Учебное пособие основы полета (аэродинамика самолета Боинг-757-200) Москва -2013г
жүктеу/скачать 2.75 Mb.
|
- Бұл бет үшін навигация:
- Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла на данном угле атаки
- Аэродинамические характеристики самолета при различных числах М
- Аэродинамические силы профиля крыла при М
- Аэродинамические силы профиля крыла при М> 0,4
- Аэродинамические силы профиля крыла при М>Мкр
- Зависимость Су, Сх и К от числа М
- Зависимость Мкр от различных факторов
- Особенности стреловидного крыла ( χ ).
- Влияние кривизны ( f ) и толщины (с) профиля.
- Удлинение крыла (λ).
- Величины Х с и Х f .
- Номенклатура скоростей, используемых в руководствах Боинг
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО КРЫЛАС точки зрения аэродинамики наиболее выгодным будет такое крыло, которое обладает способностью создавать, возможно, большую 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 
где Y - подъемная сила, кг; Х - сила лобового сопротивления, кг. Подставив в формулу значения Y и X, получим  
Чем больше аэродинамическое качество крыла, тем оно совершеннее. Величина качества для современных самолетов может достигать 14-15. Это означает, что крыло самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 раз. Аэродинамическое качество крыла 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.
Чтобы учесть влияние сжимаемости воздуха и связанные с этим измене- ния, аэродинамических, характеристик, надо сравнить, .скорость полета самолета с числом М = V/а, где а — скорость звука. Аэродинамические силы профиля крыла при М< 0,4 При набегании воздушного потока на профиль крыла струйка воздуха на верхней поверхности крыла за счет угла атаки и несимметричности профиля сужается, а скорость увеличивается вследствие уменьшения статического дав- ления. Впереди крыла и под крылом сечение струек увеличено, скорость потока уменьшена, статическое давление повышено относительно давления в невозмущенном потоке (рис. 6,7).   В пограничном слое воздуха, обтекающего профиль в, непосредственной близости проявляются силы вязкости (силы трения), приложенные к поверхно- сти крыла и направленные назад. В результате неравномерного распределения давления по поверхности крыла и сил трения в пограничном слое возникает полная аэродинамическая сила R, которая приложена: в центре давления крыла и направлена в сторону пониженного давления. Сила R раскладывается на подъ- емную силу (Р), направленную перпендикулярно набегающему потоку и силу (X), направленную параллельно набегающему потоку. Картину распределения давления по профилю крыла удобно изобразить при помощи эпюры давления или коэффициента давления Р (рис. 8).  Аэродинамические силы профиля крыла при М> 0,4 На верхней поверхности крыла так же, как и при малых значениях числа М, поток ускоряется, но в процессе ускорения воздух адиабатически расширяет- ся его плотность и температура значительно уменьшаются, вследствие чего значительно понижается местное давление. Впереди крыла и под ним поток тормозится. В процессе торможения воздух адиабатически. сжимается, его плотность, температура и давление повышаются в большей степени, чем при малых числах М. Вследствие этого дополнительно увеличивается подъемная сила и лобовое сопротивление. При дальнейшем увеличении скорости полета растут скорости обтекания крыла. Поток в верхней части профиля ускоряется, его плотность, температура, давление и местная скорость звука уменьшаются. Одновременное увели- чение скорости потока и.уменьшение скорости звука в нем приводит к тому, что в определенной точке профиля местная скорость потока становится равной местной скорости звука (рис. 9). 
Рис:9 Аэродинамические силы профиля крыла при М>0,4 Скорость набегающего потока (скорость полета) в этом случае называют скоростью волнового кризиса или критической. Число М, соответствующее этой скорости, называется критическим и обозначается Мкр. Таким образом, число М полета, при котором впервые на поверхности крыла хотя бы в одной точке воз- никает скорость потока, равная местной скорости звука, называется критиче- ским. Величина Мкр зависит от того, насколько максимальная скорость обтека- ния профиля крыла превышает скорость невозмущенного потока (скорость по- лета). В зависимости от угла атаки крыла число Мкр самоле- та благодаря целому ряду мер будет больше, чем Мкр.проф. При превышении числа Мкр ухудшаются продольная устойчивость и управляемость самолета, возможно об- разование обратной реакции по крену, самолет становится неустойчивым в по- перечном отношении, возможно непроизвольное появление крена при несим- метричном перераспределении давления на половинах крыла и т. д. Струйка, обтекающая профиль крыла, сжимается сильнее всего в корневой части крыла из-за большой толщины профиля, поэтому здесь впервые скорость обтекания крыла будет равняться местной скорости звука. Аэродинамические силы профиля крыла при М>Мкр При увеличении числа М полета более Мкр наступает режим смешанного обтекания, т.е. наряду с дозвуковыми и звуковыми местными скоростями на профиле появляются и сверхзвуковые. Поток сверхзвуковой зоны, встре- чая значительное противодавление потока, находящегося за профилем крыла, начинает тормозиться: В процессе торможения сверхзвукового потока происхо- дит мгновенное сжатие воздуха. Плотность, температура, давление и местная скорость звука скачкообразно возрастают, а скорость потока также скачкооб- разно уменьшается и становится дозвуковой. Таким образом, вследствие торможения сверхзвукового потока на профи- ле крыла возникает прямой скачок уплотнения, замыкающий сверхзвуковую зо- ну. С ростом скорости полета растет сверхзвуковая зона, а скачок ста- новится более мощным. Подъемная сила растет, уходит назад, а самолет затяги- вает в пикирование. На больших числах М образуется сверхзвуковая зона со скачком уплотнения под профилем. Наличие сверхзвуковых зон со скачками уплотнения на крыле совершенно по-другому распределяет давление по профилю. Вследствие этого изменяется величина аэродинамических сил и перемеща- ется точка приложения их по хорде, а следовательно, изменяются и аэродинамиче- ские характеристики профиля Сх, Су, CR. Появление и развитие местных сверх- звуковых зон со скачками уплотнения на профиле крыла, приводящее к резкому изменению его, аэродинамических характеристик, получило название волнового кризиса крыла (рис. 10).  Зависимость Су, Сх и К от числа М При М < 0,4 коэффициент Су при каждой величине угла атаки остается постоянным, так как при увеличении скорости набегающего потока пропорцио- нально ей увеличиваются и местные скорости на профиле. При значениях числа М>0,4 поток тормозится под профилем, его плот- ность увеличивается. А над профилем, где поток ускоряется, воздух расширяет- ся, его плотность, температура и давление, уменьшаются. Происхо- дит рост коэффициентов давления, а значит Су. При об- разовании сверхзвуковой зоны над крылом Су продолжает увеличиваться. При Мкр>0,95 образуется сверхзвуковая зона под крылом, что приводит к уменьшению избыточного давления под крылом, а значит падению Су и пе- ремещению подъемной силы вперед. При М>1-1,1 верхний скачок уплотнения продолжает смещаться к зад- ней кромке, а в сверхзвуковой зоне перед скачком продолжает создаваться раз- ряжение, что и вызывает некоторые увеличения коэффициента Су. Рост Су на- блюдается до появления скачка уплотнения на передней кромке при числах М> 1,1-1,2. Такое изменение Су по числу М оказывает существенное влияние на подъемную силуY При М>0,4, а особенно при М>Мкр коэффициент лобового сопротивле- ния Сх увеличивается сначала вследствие роста сопротивления давления Сх давл, а затем и ввиду роста сопротивления трения Сх тр. Прирост коэффициента Сх, вы- званный появлением и развитием сверхзвуковых зон со скачками уплотнения на крыле, получил название коэффициента волнового сопротивления Cх волн. При увеличении числа М более 1,1-1,2 наблюдается плавное уменьшение коэффициента Су. Это объясняется тем, что передний скачок уплотнения воз- духа примыкает к передней кромке профиля и становится косым. Косыми становятся и хвостовые скачки уплотнения воздуха. Аэродинамическое качество крыла после М=0,4 уменьшается, а после Мкр падает еще сильнее. Уменьшение аэродинамического качества крыла объ- ясняется интенсивным ростом коэффициента лобового сопротивления крыла Сх и уменьшением его коэффициента подъемной силы Су. Зависимость Мкр от различных факторов Чем больше скорость обтекания верхней поверхности профиля крыла, тем раньше будет, достигаться скорость обтекания, равная местной скорости звука и тем меньше будет Мкр. Поэтому все существующие методы увеличения критического числа М основаны на принципе уменьшения местных макси- мальных скоростей, или, что то же самое, уменьшения разряжения на профиле крыла. 
Рис.11. Факторы, влияющие на число М. Особенности стреловидного крыла (χ). При наличии стреловидного крыла вектор скорости раскладывается на составляющую V1, от которой об- разуются аэродинамические силы, и на V2, которая не влияет на. величину аэро- динамических сил. Составляющая V1 на величину сosχ. меньше скорости набегающего потока и поэтому на больших истинных скоростях будет на- ступать скорость обтекания, равная местной скорости звука. Угол атаки (а). При увеличении угла атаки над верхней поверхностью профиля сечение струек потока уменьшается, величина местных скоростей уве- личивается, растет разряжение, следовательно, Мкр уменьшается. Влияние кривизны (f) и толщины (с) профиля. Применение симмет- ричных и малой толщины профилей приводит к увеличению сечения струек, обтекающих крыло, уменьшению скоростей обтекания и увеличению Мкр. Удлинение крыла (λ). При уменьшении λ число Мкр .возрастает, так как поток перетекает из-под крыла на верхнюю поверхность, через торцы и уменьшает скорости обтекания верхней поверхности. Величины Хс и Хf. Величина Мкр достигает наибольших значений при Хс и Хf равных 40-45% хорды, так как струйка, обтекающая крыло, более плавно изменяет, свое сечение. Номенклатура скоростей, используемых в руководствах Боинг:
Истинная скорость самолета – это его скорость относительно воздуха. Измерение воздушной скорости на самолете осуществляется с помощью приемников воздушного давления (ПВД). В них замеряется полное давление заторможенного потока p * (pitot) и статическое давление p (static). Предположим, что ПВД на самолете – идеальное и не вносит никаких погрешностей и, что воздух несжимаем. Тогда прибор, измеряющий разность полученных давлений, измерит скоростной напор воздуха p * − p = ρ * V2 / 2. Скоростной напор зависит как от истинной скорости V, так и от плотности воздуха ρ. Поскольку градуировка шкалы прибора производится в земных условиях при стандартной плотности, то в этих условиях прибор будет показывать истинную скорость. Во всех остальных случаях прибор будет показывать отвлечённую величину, называемую индикаторной скоростью  .
Индикаторная скорость Vi играет важную роль не только как величина, необходимая для определения воздушной скорости. В горизонтальном установившемся полете при заданной массе самолета она однозначно определяет его угол атаки и коэффициент подъемной силы. Учитывая, что при скоростях полета более 100 км/час начинает проявляться сжимаемость воздуха, реальная разница давлений, замеренная прибором, будет несколько больше. Данная величина будет называться земной индикаторной скоростью Vi3 (calibrated). Разность Vi − Vi3 называется поправкой на сжимаемость и увеличивается по мере роста высоты и скорости полета. Летящий самолет искажает статическое давление вокруг себя. В зависимости от точки установки приемника давления прибор будет замерять несколько разные статические давления. Полное давление практически не искажается. Поправка на расположение точки замера статического давления называется аэродинамической (correction for static source position). Также возможна инструментальная поправка на отличие данного прибора от стандарта (у Боинга принята равной нулю). Таким образом, величина, показанная реальным прибором, подключенным к реальному ПВД, называется приборной скоростью (indicated). На совмещенных указателях скорости и числа М индицируется земная индикаторная (calibrated) скорость от компьютера высотно-скоростных параметров (Air data computer). На комбинированном указателе скорости и высоты индицируется приборная (indicated) скорость, полученная по давлениям, взятым непосредственно из ПВД. Рассмотрим типичные неисправности, связанные с ПВД. Обычно экипаж распознает проблемы в процессе взлета или вскоре после отрыва от земли. В большинстве случаев это проблемы, связанные с замерзанием воды в трубопроводах. В случае закупорки трубопровода полного давления (pitot probes) указатель скорости не покажет увеличения скорости в процессе разбега на взлете. Однако после отрыва скорость начнет расти, поскольку статическое давление будет уменьшаться. Высотомеры будут работать практически правильно. При дальнейшем наборе скорость будет расти через правильное значение и далее превысит ограничение с соответствующим срабатыванием сигнализации (overspeed warning). Сложность данного отказа в том, что какое-то время приборы будут показывать практически нормальные показания, что может вызвать иллюзию восстановления нормальной работы системы. В случае закупорки трубопровода статического давления (static ports) в процессе разбега система будет работать нормально, но в процессе набора высоты покажет резкое уменьшение скорости вплоть до нуля. Показания высотомеров останутся на высоте аэродрома. Если пилоты пытаются сохранить требуемые показания скорости путем уменьшения тангажа в наборе высоты, то, как правило, это заканчивается выходом за ограничения по максимальной скорости. Кроме случаев полной закупорки возможна частичная закупорка или разгерметизация трубопроводов. При этом распознать отказ может быть значительно сложнее. Ключевым моментом является распознание систем и приборов, не затронутых отказом и завершение полета с их помощью. Если есть индикация угла атаки – пилотировать внутри зеленого сектора, если нет – установить тангаж и обороты двигателей N1 в соответствие с режимом полета по таблицам Unrelaible airspeed в QRH. По возможности выйти из облаков. Попросить помощь у службы движения, учитывая, что они могут иметь неправильную информацию о вашей высоте полета. Не доверять приборам, показания которых были под подозрением, но в данный момент, кажется, работают правильно. Как правило, надежная информация в этом случае: инерциальная система (положение в пространстве и путевая скорость), обороты двигателей, радиовысотомер, срабатывание stick shaker (приближение к сваливанию), срабатывание EGPWS (опасное сближение с землей). жүктеу/скачать 2.75 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|