Анализ графика подъёмной силы.

⇐ ПредыдущаяСтр 5 из 28Следующая ⇒

Для поддержания постоянства подъёмной силы, любое изменение скоростного напора должно сопровождаться изменением угла атаки. При этом каждому значению скоростного напора соответствует свой определённый угол атаки.

Минимально-допустимый скоростной напор определяется величиной С_{у макс}, которая достигается на критическом угле атаки (около 16°). Этот угол есть величина постоянная (для заданной конфигурации самолёта).

Если требуется увеличение подъёмной силы при сохранении заданного угла атаки, то необходимо увеличение скоростного напора. Чем больше сила тяжести самолёта, тем больше минимально-допустимый скоростной напор.

На рисунке представлены графики подъёмной силы для трёх профилей, двух симметричных с разной толщиной профиля и одного искривлённого.

Увеличение толщины профиля позволяет увеличить С_{у макс} до 70%.

Искривление профиля также позволяет увеличить С_{у макс}, потому что проходное сечение трубки тока воздуха над верхней поверхностью сужается сильнее, что приводит к большему ускорению потока и большему перепаду давления.

Искривлённые профили создают подъёмную силу даже на малых отрицательных углах атаки, потому что, при обтекании профиля, всё равно создаётся небольшая зона уменьшения проходного сечения трубки тока воздуха.

У симметричных профилей на тех же углах атаки проходное сечение трубки тока имеет больший размер, поэтому генерируемая подъёмная сила меньше. Особенно сильно это проявляется на тонких профилях. Но при полёте на больших числах М, это становится преимуществом, поскольку замедляется развитие скачков уплотнения (подробное объяснение будет позже).

Более толстые и искривлённые профили имеют больший С_{у макс}, что позволяет самолёту иметь меньшую скорость сваливания. Но вместе с тем, такие профили создают большее профильное сопротивление и большие моменты тангажа при полёте на больших числах М. Поэтому самолёт с таким профилем крыла будет иметь относительно небольшую крейсерскую скорость полёта. На современных самолётах используют профили эффективные на больших скоростях крейсерского полета, поскольку именно на этом режиме самолет находится большую часть летного времени. Недостаток подъемной силы при малых скоростях полёта компенсируют высоко развитой механизацией крыла.

Взаимосвязь скорости и скоростного напора.

Ещё раз повторим, что при полёте на заданном угле атаки, условием постоянства подъёмной силы, есть постоянство скоростного напора. Если самолёт попадает в зону меньшей плотности воздуха, то скорость полёта должна быть увеличена для сохранения скоростного напора. Плотность воздуха уменьшается не только при подъёме на высоту, но и при увеличении температуры на той же высоте полёта. Попав в такие условия, самолёт оказывается как бы на более большой высоте, по условиям полёта. Эту высоту называют «большей высотой по плотности воздуха» (high density altitude). Это такая высота, на которой в стандартной атмосфере будет такая же плотность воздуха, какая сейчас существует на более низкой высоте, но при температуре выше стандарта.

Так пилот самолёта, взлетающего в жару с равнинного аэродрома, должен понимать, что характеристики у самолёта будут, как будто он взлетает с горного аэродрома (расположенного на большей высоте).

Введение в характеристики лобового сопротивления.

Лобовое сопротивление – это составляющая полной аэродинамической силы, действующая параллельно направлению движения самолета (направлению движения невозмущённого потока воздуха).

Формула лобового сопротивления: X = Q C_x S, где Q – скоростной напор, C_x – коэффициент лобового сопротивления и S – площадь крыла.

Изменение C_x по углу атаки изображено на рисунке. На малых a величина C_x небольшая и слабо изменяется при изменении a. Но на больших углах атаки изменения C_x становятся более значительными. На углах атаки больших критического сопротивление продолжает расти.

Аэродинамическое качество (L/D ratio).

Оценка эффективности создания подъёмной силы производится с помощью отношения между подъёмной силой и лобовым сопротивлением.

На рисунке показано, что аэродинамическое качество увеличивается при росте угла атаки примерно до 4°. Этот угол называется «наивыгоднейшим» (optimum). При дальнейшем увеличении угла атаки качество уменьшается.

Если самолёт летит на наивыгоднейшем угле атаки, то лобовое сопротивление у него наименьшее из возможных, для реализуемой подъёмной силы. Если он изменит скорость в любую сторону, то для сохранения постоянства подъёмной силы изменится и угол атаки. На новом угле атаки аэродинамическое качество будет уже меньше, а значит, при той же подъёмной силе самолёт будет испытывать большее лобовое сопротивление.

При изменении силы тяжести самолёта будет меняться приборная скорость (скоростной напор), соответствующая полёту на наивыгоднейшем угле атаки. Чем меньше вес, тем меньше приборная скорость соответствующая минимальному сопротивлению и наоборот. При заданной конфигурации самолёта и числах М менее 0, 4 изменения веса самолёта не влияют на величину максимального аэродинамического качества.

Значения максимального аэродинамического качества по видам летательных аппаратов:

Планера – от 25 до 60, реактивные транспортные самолёты – от 12 до 20, винтовые учебные самолёты – от 10 до 15.

Влияние веса самолёта на минимальную скорость полёта.

Срыв потока происходит всегда на одном и том же угле атаки, но изменение силы тяжести самолёта приводит к тому, что достижение этого угла атаки происходит на разных приборных скоростях полёта. У современных самолётов вес топлива может достигать до половины взлётного веса самолёта, поэтому диапазон изменения веса в полёте может быть очень велик. Соответственно будет меняться и минимальная скорость горизонтального полёта.

Состояние поверхности.

Неровности поверхности, особенно вблизи передней кромки, оказывают существенный эффект на обтекание и С_{у макс}в частности. На рисунке проиллюстрировано влияние неровностей на передней кромке по сравнению с гладкой поверхностью.

Неровности, расположенные на крыле далее 20% хорды от передней кромки, мало влияют на С_{у макс}.

Иней, снег и даже капли дождя могут существенно повысить неровность поверхности. Грязь или слякость, попавшие на крыло при рулении по неочищенным рулёжным дорожкам и т. п., также серьёзно влияют на обтекание крыла. При обледенении крыла в полёте намерзание льда происходит на передней кромке и это может очень сильно уменьшить С_{у макс}.

Полёт с выпущенной механизацией крыла.

Основная цель механизации крыла (закрылков и предкрылков) в уменьшении взлётных и посадочных дистанций путём повышения С_{у макс} и, благодаря этому, уменьшения минимальной скорости полёта.

Как видно из рисунка, при выпуске механизации увеличивается С_{у макс} и уменьшается угол атаки для любого заданного коэффициента подъёмной силы. Это приводит к уменьшению скорости сваливания (срыва потока). Подробно механизация крыла буден рассмотрена позже.

Трёхмерное обтекание самолёта.

До сих пор рассматривалось двухмерное обтекание профиля крыла. Это упрощённая модель реальной картины обтекания самолёта. Как уже говорилось, даже малейший перепад давлений меняет направление движения воздушного потока в сторону меньшего давления. Реальное трехмерное обтекание крыла приводит к изменению местных углов атаки профиля, увеличивает лобовое сопротивление, влияет на характеристики срыва потока, устойчивость и управляемость самолёта. Далее, вместо профиля, будет рассматриваться обтекание целого крыла.

Геометрические характеристики крыла.

Площадь крыла (S): Хотя часть площади крыла может быть покрыта фюзеляжем или гондолами двигателей, но распределение давлений по этим поверхностям позволяет засчитывать эту площадь в общую площадь крыла.

Размах крыла (wing span; b): Расстояние от законцовки до законцовки.

Средняя хорда (Average chord; c): Отношение площади крыла к размаху. с = S/b.

Удлинение крыла (aspect ratio; AR): Отношение размаха крыла к средней хорде.

AR = b/c =b²/S. Удлинение крыла определяет его аэродинамические характеристики и массу конструкции. Значение этой величины у современных планеров до 35, реактивных транспортных самолётов – около 12, реактивных истребителей – уменьшается вплоть до 3.

Корневая хорда (root chord; C_R): Длина хорды в районе осевой линии самолёта.

Концевая хорда (Tip chord; C_T): Длина хорды на законцовке крыла.

Величина обратная сужению крыла (taper ratio; C_T/ C_R): Отношение концевой хорды к корневой. Влияет на распределение давления по размаху и вес конструкции крыла. У прямоугольного крыла эта величина равна 1, а у дельтовидного – 0.

Угол стреловидности (sweep angle). Измеряется между линией 25% хорды и перпендикуляром к корневой хорде. Определяет влияние на обтекание крыла сжимаемости воздуха, на максимальную подъёмную силу и характеристики сваливания самолёта.

Средняя аэродинамическая хорда (mean aerodynamic chord; MAC): Хорда прямоугольного крыла с таким же размахом и обладающего такими же пикирующим моментом подъёмной силы, как и исходное крыло. Средняя аэродинамическая хорда расположена на продольной оси самолёта и имеет прямое отношение к продольной устойчивости самолёта.

Концевой вихрь.

Воздух, обтекающий верхнюю поверхность, находится в зоне пониженного давления по отношению к воздуху под крылом. Верхний и нижний потоки воздуха взаимодействуют в зоне законцовки крыла и на его задней кромке. Перепад давления меняет направление потока, индуцируя движение к корню крыла над верхней поверхностью и в сторону концов крыльев – под крылом. Если смотреть на самолёт сзади, то индуцируется вихрь против часовой стрелки на правом полукрыле и по часовой стрелке – на левом.

На больших углах атаки (малых приборных скоростях полёта) уменьшение скорости потока приводит к увеличению составляющей потока вдоль размаха крыла и, соответственно, к усилению концевого вихря.

Скос потока за крылом.

Зоны повышенного и пониженного давления на крыле приводят к появлению вертикальных скоростей воздуха перед крылом и за ним. Концевой вихрь, модифицируя обтекание крыла, усиливает эти скорости. В целом, поток воздуха, проходящий в районе крыла приобретает нисходящую вертикальную скорость, то есть поток воздуха поворачивается на определённый угол вниз. Таким образом, можно говорить, что реальный угол обтекания (местный угол атаки) крыла уменьшается.

Сила скоса потока за крылом определяется силой концевых вихрей.

Из-за уменьшения местного угла атаки подъёмная сила крыла будет меньше той величины, которую можно было бы получить при условии отсутствия концевых вихрей. Причиной уменьшения подъёмной силы в данном случае является сам процесс создания подъёмной силы. Чтобы компенсировать этот эффект нужно увеличить угол атаки, а это приведет к увеличению лобового сопротивления. Этот прирост называется индуктивным сопротивлением, и он напрямую зависит от силы концевых вихрей.

Концевые вихри имеют значительное влияние на аэродинамику самолёта, его устойчивость и управляемость. Некоторые эффекты будут рассмотрены здесь и в следующих разделах.

Спутный след самолёта.

Спутный след самолёта простирается на значительное расстояние и может представлять чрезвычайную опасность для другого самолёта, попавшего в него. Скорость воздуха в спутном следе за тяжёлым самолётом может достигать 90 м/с. Спутный след не поддаётся обнаружению инструментальными средствами, поэтому важно знать его расположение относительно самолёта и движение в пространстве.

Спутный след за самолётом начинается при подъёме передней ноги на взлёте и прекращается после её опускания на посадке. Он существует за любым летательным аппаратом тяжелее воздуха, но наибольшую опасность представляет спутный след за тяжёлыми самолётами. История знает много катастроф вызванных попаданием легких самолётов в спутный след. При попадании в спутный след самолёт может потерять управление, может произойти разрушение конструкции или пилоту может не хватить высоты для вывода самолёта из сложного положения.

Чем тяжелее самолёт и меньше его скорость (больше угол атаки), тем сильнее концевые вихри. Наибольшая сила вихрей, при прочих равных условиях, при убранной механизации крыла. Чем тяжелее самолёт, генерирующий вихри, по сравнению с самолётом в них попавшим, тем больше опасность. При прочих равных условиях вертолёты имеют более мощный спутный след, чем самолёты.

Обычно два концевых вихря остаются разделёнными на расстоянии примерно три четверти от размаха крыла. Они плавно спускаются на 500 – 1000 футов и сохраняют свою силу на протяжении до 9 миль (за тяжёлыми самолётами).

Если самолёт летит на высоте менее 1000 футов, то вихри, опустившись до высоты, приблизительно двух размахов крыла, расходятся в стороны со скоростью около 2, 5 м/с.

При слабом устойчивом ветре возле земли концевые вихри будут смещаться вдоль поверхности. Могут возникнуть условия, что вихрь «зависнет» над ВПП. Вихри от взлетевшего с соседней ВПП самолёта могут представлять опасность для самолёта, взлетающего с параллельной ВПП.

При наличии турбулентности атмосферы вихри быстро разрушаются. Чем сильнее ветер, тем быстрее разрушаются вихри.

Безопасные интервалы между взлетающими и заходящими на посадку самолётами, поддерживаемые службой управления движения, уменьшают вероятность, но не гарантируют не попадание в спутный след. Особенно велика опасность в условиях слабого ветра. В этих условиях происходит большинство инцидентов, связанных с попаданием в спутную струю.

Общее правило для избежания спутной струи – быть выше и с наветренной стороны от впереди летящего самолёта. Также выдерживать интервалы при взлёте и посадке не менее заданных.

Влияние близости земли.

При полёте в непосредственной близости от поверхности развитие концевых вихрей крыла значительно ослабляется. Соответственно уменьшаются скосы потока перед и за крылом. Это эффект «экрана» земли – подъёмная сила возрастает, индуктивное сопротивление падает. Также меняется балансировка самолёта из-за смещения центра давления и изменения местных углов атаки стабилизатора.

Влияние экранного эффекта зависит от расстояния между крылом и поверхностью. Значительное уменьшение индуктивного сопротивления происходит при высоте над поверхностью не более половины размаха крыла.

Например, при размахе 40 метров индуктивное сопротивление уменьшится на высоте 40 м на 1, 4%, на высоте 10 м – на 23, 5%, на высоте 4 м – на 47, 6%.

В связи с этим можно сказать, что низкопланы более подвержены эффекту экрана земли, чем высокопланы.

На самолётах с низкорасположенным стабилизатором экранный эффект меняет его местный угол атаки из-за уменьшения скоса потока за крылом. Высокорасположенный стабилизатор, как правило, находится вне зоны влияния скоса потока.

Уменьшение скоса потока приводит к появлению пикирующего момента, а увеличение – кабрирующего.

Скос потока за крылом меняется не только от экранного эффекта земли, но и при изменении положения механизации крыла и формировании скачков уплотнения на числах М более критического. Поэтому понимание его влияния очень важно для усвоения основ полёта.

Поток, обтекающий стабилизатор, как правило, возмущен впереди расположенным крылом. Поэтому, рассматривая угол атаки стабилизатора, мы говорим о местном угле атаки, то есть об угле между линией хорды и направлением местного потока воздуха. При этом не используется понятие «отрицательный угол атаки». Если набегающий поток на стабилизатор меняет своё направление от D к G, то говорят, что угол атаки стабилизатора увеличивается и наоборот.

Увеличивающийся скос потока уменьшает угол атаки стабилизатора и наоборот.

Предположим, что самолёт входит в зону действия экранного эффекта земли с постоянным С_у и приборной скоростью. При этом произойдёт:

- уменьшение скоса потока приведёт к увеличению местного угла атаки крыла, что потребует уменьшения угла тангажа самолёта для сохранения постоянной подъёмной силы. Если тангаж самолёта не меняется, то подъёмная сила увеличится, и самолет замедлит или прекратит снижение. Этому будет также способствовать уменьшение индуктивного сопротивления самолёта.

-уменьшение сопротивления приведет к замедлению темпа гашения скорости (на посадке), что может выразиться в «перелёте».

- если перед входом в зону влияния экрана земли самолёт находился на углах атаки близких к критическим, то эффект экрана может привести к развитию срыва потока с крыла.

- уменьшение скоса потока увеличивает местный угол атаки стабилизатора. Аэродинамическая сила на стабилизаторе (направленная вниз) уменьшается и возникает пикирующий момент. Чтобы сохранить неизменный тангаж самолёта пилот должен взять штурвал «на себя».

- из-за экранного эффекта земли местное давление в районе приёмников статического давления, как правило, повышается, что приводит к занижению показаний приборной скорости и барометрической высоты.

При выходе из зоны экрана земли эффект будет противоположный:

- подъёмная сила уменьшится и увеличится индуктивное сопротивление. Для сохранения С_у потребуется увеличение угла атаки.

- увеличение скоса потока приведет к появлению кабрирующего момента тангажа.

- местное давление в районе приёмников статического давления уменьшится, что приведёт к завышению показаний скорости и барометрической высоты.

- из-за экранного эффекта возможно преждевременное отделение самолёта от земли на малой скорости с последующим повторным касанием ВПП, из-за уменьшения подъёмной силы при выходе из зоны экрана.

- кабрирующий момент при выходе из зоны экрана может способствовать созданию чрезмерного угла тангажа или удару хвостом самолёта о ВПП на взлёте.

Глава 6 Лобовое сопротивление

Лобовое сопротивление – это сила противодействующая движению самолёта вперёд. Это составляющая полной аэродинамической силы на направление движения невозмущённого потока воздуха (на направление, противоположное движению центра масс).

Любая часть самолёта, находясь в потоке воздуха, создаёт различные типы сопротивления движению вперёд, внося свою долю в общее лобовое сопротивление самолёта.

В целом всё сопротивление делится на два типа:

- вредное сопротивление – его причины не связаны с созданием подъёмной силы;

- индуктивное сопротивление – результат создания подъёмной силы.

Вредное сопротивление делится на сопротивления трения, давления и интерференции.

Вредное сопротивление.

Это сопротивление самолёта при нулевой подъёмной силе.

Сопротивление трения. Частицы воздуха, находящиеся в прямом контакте с поверхностью самолёта, разгоняются до его скорости и движутся вместе с ним. Расположенные рядом частицы, за счёт вязкости воздуха, также будут разгоняться, но их скорость будет уже меньше. Чем больше расстояние от поверхности самолёта, тем меньше ускорение частиц воздуха. Таким образом, вокруг летящего самолёта существует слой воздуха, в котором относительная скорость частиц меняется от нуля до максимальной, на таком расстоянии от поверхности, где влиянием вязкости можно пренебречь.

Этот слой называется пограничным. Характер пограничного слоя определяет максимальный С_у, характеристики срыва потока, сопротивление давления, обтекание на больших числах М.

Рассмотрим движение воздуха над плоской поверхностью. Пограничный слой может быть в двух формах: ламинарной и турбулентной. Как правило, обтекание начинается ламинарным слоем, а затем, после точки перехода, продолжается турбулентным пограничным слоем. Силы трения в турбулентном слое выше, чем в ламинарном. Это происходит из-за увеличения градиента изменения скорости потока по расстоянию от поверхности. Также турбулентный слой обладает большей кинетической энергией.

Чем ближе к передней кромке расположена точка перехода, тем больше сопротивление трения поверхности.

Тонкий ламинарный слой очень чувствителен к любым неровностям на поверхности. После обтекания неровности поток становится турбулентным, и возмущенный поток распространяется далее по поверхности, существенно увеличивая сопротивление трения.

Также ламинарный слой не может существовать при неблагоприятном градиенте давления (когда давление растет в направлении движения потока). Поэтому на профиле крыла точка перехода находится в районе точки максимальной толщины профиля.

Толщина пограничного слоя на рисунке сильно преувеличена. Реальная толщина пограничного слоя в районе передней кромки около 2 мм и увеличивается к задней кромке до 20 мм.

Сопротивление давления. Оно возникает из-за разницы давлений между зонами передней и задней кромки. Силы трения в пограничном слое постепенно уменьшают его кинетическую энергию по мере продвижения вдоль поверхности. Неблагоприятный градиент давления на нисходящей части профиля усиливает падение кинетической энергии пограничного слоя. Это приводит к тому, что нижние слои пограничного слоя перестают двигаться. Тогда верхние слои в данной точке отделяются от поверхности. Данная точка называется точкой отделения пограничного слоя. Пограничный слой позади этой точки движется навстречу общему потоку. Из-за отделения пограничного слоя давление в районе задней кромки ниже давления у передней кромки. Образовавшийся перепад давлений и дает сопротивление давления.

Отделение пограничного слоя происходит из–за его недостаточной кинетической энергии в условиях неблагоприятного градиента давления.

Потеря кинетической энергии пограничного слоя может быть вызвана разными факторами:

- При увеличении угла атаки точка перехода смещается в сторону передней кромки и неблагоприятный градиент давления усиливается. В этих условиях точка отделения пограничного слоя движется вперёд. В конечном счёте, отделение пограничного слоя может начинаться так близко к передней кромке, что уже не останется достаточно площади крыла для производства подъёмной силы, С_у начнет уменьшаться и крыло окажется на режиме срыва потока.

- Когда на верхней поверхности крыла формируется скачок уплотнения, то давление за ним резко повышается. Это создает очень сильный неблагоприятный градиент давления, приводящий к отделению пограничного слоя сразу же за скачком уплотнения.

Турбулентный пограничный слой обладает большей энергией, чем ламинарный. Поэтому ламинарный слой отделяется при меньшем неблагоприятном градиенте давления, что является его недостатком. Но в нём меньше силы трения, что является его достоинством.

Обтекаемость. На каждой выступающей части самолёта создаётся сопротивление давления. Чтобы уменьшить эту форму сопротивления необходимо задержать отделение пограничного слоя, чтобы это произошло как можно ближе к задней кромке. Для этого увеличивают соотношение между длиной и толщиной тела, уменьшают кривизну поверхности и, таким образом, уменьшают неблагоприятный градиент давления. Оптимальное соотношение между длиной и толщиной тела равно 3: 1.

Сумма сопротивлений трения и давления называется профильным сопротивлением.

Сопротивление интерференции. Если рассматривать вредное сопротивление всего самолёта, то оно окажется больше суммы вредных сопротивлений отдельных его частей. Эта прибавка сопротивления называется сопротивлением интерференции. Для её уменьшения используют зализы – обтекаемые поверхности в местах соединения различных частей самолёта.

Факторы, влияющие на вредное сопротивление:

-вредное сопротивление пропорционально квадрату приборной скорости. Если скорость увеличить в два раза, то вредное сопротивление вырастет в четыре раза.

-вредное сопротивление пропорционально фронтальной площади тела, противостоящего потоку воздуха. Фронтальная площадь самолёта увеличивается при выпуске механизации, шасси, воздушных тормозов и т. п.

- загрязнение поверхности самолёта льдом, инеем, грязью и т. п. Повышает вредное сопротивление.

Формула вредного сопротивления: X_вред = ½ r V² C_x_вред S,

где ½ r V² – скоростной напор; C_x_вред - коэффициент вредного сопротивления; S - фронтальная площадь тела.

Индуктивное сопротивление.

Индуктивное сопротивление - это нежелательный побочный продукт производства подъёмной силы. Оно подробно рассмотрено в разделе «Подъёмная сила».

Общий принцип: чем меньше приборная скорость, больше угол атаки, тем сильнее концевые вихри и тем больше индуктивное сопротивление.

Факторы, влияющие на индуктивное сопротивление:

- Величина подъёмной силы. Чем больше сила тяжести самолёта и перегрузка, тем больше подъёмная сила, соответственно больше индуктивное сопротивление. (Перегрузкой называется отношение подъёмной силы к силе тяжести самолёта). Индуктивное сопротивление пропорционально квадрату подъёмной силы.

- Скорость самолёта. Чем больше скорость, тем меньше индуктивное сопротивление. Это происходит, потому что вертикальные скорости, индуцированные вихрем, накладываясь на возросшую поступательную скорость (по треугольнику) дают меньшее изменение местного угла атаки. Соответственно меньше наклон вектора подъёмной силы назад, а значит и меньше индуктивное сопротивление. Индуктивное сопротивление обратно пропорционально квадрату скорости.

- Удлинение крыла. Концевые вихри на крыле большого удлинения влияют на относительно меньшую часть крыла. Индуктивное сопротивление обратно пропорционально удлинению крыла.

Из вышесказанного можно сделать вывод, что крылья большого удлинения требуются для самолётов, которые большую часть лётного времени проводят на режимах больших потребных С_у. К этой категории относятся транспортные самолёты.

На рисунке показано влияние удлинения крыла график подъёмной силы. Чем больше удлинение, тем меньше требуется угол атаки для производства той же подъёмной силы и увеличивается чувствительность на изменение угла атаки.

На следующем рисунке показана зависимость лобового сопротивления крыла от подъёмной силы при различных значениях удлинения крыла. Из него видно, что крыло с большим удлинением имеет меньшее сопротивление, поскольку индуктивное сопротивление очень зависит от удлинения крыла. При больших удлинениях крыла сопротивление мало изменяется при росте подъёмной силы, но на больших С_у (малых приборных скоростях) сопротивление начинает резко увеличиваться.

Использование крыльев большого удлинения на самолётах ограничено следующими факторами:

- Большой изгибающий момент крыла. Его уменьшают, размещая в крыле топливо и навешивая на крыло двигатели.

- Уменьшение располагаемых угловых скоростей крена (особенно на малых скоростях). При кренении самолёта на опускающемся полукрыле местные углы атаки увеличиваются, а на поднимающемся – уменьшаются. Возникает разность подъёмных сил полукрыльев, препятствующая кренению (демпфирующий момент). Чем больше удлинение крыла, тем на большую величину будет увеличиваться угол атаки в районе законцовки крыла при той же угловой скорости крена, следовательно, будет больше демпфирующий момент.

- Уменьшение расстояния от земли до законцовки крыла при создании крена на взлёте или посадке.

Формула индуктивного сопротивления: X_i = ½ r V² C_x_i S,

где ½ r V² – скоростной напор; C_x_i - коэффициент индуктивного сопротивления; S - площадь крыла.

Коэффициент индуктивного сопротивления зависит от коэффициента подъёмной силы и удлинения крыла: C_x _i = С_у²/l.

Рассмотрим, как меняется индуктивное сопротивление по скорости. Допустим, скорость выросла в два раза, значит, скоростной напор увеличится в четыре раза (½ r V²). Значит, для сохранения подъёмной силы С_у уменьшится в четыре раза (Y = ½ r V² C_y S). Это приведет к уменьшению коэффициента индуктивного сопротивления в шестнадцать раз (С_у²/l). Подставляя изменившиеся значения скоростного напора и C_x _I в формулу индуктивного сопротивления, получим, что оно уменьшится в четыре раза.

Методы уменьшения индуктивного сопротивления:

Плоские пластины, расположенные на концах крыльев ограничивают развитие концевого вихря, не производя подъёмной силы, а значит, не увеличивая изгибающий момент крыла. Тем не менее, они повышают вредное сопротивление самолёта, что на больших скоростях может свести на нет эффект уменьшения сопротивления.

Топливные баки на законцовках крыльев играют ту же роль, что и плоские пластины, но при этом ещё, за счёт веса топлива, уменьшают изгибающий момент крыла.

Крылышки (загнутые вверх законцовки крыла, winglets). Они спрофилированы и установлены так, что производят небольшую силу, направленную вперед (отрицательное сопротивление). Крылышки частично блокируют поток воздуха от нижней поверхности крыла к верхней, уменьшая силу концевого вихря. Кроме того, маленький вихрь с законцовки взаимодействует с концевым вихрем крыла и ослабляет его.

Форма законцовки крыла влияет на силу концевого вихря. На Боинге-787 используется загнутая назад законцовка крыла.

Влияние подъёмной силы на вредное сопротивление.

Причина вредного сопротивления самолёта не связана напрямую с производством подъёмной силы, тем не менее, величина вредного сопротивления зависит от неё.

Влияние С_у на С_{х вред} показано на левом рисунке. Тем не менее, прибавку вредного сопротивления выше С_{х вред}_min включают в индуктивное сопротивление (см. правый рисунок).

Как уже было сказано ранее, на вредное сопротивление влияет фронтальная площадь. Например, выпуск шасси и механизации может увеличить вредное сопротивление самолёта на 80%.

Если самолет летит на постоянной приборной скорости, то изменения высоты полёта не влияют на вредное сопротивление (хотя истинная скорость самолёта будет меняться).

Изменение скорости полёта при остальных неизменных факторах является главным фактором, влияющим на вредное сопротивление. При удвоении скорости вредное сопротивление увеличивается в четыре раза. Если самолёт движется со скоростью близкой к скорости сваливания, то вредное сопротивление составляет около 25% от общего. Зато на максимальной скорости, доля вредного сопротивления практически 100%. Данный факт говорит о необходимости обеспечения хорошей обтекаемости и аэродинамической чистоты поверхностей самолёта для достижения высоких скоростей полёта.

Полное лобовое сопротивление.

Полное сопротивление самолёта является суммой индуктивного и вредного сопротивлений.

На рисунке показано изменение полного сопротивления самолёта в горизонтальном прямолинейном полёте в зависимости от приборной скорости.

На малых скоростях доминирует индуктивное сопротивление, а на больших – вредное. Минимальное полное сопротивление достигается при равенстве индуктивного и вредного сопротивлений. Эта скорость называется наивыгоднейшей (V_MD). Она является точкой отсчёта при определении лётных характеристик самолёта, таких как дальность и продолжительность полёта, угол набора высоты и планирования, взлетные и посадочные характеристики.

При полёте на наивыгоднейшей скорости самолёт обладает максимальным аэродинамическим качеством, что соответствует полёту на наивыгоднейшем угле атаки (около 4°).

На рисунке изображена поляра самолёта – зависимость С_х от С_у. На ней видно, что С_у сначала растет быстрее, чем С_х, но затем рост С_х ускоряется. Точку максимального качества можно найти, проведя касательную к графику из начала координат.

Влияние веса самолёта на полное лобовое сопротивление.

При уменьшении веса самолёта уменьшается потребная подъёмная сила, а значит, и индуктивное сопротивление. Общее сопротивление также уменьшается, и точка минимального сопротивления смещается влево (см. рисунок).

Таким образом, при уменьшении силы тяжести самолёта наивыгоднейшая скорость уменьшается, и наоборот. При увеличении перегрузки (при развороте) наивыгоднейшая скорость также увеличивается (из-за роста индуктивного сопротивления).

Изменение высоты полёта не влияет на полное сопротивление самолёта, если не изменяется приборная скорость. Истинная скорость при этом будет меняться в соответствии с изменениями плотности воздуха.

Влияние конфигурации самолёта на полное лобовое сопротивление.

Выпуск шасси, тормозных щитков, механизации крыла увеличивает вредное сопротивление самолёта, но не оказывает существенного влияния на индуктивное сопротивление. В результате полное сопротивление самолёта повышается, и наивыгоднейшая скорость самолёта уменьшается по сравнению с наивыгоднейшей скоростью для чистой конфигурации.

Первые и вторые режимы горизонтального полёта.

В горизонтальном прямолинейном полёте на постоянной скорости все силы и моменты, действующие на самолёт взаимно уравновешены. Тяга двигателей равна лобовому сопротивлению. Поэтому термин лобового сопротивления в данном случае можно заменить термином «потребная тяга».

⇐ Предыдущая 1 2 3 456 7 8 9 10 Следующая ⇒