Подъемная аэродинамическая сила (1246132), страница 3

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 3)

дуги окружности, стягиваемой хордой b с высотой сегмента fпри обтекании его идеальной несжимаемой воздушной средой. Хотя в реальной средебезотрывное обтекание такого профиля невозможно (из-за острых кромок), этаформула распространяется (с поправочными коэффициентами) на безотрывнообтекаемые профили, имеющие скруглённую переднюю и острую заднюю кромки.

Приэтом учитывается применимость формулы для углов атаки не выше 10 - 15 градусов,так как при более высоких углах и у таких профилей начинается отрыв потока. Этопозволяет заменить синус линейной зависимостью. Такой подход иногда называют«скелетным», имея ввиду, что «дужка» рассматривается как «скелет» профиля,заменяющий его среднюю линию. Для тонких профилей при М<0,5 поправочныекоэффициенты для типовых профилей составляют 0,85  0,95.Отрыв потока, происходящий с ростом угла атаки, приводит к уменьшениюкоэффициента подъёмной силы профиля относительно указанной линейной зависимости.Угол, при котором коэффициент подъёмной силы достигает максимума c ya max ,называется критическим углом атаки  êð , или  max .Подъёмная сила участка длиной l прямого (цилиндрического) крыла с хордой bV 2определяется по очевидной формуле Ya blc ya .2В ряде случаев эти результаты можно применить и к крылу непрямой формы, т.е.

–имеющему различные профили в разных сечениях. Сделать это можно в том случае, еслиобтекание в каждом сечении можно считать плоским. Правда, проверить это можно лишьэкспериментально. В этом случае участок крыла длиной l можно рассматривать какнабор профилей («крыловой набор»), и подъёмную силу можно подсчитать по формулеlYa  q  c ya ( z )b( z )dz ,0где b( z ) и c ya ( z ) – хорда и коэффициент подъёмной силы профиля в сечении z. Еслиlпрофили подобны, т.е.c ya ( z )  c ya  const , тоYa  qc ya  b( z )dz  qbcp lc ya , где0l1b( z )dz - средняя (геометрическая) хорда крыла.l 0При неустановившемся движении подъёмная сила крыла отличается от той, котораясуществует при неизменном угле атаки.

Например, при повороте ЛА с угловой скоростью z для каждой точки крыла появляется дополнительная составляющая местной скоростиx z , пропорциональная расстоянию x от этой точки до ЦМ ЛА. Раз меняются местныеbcp 6скорости обтекания, то меняется и подъёмная сила, но этими изменениями обычнопренебрегают ввиду их малости.Подъемная сила крыла конечного размаха, очевидно, меньше, чем подъёмная силаучастка бесконечного крыла такой же длины, так как у концов крыла из-за разницыдавлений происходит вертикальное движение потока с образованием вихрей(индуктивных вихрей или вихрей самоиндукции). Эти вихри приводят не только кдополнительному скосу потока за крылом (средний угол этого скоса обозначается  i иназывается – индуктивным), но и поворачивают создаваемую крылом силу примерно натакой же угол навстречу потоку по сравнению с силой, создаваемой бесконечным крылом.Так как причиной этих эффектов является конечность удлинения крыла , то этотэффект описывают в первом приближении зависимостью производной коэффициентаподъемной силы от удлинения крыла cya  cya 2или cya  cya  2(1   ), где =()– эмпирический поправочный коэффициент, зависящий от формы крыла в плане.Например, для прямоугольных крыльев с  от 2 до 15  = 0,05 + 0,01875.Уменьшение подъемной силы – плохо.

Для снижения эффекта самоиндукции делают«законцовки» крыльев в виде концевых шайб и крылышек. Но от самоиндукции возможени положительный эффект: сход вихрей с задней части верхней поверхности крыла может«затянуть» отрыв потока, следовательно – увеличить диапазон допустимых углов атаки.Для крыльев с малым удлинением  < 2 линейная зависимость для Cya уже неподходит – теория не работает даже для малых углов атаки.

Такие крылья обычно – длявысокоскоростных (сверхзвуковых) ЛА, причем – плоские, с заостренной кромкой изначительной стреловидностью. На «дозвуке» у таких крыльев с ростом угла атакиперетекание происходит и через переднюю кромку, причём – со срывом (т.е. образуя какбы фиктивный обтекаемый профиль) и – с большой скоростью, что может даже увеличитьподъемную силу и затянуть отрыв потока у задней кромки.

Отсюда – возможность полетапри больших углах атаки (хотя сами коэффициенты силы – меньше).Для изменения подъёмной силы в полёте применяют так называемые средствамеханизации крыла, к которым, прежде всего, относятся закрылки и предкрылки (носки).Принцип их действия основан на увеличении площади крыла (выдвижные) и/иликривизны профиля (поворотные), или и того и другого одновременно (комбинированные,многосекционные). Ограничения – не только из-за сложности конструкции, но и из-завозможности отрыва потока.Теоретические результаты получены без учета сжимаемости воздуха. Из газовойдинамики известно, что такой подход приемлем для скоростей, далеких от скорости звука,М<0,5 (не учёт сжимаемости на таких скоростях дает погрешность менее 5%, чтосоизмеримо с общей погрешностью расчета).

При больших скоростях вводят поправки насжимаемость или полностью отказываются от расчетных методов, переходя кэкспериментальным зависимостям (нелинейным).Также поступают и при сверхзвуковых скоростях, на которых принцип образованияподъёмной силы уже не соответствует теории Н.Е.Жуковского. В современнойаэродинамике существуют аналитические подходы к расчёту подъёмной силы присверхзвуковых скоростях, но точность и достоверность их не позволяет обойтись безэкспериментальных исследований практически для каждой новой разработки.Дополнительные сложности возникают на трансзвуковых скоростях, при которых накрыле образуются перемежающиеся локальные скачки уплотнений.Для сверхзвуковых скоростей – другие требования к формам профилей и крыла вплане. Из-за особенностей образования скачков уплотнений – острые кромки, малыетолщины (в дополнение к нулевым или малым вогнутостям). Предпочтительнее тонкиепрямые профили (сверхкритические и сверхзвуковые).

Форма крыла в плане во многомопределяется формой волнового фронта (скачка уплотнений). Сверхзвуковая передняя7кромка – находящаяся вне конуса Маха от ее же точек. Т.е. каждая точка работает всверхзвуковом потоке. Дозвуковая кромка – целиком находящаяся внутри конуса Маха отпередней точки.Во всех случаях подъемная сила и коэффициент подъемной силы крыла могутбыть представлены в виде зависимостей от конструктивных параметров крыла, егохарактерного размера (площади), параметров средств механизации, параметров движенияЛА и характеристик среды Ya  qSc ya ( ,  З ,  Н ,..., M , Re,...) . При малых углах атаки можнопользоваться линеаризованными зависимостями, например с ya  c ya 0  cya  c yaз  З  c yaн  Н ,где  З и  Н – углы отклонения закрылка и носка соответственно.Для большинства ЛА фюзеляж (корпус ЛА) также создает подъемную силу, однако– существенно меньшую, чем крыло.

Обычно – экспериментально определяемую. Дляфюзеляжей типовых форм результаты этих экспериментов обобщены в виде справочныхзначений коэффициентов подъемной силы. Например, фюзеляж в форме цилиндра сносовой полусферой имеет производную коэффициента подъёмной силы по углу атакиcyaф  0,035 радиан-1. При пользовании справочными данными следует учесть, чтохарактерной площадью фюзеляжа считается площадь его миделева сечения S мф , поэтомупри определении суммарного аэродинамического коэффициента справочное значениеS мфнадо умножать на относительную площадь миделя фюзеляжа S мф .SКак правило, гораздо больший эффект вносит взаимодействие потоков от крыла ифюзеляжа.

Если фюзеляж создает положительную подъемную силу, то существуетвертикальная составляющая потока вдоль боковых поверхностей фюзеляжа. Этасоставляющая проявляется в действующем у основания крыла потоке, увеличиваяместный угол атаки и, соответственно – подъёмную силу. С другой стороны, приположительной подъёмной силе крыла избыточное давление снизу крыла воздействует нафюзеляж. Оба эти эффекта дают дополнительную подъемную силу, называемуюинтерференционной составляющей Yaèêô . Поэтому подъёмная сила комбинации«крыло + фюзеляж) Yaê ô  Yaê  Yaô  Yaèêô .Но этот эффект легко испортить «неправильным» сопряжением крыла и фюзеляжа,вследствие которого могут возникать завихрения и отрывы потока.

Поэтому в местахсопряжения делают скругления, «зализы».Эффекты интерференции могут быть усилены специальными конструктивнымимерами и приданием фюзеляжу соответствующей формы. На основе этой идеиразработаны так называемые интегральные компоновки ЛА, при которых фюзеляж вовзаимодействии с крылом создает значительную часть подъёмной силы. Логическимзавершением этой концепции является компоновка «летающего крыла».В традиционных схемах ЛА подъёмная сила фюзеляжа существенно меньше, чем укрыла, поэтому при её расчётах можно использовать весьма приближённые методы –абсолютные значения погрешностей мало скажутся на общей точности расчётов.Исключение составляют бескрылые ЛА, для которых подъёмная сила фюзеляжасоставляет значительную часть подъёмной силы всего ЛА, и определять её нужно смаксимально возможной точностью.Подъемная сила оперения вычисляется аналогично крылу, так как оперение, такжекак и крыло, является «несущей поверхностью», т.е.

– элементом, подъёмная силакоторого значительно превосходит силу сопротивления. Отличия – в площади (обычно –заметно меньшей, чем у крыла) и в искажении потока у хвостового оперениярасположенными впереди его элементами. Как правило, крыло, в основном, изменяетнаправление потока (создаёт его скос), а фюзеляж - уменьшает величину скорости, еслиоперение оказывается в пограничном слое.8êðСкос потока (средний) у оперения от крыла  îï зависит от формы крыла, его углаатаки и от расположения оперения относительно крыла.

Характеристики

Список файлов лекций