Аэродинамика самолета, страница 6

21)Кроме сил давления, на поверхность крыла по касательной к ней действуют силы трения, которыеобусловлены вязкостью воздуха и целиком определяются процессами, происходящими в пограничном слое.Суммируя распределенные по поверхности крыла силы давления и трения, получимравнодействующую силу, которая называется полной аэродинамической силой.Точка приложения полной аэродинамической силы на хорде профиля крыла называется центромдавления.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА21Рис.

21 Распределение давлений по профилю крылаКРЫЛО И ЕГО НАЗНАЧЕНИЕКрыло самолета предназначено для создания подъемной силы, необходимой для поддержкисамолета в воздухе.Аэродинамическое качество крыла тем больше, чем больше подъемная сила и меньше лобовоесопротивление.Подъемная сила и лобовое сопротивление крыла зависят от геометрических характеристик крыла.Геометрические характеристики крыла в основном сводятся к характеристикам крыла в плане ихарактеристикам профиля крыла.ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛАГеометрические характеристики крыла сводятся в основном к характеристикам формы крыла вплане и к характеристикам профиля крыла. Крылья современных самолетов по форме в плане могут быть(Рис.

22): эллипсовидные (а), прямоугольные (б), трапециевидные (в), стреловидные (г) и треугольные (д)Наилучшей в аэродинамическом отношении является эллипсовидная форма, но такое крыло сложнов производстве, поэтому редко применяется. Прямоугольное крыло менее выгодно с точки зренияаэродинамики, но значительно проще в изготовлении. Трапециевидное крыло по аэродинамическимхарактеристикам лучше прямоугольного, но несколько сложнее в изготовлении.Стреловидные и треугольные в плане крылья в аэродинамическом отношении на дозвуковыхскоростях уступают трапециевидным и прямоугольным, но на околозвуковых и сверхзвуковых имеютзначительные преимущества.

Поэтому такие крылья применяются только на самолетах, летающих наоколозвуковых и сверхзвуковых скоростях.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА22Рис. 22 Формы крыльев в планеРис. 23 Угол поперечного V крылаРис. 24 Геометрические характеристики крылаФорма крыла в плане характеризуется размахом, площадью удлинением,стреловидностью (Рис. 24) и поперечным V (Рис. 23)Размахом крыла L называется расстояние между концами крыла по прямой линии.Площадь крыла в плане Sкр ограничена контурами крыла.сужением,Площадь трапециевидного и стреловидного крыльев вычисляет какплощади двух трапецийS кр = 2[ ]bk + bo l⋅ = l ⋅ bср м 2 ,22(2.1)где b0 - корневая хорда, м;bк- концевая хорда, м;b=bo + bk2 - средняя хорда крыла, м.Удлинением крыла λ называется отношение размаха крыла к средней хордеλ=l.bср(2.2)Если вместо bср подставить его значение из равенства (2.1), то удлинение крыла будет определятьсяпо формулеАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТАλ=l2.S кр23(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 η называется отношение осевой хорды к концевой хордеη=bo.bk(2.4)Для дозвуковых самолетов сужение крыла обычно не превышает 3, а для околозвуковых исверхзвуковых оно может изменяться в широких пределах.Углом стреловидности χ называется угол между линией передней кромки крыла и поперечнойосью самолета.

Стреловидность также может быть замерена по линии фокусов (проходящей на расстоянии1/4 хорды от ребра атаки) или по другой линии крыла. Для околозвуковых самолетов она достигает 45°, адля сверхзвуковых - до 60°.Углом поперечного V крыла называется угол между поперечной осью самолета и нижнейповерхностью крыла (Рис.

23). У современных самолетов угол поперечного V колеблется от +5° до -15°.Профилем крыла называется форма его поперечного сечения. Профили могут быть (Рис. 25): симметричнымии несимметричными. Несимметричные в свою очередь могут быть двояковыпуклыми, плосковыпуклыми,вогнутовыпуклыми и .S-образными. Чечевицеобразные и клиновидные могут применяться для сверхзвуковыхсамолетов.На современных самолетах применяются в основном симметричные и двояковыпуклые несимметричныепрофили.Основными характеристиками профиля являются: хорда профиля, относительная толщина, относительнаякривизна (Рис.

26).Хордой профиля b называется отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля.Рис. 25 Формы профилей крыла1 - симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - S-образный;6 ламинизированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 - Δ видныйРис. 26 Геометрические характеристики профиля:b - хорда профиля; Смакс - наибольшая толщина; fмакс - стрела кривизны; хс- координата наибольшейтолщиныАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА24Рис. 27 Углы атаки крылаРис.

28 Полная аэродинамическая сила и точка ее приложенияR - полная аэродинамическая сила; Y - подъемная сила; Q - сила лобового сопротивления; α- уголатаки; θ - угол качестваОтносительной толщиной профиляхорде, выраженное в процентах:с=сназывается отношение максимальной толщины Смакc кс макс⋅ 100%.b(2.5)Положение максимальной толщины профиля Хc выражается в процентах от длины хорды иотсчитывается от носкаχс =χсb⋅100%.(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.f =f макс⋅100%.b(2.7)У симметричных профилей относительная кривизна равна нулю, для несимметричных же этавеличина отлична от нуля и не превышает 4%.СРЕДНЯЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ХОРДА КРЫЛАВсякое вращательное движение самолета в полете совершается вокруг его центра тяжести.

Поэтомуважно уметь быстро определять положение ЦТ и знать, как будет изменяться балансировка при измененииего положения. Положение центра тяжести, как правило, ориентируется относительно среднейаэродинамической хорды крыла.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА25Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольногокрыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы иположение центра давления (ЦД) при равных углах атаки (Рис.

29).Рис. 29 Средние аэродинамические хорды крыльевВеличина и координаты САХ для каждого самолета определяются в процессе проектирования иуказываются в техническом описании.Если величина и положение САХ данного самолета неизвестны, то их можно определитьприближенно. Для трапециевидного незакрученного крыла САХ определяется путем геометрическогопостроения.

Для этого крыло самолета вычерчивается в плане (и в определенном масштабе). Напродолжении корневой хорды откладывается отрезок, равный по величине концевой хорде (Рис. 30), а напродолжении концевой хорды (вперед) откладывается отрезок, равный корневой хорде. Концы отрезковсоединяют прямой линией. Затем проводят среднюю линию крыла, соединяя прямой середины корневой иконцевой хорд. Через точку пересечения этих двух линий и пройдет средняя аэродинамическая хорда (САХ).Рис. 30 Геометрическое определение САХЗная величину и положение САХ на самолете и приняв ее как базовую линию, определяютотносительно нее положение центра тяжести самолета, центра давления крыла и т.

д.Аэродинамическая сила самолета создается крылом и приложена в центре давления. Центрдавления и центр тяжести, как правило, не совпадают и поэтому образуется момент сил. Величина этогомомента зависит от величины силы и расстояния между ЦТ и центром давления, положение которыхопределяется как расстояние от начала САХ, выраженное в линейных величинах или в процентах длиныСАХ.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА26Рис. 31 Положение центра тяжести самолетаРис. 32 Расчет центровки при изменении веса самолетаЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КРЫЛАЛобовое сопротивление - это сопротивление движению крыла самолета в воздухе.

Оноскладывается из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений:Хкр=Хпр+Хинд+ХВ.(2.8)Волновое сопротивление рассматриваться не будет, так как возникает на скоростях полета свыше450 км/ч.Профильное сопротивление слагается из сопротивления давления и сопротивления трения:Хпр=ХД+Хтр.(2.9)Сопротивление давления - это разность давлений перед и за крылом. Чем больше эта разность, тембольше сопротивление давления. Разность давлений зависит от формы профиля, его относительнойтолщины и кривизны (Рис. 33, на рисунке обозначено Сх - коэффициент профильного сопротивления).Рис. 33 График зависимости профильного сопротивления от толщины профиляЧем больше относительная толщина с профиля, тем больше повышается давление перед крылом ибольше уменьшается за крылом, на его задней кромке.

В результате увеличивается разность давлений и, какследствие, увеличивается сопротивление давления. Обтекание воздушным потоком крыльев самолетов Як52 и Як-55 в рабочем диапазоне углов атаки (линейный участок характеристики Cy=f(α) происходит безотрыва пограничного слоя со всей поверхности профиля крыла, в результате этого сопротивление давлениявозникает из-за разности давлений передней части крыла и задней. Величина сопротивления давленияневелика.

Возникновение сопротивления давления сопровождается образованием слабых вихрей в спутнойструе, 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 самихвихрей резко увеличиваются.Сопротивление трения возникает вследствие проявления вязкости воздуха в пограничном слоеобтекающего профиля крыла.

Величина сил трения зависит от структуры пограничного слоя и состоянияобтекаемой поверхности крыла (его шероховатости). В ламинарном пограничном слое воздухасопротивление трения меньше, чем в турбулентном пограничном слое. Следовательно, чем большую частьповерхности крыла обтекает ламинарный пограничный слой воздушного потока, тем меньше сопротивлениетрения.На величину сопротивления трения влияют: скорость самолета; шероховатость поверхности; формакрыла.