Закритические углы атаки, понятия штопора и заднего сваливания.

Впр: Кто знает авиационное слово 'штопор' и может объяснить, как и почему в него может попасть самолет?
Отв: При выходе крыла за критический угол атаки происходит срыв потока. Происходит он обычно не совсем одновременно на правой и левой консолях. На 'сорвавшейся' консоли РЕЗКО падает Y и растет X. В результате самолет валится вниз, одновременно закручиваясь вокруг 'сорвавшейся' консоли.

На параплане штопор невозможен. При выходе на закритические углы атаки аппарат попадает в режим 'заднего сваливания'. ЗАДНЕЕ СВАЛИВАНИЕ - ЭТО УЖЕ НЕ ПОЛЕТ, А ПАДЕНИЕ. Купол параплана складывается и уходит вниз и назад зa спину пилота так, что угол наклона строп достигает 45-55 градусов. Пилот падает к земле спиной. При падении с высоты 20-30 метров в режиме заднего сваливания проблемы со здоровьем пилоту гарантированы. Чтобы не попасть в беду, мы будем изучать этот режим на практических занятиях. Нас будут интересовать ответы на два вопроса. Как не попасть в 'сваливание'? Что делать, если аппарат все-таки сорвался? Тогда этот режим будет разобран подробнее.

7. Обтекание воздушным потоком реального крыла.
7.1. Основные геометрические характеристики реального крыла.

Обычно форму крыла определяют, задавая профиль, вид сверху, угол крутки и угол поперечного V.

ПРОФИЛЬ КРЫЛА - сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии (рисунок 31 сечение А-А). Иногда под профилем понимают сечение, перпендикулярное передней или задней кромке крыла (рисунок 31 сечение Б-Б).

ХОРДА ПРОФИЛЯ - участок прямой, соединяющий наиболее удаленные точки профиля. Длину хорды обозначают через 'b'.
Описывая форму профиля, применяют прямоугольную систему координат с началом в передней точке хорды. Ось ОХ направляют по хорде от передней точки к задней, а ось OY - вверх. Верхняя и нижняя границы профиля задаются по точкам с помощью таблицы или формулами. Контур профиля строят также, задавая среднюю линию и распределение толщины профиля вдоль хорды. Смотри рисунок 32.

Основными геометрическими характеристиками профиля являются следующие (смотри рисунок 32).

- ОТНОСИТЕЛЬНАЯ ТОЛЩИНА.
- ОТНОСИТЕЛЬНАЯ КООРДИНАТА МАКСИМАЛЬНОЙ ТОЛЩИНЫ.
- ОТНОСИТЕЛЬНАЯ ВОГНУТОСТЬ.
- ОТНОСИТЕЛЬНАЯ КООРДИНАТА МАКСИМАЛЬНОЙ ВОГНУТОСТИ.
- ОТНОСИТЕЛЬНЫЙ РАДИУС НОСКА.
- УГОЛ ЗАОСТРЕНИЯ ЗАДНЕЙ КРОМКИ.

Описывая форму крыла, используют следующие понятия и характеристики (смотри рисунок 31):

	РАЗМАХ КРЫЛА - расстояние между плоскостями, параллельными плоскости симметрии и касающимися концов крыла.
	b(r) МЕСТНАЯ ХОРДА - хорда профиля в сечении Z.
	b0 ЦЕНТРАЛЬНАЯ ХОРДА - местная хорда в плоскости симметрии.
	bk КОНЦЕВАЯ ХОРДА - хорда в концевом сечении.

Если концы крыла закруглены, то концевая хорда определяется так как это показано на рисунке 33.

БАЗОВАЯ ПЛОСКОСТЬ КРЫЛА - плоскость, содержащая центральную хорду и перпендикулярная плоскости симметрии.

	S - ПЛОЩАДЬ КРЫЛА - площадь проекции крыла на его базовую плоскость.
	Хпк - УГОЛ СТРЕЛОВИДНОСТИ ПО ПЕРЕДНЕЙ КРОМКЕ - угол между касательной к линии передней кромки и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде.
	Фкп(z) - МЕСТНЫЙ УГОЛ КРУТКИ - угол между местной хордой и базовой плоскостью крыла.

Примечание 1: Крутка считается положительной, если координата 'у' передней точки хорды больше координаты 'у' задней точки хорды.

Примечание 2: Различают геометрическую и аэродинамическую крутки.

	Геометрическая крутка: Закладывется при проектировании ЛА.
	Аэродинамическая крутка: Возникает в полете при деформации крыла под действием аэродинамических сил.

Примечание 3: Наличие крутки приводит к тому, что отдельные участки крыла устанавливаются к воздушному потоку на разных углах атаки.

Ф(z) МЕСТНЫЙ УГОЛ ПОПЕРЕЧНОГО V КРЫЛА-смотри рисунок 34 (угол между проекцией на плоскость, перпендикулярную центральной хорде, касательной к линии 1/4 хорд и базовой плоскостью крыла).

УГОЛ АТАКИ КРЫЛА - Угол между центральной хордой крыла и плоскостью XZ скоростной системы координат.

Впр: Есть ли разница между углами атаки (УА) крыла и самолета?
Отв: Угол атаки самолета измеряется относительно строительной оси самолета.
Крыло обычно устанавливают под некоторым углом к ней. Угол этот называется - УГОЛ УСТАНОВКИ КРЫЛА.
УА_КРЫЛА=УА_САМОЛЕТА+УГОЛ_УСТАНОВКИ_КРЫЛА. Делается это для того, чтобы при полете самолета в крейсерском режиме крыло, установленное под некоторым углом к потоку, создавало 'хорошую' подъемную силу, а фюзеляж, установленный вдоль потока, давал минимальное сопротивление. Смотри рисунок 35.

Форма трапецевидных крыльев однозначно определяется тремя параметрами (смотри рисунок Зб):

УДЛИНЕНИЕ КРЫЛА - Отношение квадрата размаха к площади крыла:

СУЖЕНИЕ КРЫЛА - Отношение длин центральной и концевой хорд.

Xпк - УГОЛ СТРЕЛОВИДНОСТИ ПО ПЕРЕДНЕЙ КРОМКЕ.

Образование дополнительной подъемной силы на крыле с несимметричным профилем.

На рисунке 37 показана схема обтекания несимметричного профиля.

Рассмотрим две струйки воздуха, обтекающие верхнюю и нижнюю поверхности профиля. Профиль обтекается без завихрений. Молекулы воздуха в струйках 1 и 2, подходящие одновременно к передней кромке крыла, должны также одновременно отойти от задней кромки. Из рисунка видно, что длина траектории струйки воздуха, обтекающей верхнюю поверхность профиля, (1) больше, чем длина траектории обтекания нижней поверхности (2). Над верхней поверхностью молекулы воздуха движутся быстрее и располагаются реже, чем внизу. Возникает РАЗРЯЖЕНИЕ. Разница давлений под нижней и над верхней поверхностями крыла приводит к появлению дополнительной подъемной силы. В отличие от пластины, при нулевом угле атаки на крыле с подобным профилем подъемная сила будет не нуль.
Наибольшее ускорение обтекающего профиль потока возникает над верхней поверхностью вблизи передней кромки. Соответственно там же наблюдается и максимальное разряжение. На рисунке 38 показаны эпюры распределения давления по поверхности профиля.

Сp - Коэффициент давления.
Р - Давление в потоке.
Рн - Давление в невозмущенном потоке.
qн - Скоростной напор невозмущенного потока.
Pн - Плотность воздуха в невозмущенном потоке.
V н - Скорость невозмущенного потока.

Примечание: Твердое тело, взаимодействуя с потоком воздуха, изменяет его характеристики (давление, плотность, скорость). Под характеристиками невозмущенного потока мы будем понимать характеристики потока на бесконечно большом удалении от исследуемого тела. То есть там где исследуемое тело с потоком не взаимодействует (не возмущает его).

Коэффициент Ср показывает относительную разницу между давлением воздушного потока на крыло и атмосферным давлением в невозмущенном потоке. Там где Ср<0 поток разряжен. Там где Ср>0 поток испытывает сжатие.

Особо отметим точку 'А'. Это критическая точка. В ней происходит разделение потока. В этом месте скорость потока равна нулю, давление максимально и равно давлению торможения, а коэффициент давления Ср=1.

Р o -Давление торможения.
Рн - Давление в невозмущснном потоке.
q н - Скоростной напор невозмушенного потока.

Распределение давлений по профилю существенно зависит от формы профиля, угла атаки и может значительно отличаться от приведенного на рисунке. Важно лишь уяснить, что основная часть подъемной силы образуется на первых 25% хорды профиля за счет разряжения воздушного потока над верхней поверхностью крыла.

⇐ Предыдущая12345678910Следующая ⇒

Поделиться: