Практическая аэродинамика дельтаплана (Азарьев И.А., Горшенин Д.С., Силков В.И., 1992 - Практическая аэродинамика дельтаплана), страница 8

Так, для полной аэродинамической силы можно записать э\~я Я = сп93 — сн (2. 20) Коэффициент с„учитывает влияние формы крыла, состояние его поверхности, угол атаки, скольжения, степень деформированности крыла и зависит от условий обтекания крыла, в частности, от числа Рейнольдса. От скорости и высоты при сохранении одинаковых прочих условий с„в явном виде ие зависит. Для практических расчетов и анализа используют ие полную аэродинамическую силу, а ее проекции на оси скоростной или связанной системы координат.

Спроектируем силу гг иа оси скоростной системы координат (рис. 2.15, а). Проекция У„ перпендикулярная вектору скорости г', называется подъемной силой, а проекция Х„параллельная вектору скорости, называется лобовым сопротивлением. Оси связанной системы ориентированы относительно хорды крыла. Перпендикулярная состав- лающая полной аэродинамической силы на ось К (рис. 2.15, б) называется нормальной силой, а параллельная оси Х вЂ” продольной силой.

В обоих случаях мы считали, что скольжение отсутствует и вектор гг лежит в плоскости симметрии крыла При наличии скольжения появляется еще одна сила, которая в скоро- чтчттт,то -!а.зрЬ.гв — Самолет своими руками?.' Рис. 2.15. Проекции полной аэродинамической силы на оси координат: о — »»овос»еоа. б — с»е»еееоа сгной системе называется боковой аэродинамической силой Я, а в связанной системе — поперечной силой Л. По аналогии с полной аэродинамической силой каждую из ее проекций выражают через соответствующий безразмерный коэффициент, площадь крыла и скоростной напор: /2.21) ру» Х =.с — 3; г /2.22) рр» /2. 23) Аналогичным образом выражаются силы и в связанной системе. При этом индекс а опускается.

Таким образом, чтобы вычислить какую-либо силу, необходимо знать ее коэффициент, плотность воздуха, скорость полета и площадь крыла. Пример. Какова подъемная сила дельтаплана, имеющего плошадь крыла 12 и», если си на высоте 500 м летит со скоростью 60 км/ч, имея коэффипяент подъемной силы с = 0,6. эе Решение.

1. Переводим скорость иа км/ч в и/с, рааделив ее на 3,6: — = ! 6. 7 м/с. 60 3.6 2. По стандартной атмосфере определяем плотность вовдула на высоте 600 м р = 1,17 кг/м». 3. По формуле (2.21) рассчитываем подъемную силу Ус=0,8 ' ' 12=1660 Н. 1,17.16,7» 2 Из формул /2.21) ... /2.23) следует, что каждый из коэффициентов сил можно получить путем деления соответствующих сил на г/5, т.

е. коэффициент равен самой силе, если г/ = 1 и 5 = 1. В приведенном примере св — — 0,8. Это значит, что каждый квадратный метр площади крыла при единичном скоростном напоре . может создавать силу в 0,3 Н. Коэффициент с„показывает, как тттттгл онЫн.зрЬ.гм — Самолет своими р хорошо используется скоростной напор для создания подъемной силы, т. е. он характеризует несущие способности крыла. Величину этого коэффициента можно определить по эпюре распределения давлений (см. рис. 2.11). Для этого задают некоторое значение относительной хорды х„определяют соответствуюшне ей значения р, и р„вычисляют их разность и умножают на некоторое небольшое приращение хорды Лх, т. е.

находят площадь 3,. Просуммировав такие площади по всей хорде, определяют с„. Другими словами, коэффициент с„будет численно "О' ~а равен площади, заключенной между кривыми нижнего и верхнего относительных давлений. 2.5.5. Зависимость с„н с,, га а от угла атаки а Пусть крыло обтекаегся воздушным потоком. Тогда увеличение углов атаки вызовет более сильное поджатие струек на верхней поверхности крыла, местные скорости обтекания возрастут, давление уменьшится (разрежение возрастет).

На нижней поверхности крыла местные скорости наоборот уменьшатся, что вызовет повышение давления. В результате разность давлений на нижней и верхней поверхностях увеличится, подъемная сила возрастет. Это увеличение будет количественно выражаться через увеличение коэффициента с„. Зависимость с от угла атаки имеет характер, еа га представленный на рис. 2.16.

На околонулевых углах атаки обшивка натянута слабо, зависимость с„(а) нелинейная. При а = 5 ... 20' профиль крыла сформирован, а обтекание плавное, бессрывное — зависимость сг (а) близка к линейной. Количественно ее в этом случае можно выразить в виде сг — — сг (а — а,). (2.24) Производную с„можно определить как тангенс 1я» (см. а Рнс. 2,!6). Для тонкой пластинки с„= 2п = 6,28 1/рад. Увеличение относительной толщины профиля вызывает более плавную деформапню струек, и наклон кривой сг (а) уменьшается. Угол атаки при нулевой подъемной силе аа зависит от кривианы профиля.

Он может быть как положительным, так и отрицательным и изменяться в пределах до -~6 . На больших углах атаки происходит отрыв потока с верхней поверхности крыла, что вызывает уменьшение с„. Срыв потока изменяет картину распределения давления: раарежение на верхней поверхности уменьшается, зависимость с„(а) становится криволинейной. Последукхцее увеличение углов атаки усиливаег интенсивность срыва и более суШественное уменьшение с„.

Максимального значения с„достиаег при критическом угле атаки а„р. Дальнейшее увеличение тттутул о)сЬ-!а.зрЬ.ги — Самолет своими руками?1 угла атаки уменьшает несущие свойства крыла, с„уменьшаетек ся. Срыв может происходить как с центральных, так н с концевых сечений крыла. Если поток срывается с кон цевых частей несимметрично, то это приводит к появлению большнх крепящих и ралворачнвающнх моментов нлн, иначе, к резкому сваляванню на крыло.

Избежать это нежелательное явленне помогает крутка крыла. Крутка крыла дельтаплана обеспечивается естественным образом в отличие от крыла самолета, на котором она формируется специально конструктявнымн мерами. Под действнем аэродннамнческой нагрузки задняя часть крыла прогибается вверх н поворачивается относительно боковых труб. В результате сечения крыла поворачиваются н тем нз больший угол, чем ближе к консолн находится сечение крыла. Крутка вызывает уменьшенне углов атаки Местные углы атаки концевых сечений оказываются намного меньше углов атаки корневых сечений. В этом случае срыв потока происходит в основном с центральных сечеияй, а это обеспечивает наиболее благопрнятный внд сваливания — на нос.

Установим крыло в потоке так, чтобы его подъемная сала была равна нулю (с„= О). В этом случае полная аэродинамическая сила будет равна лобовому сопротнвленню гс = Х,„. Последнее является следствием снл трения о поверхность крыла н разносгн давлений перед крылом н за ннм. Эту силу можно выразнть в виде Рнс. 2пз. Зернсныоссь коэфФнпненте подъемной силы от угла етекк ррт Х =с„— 5, 2 (2.25) (2.26) где с =-с -4-с '"'е нотр лндевл ' Основным здесь является коэффнцнент трения с, по тр' скольку сила трения составляет 80 . 90% от общего сопротналення прн нулевой подъемной силе. Сила противодавлення, характеризуемая коэфЬнцнентом с„, имеет для крыла дельтант дянл' плана второстепенное значеине.

Прн создании подъемной снлы появляегся еще однн внд сопротивления — индуктивное Х,,: (2. 27) где с, — коэффициент нндуктнвного сопротивления. В первом приближении можно считать, что этот коэффнцнент зависит от чттттт.то)гЫа.зрЬ.ги — Самолет своими р квадрата коэффициента подъемной силы или от квадрата угла атаки рд с„, = Аск — — А ).с'„'(я — и,)( ° (2.28) где А — коэффициент пропор.

циоиальиости. Ои зависит в основном от удлинения крыла, Для его определения вводят понятие эффективного удлинения ).„Э, которое отличается от действи1ельного удлинения Х тем, а что учигывает дополнительное индуктивное сопротивление д~ йд г, крыла, вызываемое различными Ри .. злт. Гнкыкв квы.~а вельтман ына гондолами, купольностью, крут- "С-"вьгкач св"Рт' кой крыла, подвесками. Эффективное удлинение всегда меньше действительного и связано с коэффициентом А следующим соотношением: ! А= — „ яд,в Таким образом, общий коэффициент лобового сопротивления можно представить в виде квадрп ичной зависимости от коэффициента подъемной силы с„=с +Ас'- . Зависимость коэффициента лобового сопротивления с, от О коэффициента подъемной силы с„называется полярой. Этому а названию она обязана тем, что графически ее можно представить в виде кривой с„(с„) — полярной диаграммы.

Такую кривую описывает конец вектора коэффициента полной аэродинамической силы с„при изменении угла атаки, если его начало поместить в начало координат с„(с„). В качесгье примера иа рис. 2.!7 приведена поляра крыла дельтаплаиа С-о, полученная путем продувки его в аэродинамической трубе. При с„=- 0 будем иметь с*, = с„,, который часто называют коэффициентом безындуктивного сопрогивления, а силу, определенную по формуле (2.25)— безыидуктиаиым сопротивлением. Прн увеличении с (угла ага«и) Иа коэффициент с„вначале несколько Уменьшаегса до с„м. Это а "а объясняется тем, что на носке крыла появляется область разрежения, формирующая силу ЛЛ, наклоненную вперед (см.

Р"с. 2.10). Чем больше радиус носка и его поверхность, тем боль- будет величина этой силы. Если спроектироьать вектор поли ли"й аэродииамич кой силы М иа оси связанной системы чучучу.то$сЬ-!я.зрЬ.гп — Самолет своими р координат, то получим составляющую АТ, направленную вдоль хорды вперед. Ее называют подсасывающей силой. Подсасывающая сила уменьшаег лобовое сопротивление крыла. Она зависит от формы и размеров носка крыла. В результате сопротивление оказывается минимальным ие прн с„= О, а при некотором положительном угле атаки При последующем увеличении углов атаки возрастаег индуктивное сопротивление и с, возрастаег по величине. Возрастание это будет тем больше, чем большим оказывается коэффициент А.

В силу этого данный коэффициент еще называют коэффициентом отвала поляры (увеличение А приведет х отклонению поляры вправо). Касательная к поляре, параллельная оси с«, определяет с„,„, который соответствуег критическому углу атаки. "а 2.6.6. Аэродинамическое качество Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению инзы вают аэродинамическим качеством ЛА (К): а (2. 30 «« Аэродинамическое качество можно также выразить через коэффициенты подъемной силы н лобового сопротивления, используя формулы (2.2!) н (2.22).

Возьмем какую-либо точку иа поляра (например, точку А на рнс. 2.17). Из треугольника АОВ будем иметь: Ад са — = — ' = К = 1д ср. ОВ с„ (2.3!) Таким образом, аэродинамическое качество можно определить через тангенс угла Ф, соблюдая масштабы графика. Если перемещать точку А по поляре, задаваясь каждый раз углом атаки, то можно посгроить зависимость к качества от угла атаки или от гс коэффициента подъемной силы. На рис. 2.18 приведена такая зависимость.

При с = 0 К ач такж~ будет равно нулю. После- 5 дующее увеличение с„приведет к увеличению качества: точка А будет перемещаться вверх по поляре, угол «у — возрастет. При са = са, прямая ОА буи гс гп дет касательной к поляре, угол „. Рис. 2.!В. 3«иисииосгь ааоодииаиича- будет самым большим из все ского и ачсстаа от угла атаки возможных. Такой угол ата 42 (коэффициент подьемной силы) называют наивыгоднейшим.

На наивыгоднейшем угле атаки реализуется максимальное качество. Оио характеризует аэродинамическое совершенство ЛА. Если поляра описывается квадратичной зависимостью (2 29), то, дифференцируя ее и приравнивая производную к нулю, можно найти значения с„= ~, А .' К „= ='; с = 2с„(2.32) р с«аа Для крыла дельтаплана влияние подсасывающей силы велико, поляра может существенно отличаться от квадратичной параболы и тогда характеристики (2.32) определяются с большими погрешностями. 2.6.7. Аэродинамические моменты Аэродинамические силы вызывают действие моментов.