Основы полета Principles of Flight Оксфордская авиационная академия
жүктеу/скачать 2.63 Mb.
|
| пограничным. Характер пограничного слоя определяет максимальный Су, характеристики срыва потока, сопротивление давления, обтекание на больших числах М.
Рассмотрим движение воздуха над плоской поверхностью. Пограничный слой может быть в двух формах: ламинарной и турбулентной. Как правило, обтекание начинается ламинарным слоем, а затем, после точки перехода, продолжается турбулентным пограничным слоем. Силы трения в турбулентном слое выше, чем в ламинарном. Это происходит из-за увеличения градиента изменения скорости потока по расстоянию от поверхности. Также турбулентный слой обладает большей кинетической энергией. Чем ближе к передней кромке расположена точка перехода, тем больше сопротивление трения поверхности. Тонкий ламинарный слой очень чувствителен к любым неровностям на поверхности. После обтекания неровности поток становится турбулентным, и возмущенный поток распространяется далее по поверхности, существенно увеличивая сопротивление трения. Также ламинарный слой не может существовать при неблагоприятном градиенте давления (когда давление растет в направлении движения потока). Поэтому на профиле крыла точка перехода находится в районе точки максимальной толщины профиля. Толщина пограничного слоя на рисунке сильно преувеличена. Реальная толщина пограничного слоя в районе передней кромки около 2 мм и увеличивается к задней кромке до 20 мм. Сопротивление давления. Оно возникает из-за разницы давлений между зонами передней и задней кромки. Силы трения в пограничном слое постепенно уменьшают его кинетическую энергию по мере продвижения вдоль поверхности. Неблагоприятный градиент давления на нисходящей части профиля усиливает падение кинетической энергии пограничного слоя. Это приводит к тому, что нижние слои пограничного слоя перестают двигаться. Тогда верхние слои в данной точке отделяются от поверхности. Данная точка называется точкой отделения пограничного слоя. Пограничный слой позади этой точки движется навстречу общему потоку. Из-за отделения пограничного слоя давление в районе задней кромки ниже давления у передней кромки. Образовавшийся перепад давлений и дает сопротивление давления. Отделение пограничного слоя происходит из–за его недостаточной кинетической энергии в условиях неблагоприятного градиента давления. Потеря кинетической энергии пограничного слоя может быть вызвана разными факторами: - При увеличении угла атаки точка перехода смещается в сторону передней кромки и неблагоприятный градиент давления усиливается. В этих условиях точка отделения пограничного слоя движется вперёд. В конечном счёте, отделение пограничного слоя может начинаться так близко к передней кромке, что уже не останется достаточно площади крыла для производства подъёмной силы, Су начнет уменьшаться и крыло окажется на режиме срыва потока. - Когда на верхней поверхности крыла формируется скачок уплотнения, то давление за ним резко повышается. Это создает очень сильный неблагоприятный градиент давления, приводящий к отделению пограничного слоя сразу же за скачком уплотнения. Турбулентный пограничный слой обладает большей энергией, чем ламинарный. Поэтому ламинарный слой отделяется при меньшем неблагоприятном градиенте давления, что является его недостатком. Но в нём меньше силы трения, что является его достоинством. Обтекаемость. На каждой выступающей части самолёта создаётся сопротивление давления. Чтобы уменьшить эту форму сопротивления необходимо задержать отделение пограничного слоя, чтобы это произошло как можно ближе к задней кромке. Для этого увеличивают соотношение между длиной и толщиной тела, уменьшают кривизну поверхности и, таким образом, уменьшают неблагоприятный градиент давления. Оптимальное соотношение между длиной и толщиной тела равно 3:1. Сумма сопротивлений трения и давления называется профильным сопротивлением. Сопротивление интерференции. Если рассматривать вредное сопротивление всего самолёта, то оно окажется больше суммы вредных сопротивлений отдельных его частей. Эта прибавка сопротивления называется сопротивлением интерференции. Для её уменьшения используют зализы – обтекаемые поверхности в местах соединения различных частей самолёта. Факторы, влияющие на вредное сопротивление: -вредное сопротивление пропорционально квадрату приборной скорости. Если скорость увеличить в два раза, то вредное сопротивление вырастет в четыре раза. -вредное сопротивление пропорционально фронтальной площади тела, противостоящего потоку воздуха. Фронтальная площадь самолёта увеличивается при выпуске механизации, шасси, воздушных тормозов и т. п. - загрязнение поверхности самолёта льдом, инеем, грязью и т. п. Повышает вредное сопротивление. Формула вредного сопротивления: Xвред = ½ V2 Cx вред S, где ½ V2 – скоростной напор; Cx вред - коэффициент вредного сопротивления; S - фронтальная площадь тела. Индуктивное сопротивление. Индуктивное сопротивление - это нежелательный побочный продукт производства подъёмной силы. Оно подробно рассмотрено в разделе «Подъёмная сила». Общий принцип: чем меньше приборная скорость, больше угол атаки, тем сильнее концевые вихри и тем больше индуктивное сопротивление. Факторы, влияющие на индуктивное сопротивление: - Величина подъёмной силы. Чем больше сила тяжести самолёта и перегрузка, тем больше подъёмная сила, соответственно больше индуктивное сопротивление. ( жүктеу/скачать 2.63 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|