Практическая аэродинамика дельтаплана (Азарьев И.А., Горшенин Д.С., Силков В.И., 1992 - Практическая аэродинамика дельтаплана), страница 6

Угол между боковой балкой и перпендикуляром к плоскости симметрии составляет угол стреловидности по передней кромке "Рыла (т). Как следует из чертежа, у — 90 — Ч'/2. Если при обтянутой обшивке увеличивать угол стреловндиости «Рыла, то натяжение обшивки будет ослабевать и под нагрузкой кРыло будет приобретать куполообразную форму. Аналогичного эффекта можно добиться, если сделать обшивку с меньшим чем у каркаса углом стреловндности на величину Ау. Этой величиной принято характеризовать купольность обшивки. За площадь несущей поверхности 5 принимается площадь "Роекцни этой поверхности на горизонтальную плоскость при "улевом угле атаки. За площадь миделевого сечения тела условно "Ринимается наибольшая площадь сечения данного тела плос"остью, перпендикуля ной к некоторому принятому направлеию (например, к продольной оси дельтаплана). Рма крыла в йлане характеризуется удлинением Х, сужением ние кв ть стреловидностью К.

удлинение определяется как отноше~~адрата размаха крыла к его площади: Х = /в/5. тттттт.то$сЬ-!а.арЬ.гв — Самолет своими руками? 1 и — Ь,(Ь„. (2 14) Углом поперечного Ч крыла называется угол 1г' между связанной осью координат ОУ н проекцией линии !/4 хорд на плоскость, перпендикулярную корневой хорде. Для улучшения срывных характеристик, обеспечения приемлемой устойчивости и управляемости применяется геометрическая крутка крыла. Углом геометрической крутки ~р„р, называется угол между базовой плоскостью крыла и хордой в данном сечении. Отсчет угла крутки ведется относительно корневой хорды крыла. Практически все сечения крыла поворачиваются вокруг боковых балок, являющихся наиболее жесткими элементами конструкции. Угол между корневой хордой и килевой балкой называется углом установки крыла ~р„р. Расстояние от килевой балки до оси грифа рулевой трацеции называется ее высотой.

2.4. КРИТЕРИИ ПОДОБИЯ В экспериментальной аэродинамике широко применяется моделирование Для определения аэродинамических характеристик строят модели летательных аппаратов, затем продувают их в аэродинамических трубах. Если моделируемое явление достоверно отражает действительный процесс обтекания натурного объекта, то оба явления можно считать подобными. Подобными принято называть такие явления, у которых одноименные физические величины в сходственных точках находятся в одинаковых отношениях. Теория подобия позволяет моделировать реальные физические процессы, а затем переносить полученные результаты на натурные объекты. Наиболее широкое распространение получило моделирование обтекания ЛА или их отдельных частей с помощью аэродинамических труб.

При этом, если соблюдается условие подобия воздушных потоков, то полученные в аэродинамической трубе коэффициенты сил и моментов для модели будут такими же, как и для самого ЛА. Для этого должно быть выполнено геометрическое, кинематическое и динамическое подобие. Геометрическое полобие закл|очается в том, что модель выполняется в виде копии реального ЛА в определенном масштабе. При этом отношения линейных размеров ЛА и его модели должны быть постоянными и равиымн принятому масштабу, т.

е должно выполняться равенство Л, т), )(. При полном динамическом подобии отношеняя аэродинамических сил натурного объекта (Й„) и его модели ()т„) будут постоянными: или нн Им = с„= сопз( чн~» 4 Бм — = соп51 Ин нм Сужение крыла представляет собой отношение длины корневой хорды к длине концевой хорды туту»у.то)«Ыа.зрЬ.ги — Самолет своими рукам Ри»гь — сопз1 р соп51 винни Избыточное давление определяется в виде разности полного (статического плюс динамического) и статического давлений. Каь следует из формулы (2.6), разность между полным н статическим давлением равна скоростному напору. Прн опрелелении аэродинамических коэффициентов в аэродинамических трубах необходимо соблюсти такой важный критерий как число Рейнольдса. Оно учнтываег вязкость н инерционность воздуха На выделенный элементарный объем воздуха ЛВ' (рис. 2.9) действует сила трения ЬТ, сила давления ЛР, сила тяжести Л6.

Замыкаег силовой многоугольник сила инерции ЬЕ. Наиболее существенными из них являются сила трения, зависящая от вязкости воздуха т, ЬТ вЂ” ~эч1Ъл и сила инерции, пропорци- ональнаЯ массе выделенного объема н УскоРению ЛР = Р(эл)У, гле Ьл — характерный размер тела (например, САХ крыла). Отношение этих сил определяет число Рейнольлса Ре= ьт — — „". (2.15) Ри Нн рнэи „ илн дн Цм Чем более вязкой является среда, тем больше ч, тем меньше число Рейнольдга Прн больших числах Ре роль вязкости неяелнка Здесь о — скоростной напор, 3— у«дг плошадь крыла соответсч венно натурного объекта (с индексом ~ и~«к(др «н») и его модели (с индексом «м»). Отношение аэродинамической силы эг к скоростному напору и площади крыла иазывавзт рне.

2.9 «илы, действующие нн элекоэффицнеитом данной снлы (си). ие врный есъеы возду э нри атее . При соблюдении условий подо- иии крыли бия коэффициенты с„ натурного объекга и его модели оказываются равными Имея данный кок(р фицнент, полученный путем продувки небольшой модели в аэродинамической трубе, можно рассчитать аэродинамическую силу, умножив данный коэффициент на действительную площадь и действительный скоростной напор Аналогичным образом выполняется подобие по моментам *~и Мн '""м — — соп51 или =- л — гл соп51.

~~~«1 Чн~нрн ЧмХиам Здесь (э — характерный линейный размер; и« вЂ” коэффициент момента. Обычно при опрелелеаии момента тангажа в качестве этого размера используют среднюю аэродинамическую хорду крыла Ьл, а при определении боковых моментов — размах крыла 1 Подобие воздушных потоков характеризуется постоянством отношений избыточных давлений. тгтгтгл о$сЬ-!а.зрЬ.ги — Самолет своими руками? .' 2.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ 2.в.1. Физическая картина обтекания тела воздушным потоком лр= р — р„. (2.16) Такое измерение можно произвести при продувке крыла в аэродннамнческой трубе для некоторого поперечного сечення крыла.

Однако в аэродинамике принято рассматривать не абсолютное избыточное давленне, а относить его к скоростному напору д = —, определенному по скорости невоэмущенного потока риг 2 зр Р= (2.17) Безразмерная величина р называется коэффнцнентом давления, его можно определить, используя уравнение Бернулли, записанное для двух сечений струйки; вдалн от профиля, когда ее параметры будут определяться как р н )Г„, н в некотором сеченнн струйки, имеющей давление р н скорость )Г рр'„' р„и р-+ " =р+ —. 2 2 (2.1в) Обтекание любого твердого тела (крыла, подвесок и т. д.) воздушным потоком носят пространственный характер. Его можно представить в виде множества струек, которые деформируются в зависимости от формы тела н его положения в потоке. В упрощеииом виде можно полагать, что каждая струйка не выходит иэ одной плоскости н непосредственно прилегает к поверхности крыла (см. рнс.

2.2). Форма струйки и ее размеры (например, площадь поперечного сечения) по мере движения по поверхности крыла изменяется. Прн этом в соответствии с выведеинымн ранее закономерностями нзменяются местные скорости обтекання н давление, Местные скорости и давления могут существенно отличаться от скорости н давления невозмущенного крылом потока. На переднем скате профиля происходит сужение струйки, местная скорость увеличивается, а давление уменьшаегся (возрастает раэреженне). Пройдя область минимального сужения, струйка попадает на эадннй скат профнля н начинает расшнряться, скорость в ней уменьшаегся, а давление возрастает, Если по периметру профиля измерить избыточное давление, а затем нэобраэнть его графически, то получим картину распределения давления по профилю.

Прн этом избыточное давленне измеряется в виде разности местного давлення р н давления в невоэмущенном потоке нлн, как говорят, на бесконечности, обозначая его символом чо; тттетт.то$сЬ-!а.зрЬ.ги — Самолет своими р Р -г Рнс. 2.11. Эпюра распределения аан- леиии по профилю Рис. 2.10. Диаграмма распределении даалеиин по профилю Из этой формулы можно найти коэффициент давления РР— Р )а (2.19) уе ~у — 1 2 Формула (2.19) свидетельствует о том, что ксвффициент давления зависит от соотношения скоростей: местной и скорости не- возмущенного потока. В местах наибольшего сужения струек отношение У/У будет наибольшим, а коэффициент р будет иметь наибольшее отрицательное значение. Если местная скорость окажется равной скорости полета (У = У ), то р = О. В точках, где У ( У, коэффициент р будет положительным, а прн У > У вЂ” отрицательным.

Вблизи носка профиля имеется точка, где частицы воздуха полностью затормаживаются(У вЂ” О). В этой точке р = 1. Если для ряда точек определить р н отложить его на контуре профиля нормально к его поверхности в виде вектора, то получим картину распределения давления по профилю (рис. 2.10). На диаграмме стрелки обращены к поверхности профиля прн р ) 0 и от профиля при р ( О. Соединив концы векторов плавной кривой, получим векторную диаграмму. Она дает наглядное представление о распределении аэродинамической нагрузки по профилю.

Разрежение на верхней поверхности профиля и избыточное давление иа нижней приводит к появлению аэродинамической силы, Иногда вместо векторной диаграммы строят эпюру распределения давления. Ее строят в прямоугольной системе координат, привязывая каждую точку диаграммы не к поверхности профиля, а к его хорде (рис. 2.11). При этом получают две кривых: для верхней (р„) и нижней (рп) поверхности профиля. Характер эпюры будет изменяться с изменением формы профиля и режима полета. Полученные таким образом эшсры являются основой для выполнения расчетов на прочность и для определения коэффициентов аэродииамических снл.