углах атаки, близких к критическому, сопротивление давления значительно возрастает. При этом размеры завихренной спутной струи и самих вихрей резко увеличиваются. Сопротивление трения возникает вследствие проявления вязкости воздуха в пограничном слое обтекающего профиля крыла. Величина сил трения зависит от структуры пограничного слоя и состояния обтекаемой поверхности крыла (его шероховатости). В ламинарном пограничном слое воздуха сопротивление трения меньше, чем в турбулентном пограничном слое. Следовательно, чем большую часть поверхности крыла обтекает ламинарный пограничный слой воздушного потока, тем меньше сопротивление трения. На величину сопротивления трения влияют: скорость самолета; шероховатость поверхности; форма крыла. Чем больше скорость полета, с худшим качеством обработана поверхность крыла и толще профиль крыла, тем больше сопротивление трения. 
Рис. 19 Обтекание крыла конечного размаха Для уменьшения сопротивления трения при подготовке самолетов к полету необходимо сохранять гладкость поверхности крыла и частей самолета, особенно носка крыла. Изменение углов атаки на величину сопротивления трения практически не влияет. Соотношение между сопротивлением трения и сопротивлением давления в большой степени зависит от толщины профиля (см. Рис. 18). На рисунке видно, что с ростом относительной толщины профиля увеличивается доля, приходящаяся на сопротивление давления. Это же можно сказать, анализируя и сопоставляя профили самолетов Як-52 и Як-55. Индуктивное сопротивление - это прирост лобового сопротивления, связанный с образованием подъемной силы крыла При обтекании крыла невозмущенным воздушным потоком возникает разность давлений над крылом и под ним В результате часть воздуха на концах крыльев перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления (Рис. 19). Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушный поток, набегающий на верхнюю часть крыла, что приводит к образованию завихрений массы воздуха за задней кромкой, т. е. образуется вихревой жгут. Воздух в вихревом жгуте вращается. Скорость вращения вихревого жгута различна, в центре она наибольшая, а по мере удаления от оси вихря - уменьшается. 
Рис. 20 Отклонение воздушного потока вниз, вызванное вихревым шнуром Так как воздух обладает вязкостью, то вращающийся воздух в жгуте увлекает за собой окружающий воздух. Вихревые жгуты левого и правого полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз. Такое движение воздушных масс сообщает воздушному потоку, обтекающему крыло, дополнительную скорость, направленную вниз. При этом любая часть воздуха, обтекающая крыло со скоростью V, отклоняется вниз со скоростью U. Величина этой скорости обратно пропорциональна расстоянию точки от оси вихревого жгута, т. е. в конечном счете от удлинения крыла, от разности давлений над и под крылом и от формы крыла в плане. Угол , на который отклоняется поток воздуха, обтекающий крыло со скоростью V, наведенной вертикальной скоростью U, называется углом скоса потока (Рис. 20). Величина его зависит от значения вертикальной скорости, индуктированной вихревым жгутом, и скорости набегающего потока V:
Поэтому благодаря скосу потока истинный угол атаки ист крыла в каждом его сечении будет отличаться от геометрического или кажущегося угла атаки каж на величину (Рис. 21):  (2.11)
Как известно, подъемная сила крыла Y всегда перпендикулярна набегающему потоку, его направлению. Поэтому вектор подъемной силы крыла отклоняется на угол и перпендикулярен к направлению воздушного потока V. Подъемной силой будет не вся сила Y' а ее составляющая Y, направленная перпендикулярно набегающему потоку:
Рис. 21 Образование индуктивного сопротивления 
Рис. 22 Зависимость коэффициента лобового сопротивления Сx от угла атаки самолетов Як-52 и Як-55  (2.12)
Ввиду малости величины считаем  (2.13)
Эта составляющая направлена по потоку и называется индуктивным сопротивлением (Рис. 21). Чтобы найти величину индуктивного сопротивления, необходимо вычислить скорость U и угол скоса потока. Зависимость угла скоса потока от удлинения крыла, коэффициента подъемной силы Су и формы крыла в плане выражается формулой  (2.14)
где А - коэффициент, учитывающий форму крыла в плане. Для крыльев самолетов коэффициент А равен
где эф - удлинение крыла без учета площади фюзеляжа, занимающей часть крыла; - величина, зависящая от формы крыла в плане. Подставим значения формул (2.14), (2.15) в формулу (2.13), преобразуя ее, получим  (2.16)
где Cxi -коэффициент индуктивного сопротивления. Он определяется по формуле При угле атаки нулевой подъемной силы о индуктивное сопротивление будет равно нулю. На закритических углах атаки нарушается плавное обтекание профиля крыла и, следовательно, формула определения Cx1 не приемлема для определения его величины. Так как величина Сх обратно пропорциональна удлинению крыла, поэтому самолеты, предназначенные для полетов на большие расстояния, имеют большое удлинение крыла: =14…15. АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО КРЫЛАС точки зрения аэродинамики наиболее выгодным будет такое крыло, которое обладает способностью создавать возможно большею подъемную силу при возможно меньшем лобовом сопротивлении. Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамического качества крыла. Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла на данном угле атаки  (2.17)
где Y - подъемная сила, кг; Q - сила лобового сопротивления, кг. Подставив в формулу значения Y и Q, получим   (2.18)
Чем больше аэродинамическое качество крыла, тем оно совершеннее. Величина качества для современных самолетов может достигать 14-15, а для планеров 45-50. Это означает, что крыло самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 раз, а у планеров даже в 50 раз. Аэродинамическое качество характеризуется углом или
 (2.19)
Угол Аэродинамическое качество крыла, как видно из формулы (2.18), зависит от тех же факторов, что и коэффициенты Су и Сх, т. е. от угла атаки, формы профиля, формы крыла в плане, числа М полета и от обработки поверхности.
Из графика видно, что с увеличением угла атаки до определенной величины аэродинамическое качество возрастает. При некотором угле атаки качество достигает максимальной величины Кмакс. Этот угол называется наивыгоднейшим углом атаки, наив. На угле атаки нулевой подъемной силы о где Су=0 аэродинамическое качество будет равно нулю. Влияние на аэродинамическое качество формы профиля связано с относительными толщиной и кривизной профиля. При этом большое влияние оказывают форма обводов профиля, форма носка и положение максимальной толщины профиля вдоль хорды (Рис. 24). 
Рис. 23 График зависимости аэродинамического качества от угла атаки Рис. 24 Зависимость аэродинамического качества от угла атаки и толщины профиля
Рис. 25 . Образование подсасывающей силы Рис. 26 Изменение аэродинамического качества крыла в зависимости от числа М При обтекании профилей с закругленными и утолщенными носками на носке профиля образуется подсасывающая сила, которая может значительно уменьшить лобовое сопротивление. Наибольшей величины она достигает на углах атаки, близких к наив, когда подсасывающая сила может превышать силу трения (Рис. 25). Для получения больших значений Кмакс выбираются оптимальные толщина и кривизна профиля, формы обводов и удлинение крыла. Форма крыла в плане также оказывает влияние на аэродинамическое качество крыла. Для получения наибольших значений качества наилучшей формой крыла является эллипсовидная с закругленной передней кромкой. Такое крыло имеет наименьшее индуктивное сопротивление. Увеличение удлинения крыла уменьшает его индуктивное сопротивление (вспомним При увеличении числа М полета до появления волнового кризиса качество будет незначительно возрастать (для данного угла атаки), так как проявление сжимаемости воздуха увеличивает Су. С наступлением волнового кризиса качество резко уменьшается, потому что коэффициент подъемной силы уменьшается, а Сх увеличивается (Рис. 26). Состояние поверхности крыла (шероховатость, волнистость, отступление от заданной формы) влияет на величину профильного сопротивления. Поэтому, улучшая состояние поверхности крыла (или поддерживая ее в хорошем состоянии), можно добиться повышения аэродинамического качества самолета. жүктеу/скачать 0.57 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|
(2.10)
Другая составляющая сила Y' будет равна
(2.15)
Из формулы видно, что Сх прямо пропорционален коэффициенту подъемной силы и обратно пропорционален удлинению крыла.
(см. Рис. 13).
) следовательно, увеличивает аэродинамическое качество.