Конспект занятия по программе "Авиамоделизм" "Аэродинамическое качество крыла"

АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО КРЫЛА

С точки зрения аэродинамики наиболее выгодным будет такое крыло, которое обладает способностью создавать возможно большею подъемную силу при возможно меньшем лобовом сопротивлении. Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамического качества крыла.

Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла на данном угле атаки

        (2.17)

где Y - подъемная сила, кг;

Q - сила лобового сопротивления, кг. Подставив в формулу значения Y и Q, получим

     (2.18)

Чем больше аэродинамическое качество крыла, тем оно совершеннее. Величина качества для современных самолетов может достигать 14-15, а для планеров 45-50. Это означает, что крыло самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 раз, а у планеров даже в 50 раз.

Аэродинамическое качество характеризуется углом  (см. Рис. 13).

или

      (2.19)

Угол  между векторами подъемной и полной аэродинамической сил называется углом качества. Чем больше аэродинамическое качество, тем меньше угол качества, и наоборот.

Аэродинамическое качество крыла, как видно из формулы (2.18), зависит от тех же факторов, что и коэффициенты С_у и С_х, т. е. от угла атаки, формы профиля, формы крыла в плане, числа М полета и от обработки поверхности.

ВЛИЯНИЕ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО УГЛА АТАКИ.

По известным значениям аэродинамических коэффициентов С_у и С_х для различных углов атаки строят график К = f (a)(Рис. 23).

Из графика видно, что с увеличением угла атаки до определенной величины аэродинамическое качество возрастает. При некотором угле атаки качество достигает максимальной величины К_макс. Этот угол называется наивыгоднейшим углом атаки, a_наив.

На угле атаки нулевой подъемной силы a_о где С_у=0 аэродинамическое качество будет равно нулю.

Влияние на аэродинамическое качество формы профиля связано с относительными толщиной и кривизной профиля. При этом большое влияние оказывают форма обводов профиля, форма носка и положение максимальной толщины профиля вдоль хорды (Рис. 24).

При обтекании профилей с закругленными и утолщенными носками на носке профиля образуется подсасывающая сила, которая может значительно уменьшить лобовое сопротивление. Наибольшей величины она достигает на углах атаки, близких к a_наив, когда подсасывающая сила может превышать силу трения (Рис. 25).

Для получения больших значений К_макс выбираются оптимальные толщина и кривизна профиля, формы обводов и удлинение крыла.

Форма крыла в плане также оказывает влияние на аэродинамическое качество крыла. Для получения наибольших значений качества наилучшей формой крыла является эллипсовидная с закругленной передней кромкой. Такое крыло имеет наименьшее индуктивное сопротивление. Увеличение удлинения крыла уменьшает его индуктивное сопротивление (вспомним ) следовательно, увеличивает аэродинамическое качество.

При увеличении числа М полета до появления волнового кризиса качество будет незначительно возрастать (для данного угла атаки), так как проявление сжимаемости воздуха увеличивает С_у. С наступлением волнового кризиса качество резко уменьшается, потому что коэффициент подъемной силы уменьшается, а С_х увеличивается (Рис. 26).

Состояние поверхности крыла (шероховатость, волнистость, отступление от заданной формы) влияет на величину профильного сопротивления. Поэтому, улучшая состояние поверхности крыла (или поддерживая ее в хорошем состоянии), можно добиться повышения аэродинамического качества самолета.

Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамического качества крыла.

Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла на данном угле атаки:

К=

Подставив в формулу выражения для подъемной силы Y и лобового сопротивления X, получим формулу такого вида:

Следовательно, аэродинамическое качество можно рассчитывать, как отношение коэффициентов аэродинамических сил C_y и C_x .

Поэтому определяющими факторами, влияющими на аэродинамическое качество крыла, являются:

- угол атаки,

- форма профиля,

- относительная толщина и кривизна профиля,

- форма крыла в плане,

- состояние поверхностикрыла.

Величина качества для современных самолетов может достигать 14-15, а для планеров45-50.Это означает, что крыло самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 и более раз.

Аэродинамическое качество взаимосвязано с таким понятием, как угол качества (см. Рисунок 3.14).

Угол качества - это угол между векторами подъемной и полной аэродинамической сил.

Из векторного треугольника можно вывести следующую формулу:

Величина называетсяобратным качеством. Формула показывает, что между аэродинамическим качеством и углом качества существуетобратная связь: чем больше аэродинамическое качество, тем меньше угол качества, и наоборот.

Влияние угла атаки на аэродинамическое качество крыла. По значениям коэффициентовC_Y и C_Xстроится график зависимостиКот угла атакиK=f ( α ),см. Рисунок3.21.

Рисунок3.21 Зависимость аэродинамического качества от угла атаки

График показывает:

-На угле атаки нулевой подъемной силыК=0, так как на этом угле атаки.

-С увеличением угла атаки качество крыла вначале увеличивается, а затем уменьшается.

Максимальной величины качество достигает на некотором угле атаки, который называется наивыгоднейшим α_нв. Для крыльев современных самолетов α_нв=48.

Увеличение качества до угла атаки α_нвобъясняется тем, что в этом диапазоне углов атаки на крыле наблюдается плавное обтекание, и подъемная сила растет быстрее, чем лобовое сопротивление.

На углах атаки больше α_нвиз-за роста индуктивного сопротивления, а также из-за срывных явлений на поверхности крыла, подъемная сила увеличивается медленнее по сравнению с лобовым сопротивлением. Аэродинамическое качество снижается.

Величина аэродинамического качества во многом зависит от геометрических характеристиккрыла. С увеличением относительной толщины и кривизны профиля качество его уменьшается, так как профильное сопротивление таких профилей больше, чем для тонких и симметричных.

Величина профильного сопротивления зависит от состояния пограничного слоя. Уменьшить его можно путем ламинаризациипрофиля. Этого можно достигнуть путем смещения назад (на расстояние примерно до 50% хорды) максимальной толщины профиля и путемотсасывания пограничного слояс поверхность крыла.

Результаты исследований показали, что получаемый выигрыш в качестве позволяет увеличить дальность полета примерно на 40 – 50%.

Уменьшение сопротивления можно достигнуть путем применения геометрической круткикрыла. За счет крутки общее индуктивное сопротивление его будет меньше, качество увеличивается.

Форма крыла в плане иудлинение крылавлияет, главным образом, на величину индуктивного сопротивления. С увеличением удлинения крыла индуктивное сопротивление его уменьшается, что приводит к повышению аэродинамического качества крыла..

Аэродинамическое качество зависит от состояния поверхности крыла. Об этом нельзя забывать при выполнении работ по техническому обслуживанию самолетов.

Для расчетов летных характеристик крыла важно знать одновременное изменение С_уи С_хв диапазоне летных углов атаки.

Для этой цели строится график зависимости коэффициентов С_у от С_х, называемый полярой(Рисунок 3.22,а).

в

Рисунок 3.22 Принцип построения поляры крыла

Для построения поляры крыло (или его модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки.

Выше было отмечено, что при продувках модели на аэродинамических весах замеряются величины подъемной силы Yи силы лобового сопротивленияX.По формулам рассчитываются коэффициенты:

С_у=; С_х=.

После расчета коэффициентов на различных углах атаки строится график.

Построение поляры. Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. По вертикальной оси откладываются значенияС_у,а по горизонтальной –С_х.Масштабы для С_уиС_хобычно берутся разные: дляС_у масштаб в 5 раз крупнее, чем дляС_х.Значение угла атаки проставляется рядом с данной точкой.

Название «поляра»данный график получил потому, что эту кривую можно рассматривать как полярную диаграмму, построенную в координатах коэффициента полной аэродинамической силыС_Rи угла, где- угол наклона полной аэродинамической силыRк направлению скорости набегающего потока (рис3.22,в).

Если из начала координат (Рисунок 3.22), провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны векторам _yи _x. Угол, заключенный между векторами Rи _yпредставляет собой угол качества θ(Рисунок3.22.б).

Анализ поляры. По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки и значений коэффициентов на них.

-Угол атаки нулевой подъемной силы _онаходится на пересечении поляры с осьюС_х, так как для этой точки С_y=0.

-Угол атаки, на котором С_х имеет наименьшую величину, находится проведением касательной к поляре, параллельной осиС_y. Для современных крыльевых профилей этот угол заключен в диапазоне от 0 до 1°.

-Наивыгоднейший угол _наив. На наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество крыла максимальное, а угол качествабудет минимальным.

Для определения _наивнужно провести касательную к поляре из начала координат. Точка касания будет соответствоватьθ_мин, _наив. Для современных крыльев_наив составляет4 - 6°.

-Критический угол атаки _крит. Для определения критического угла атаки необходимо провести касательную к поляре, параллельную осиС_х.Точка касания будет соответствовать_крит. Для крыльев современных самолетов_критсоставляет от 15 до 20⁰.

-Углы атаки с одинаковым аэродинамическим качествомнаходятся проведением секущей к поляре из начала координат. В точках пересечения находятся углы атаки_и_,на которых аэродинамическое качество будет одинаково, но меньшеК_макс.

Вывод: С помощью поляры рассчитываются многие летные характеристики крыла и самолета.

Самолет, как летательный аппарат, состоит из элементов конструкции, которые называются несущими и ненесущими.

Крыло считается несущей частью самолета, поэтому подъемная сила самолетапримерно равна подъемной силе его крыла:Y _САМ Yа _КР. Так как аэродинамические силы пропорциональны своим коэффици­ентам, тоCy _сам Сy кр.

Лобовое сопротивление самолетаскладывается из сопротивления всех его частей: крыла, фюзеляжа, хвостового оперения, силовой установки. Но экспериментально установлено, что сопротивление компоновки самолета не равно сумме сопротивления его частей, так как дополнительное сопротивление создает так называемаяинтерференция:

.

Интерференция- этовзаимное влияние частей самолета друг на друга Она возникает вследствие взаимодействия потоков, обтекающих близко расположенные части самолета, например, крыло и фюзеляж, крыло и хвостовое оперение и т.д.

Рисунок 3.23 Интерференция крыла с фюзеляжем.

Из-за разных скоростей течения струек на соседних частях самолета происходит завихрение потока и отрыв по­граничного слоя. Вредное взаимное влияние усиливается также за счет диффузорного расширения потока в местах сопряжения частей самолета (Рисунок3.23).

Разность между сопротивлением самолета и сопротивление его крыла называется вредным сопротивлением, то есть сопротивлением ненесущих частей:

.

Таким образом, лобовое сопротивление самолета большелобового сопротивления крыла на величину вредного сопротивления:

.

Через аэродинамические коэффициенты можно записать :

.

В диапазоне летных углов атаки коэффициент вредного сопротивления самолета Cx_самизменяется незначительно, поэтому его величину можно считать постоянной, не зависящей от углов атаки.

Зная величину вредного сопротивления, можно построить поляру самолета, по которой определяются аэродинамические характеристики самолета.

Поляру самолетаможно получить с помощью поляры крыла путем прибавления величиныС_xвркС_xкрыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинутавправоот поляры крыла на величинуС_xвр(Рисунок 3.24).

Рисунок 3.24 Поляры крыла и самолета

Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета производится так же, как это делается на поляре крыла.

-Угол атаки нулевой подъемной силы _самолета практически не отличается. При α₀возможно только вертикальное движение самолета вниз, назы­ваемоеотвесным пикированием.

-На угле атакиминимального лобового сопротивления α_xминкоэффи­циентимеет минимальное значение. На углах атаки, близких к α_xмин , полет совершаетсяс максимальной скоростью.

-Наивыгоднейший угол атаки (α_нв)определяется путем проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла. Это указывает на увеличение угла качества для самолета, а так как, можно сделать вывод, что аэродинамическое качество самолета всегда меньше аэродинамического качества его крыла.

Наивыгоднейший угол атаки α_нвсамолета больше, чем для крыла, на2–3°.На этом угле атаки самолет имеет наи­большую дальность планирования, а также высокую экономичность полета.

-Критический угол атаки самолета α_крпо своей величине не отличается от α_кркрыла:. Максимальные значения коэффициентов подъемной силы крыла и самолета практически одинаковы:C_yкр C_yсам. На критическом угле атаки происходит сваливание самолета на крыло.

- На угле атаки минимального лобового сопротивления α _xминкоэффи­циент имеет минимальное значение. На углах атаки, близких к α_xмин,полет совершается с максимальной скоростью.

Способы улучшения аэродинамики самолета. Для уменьше­ния сопротивления самолета совершенствуют его аэродинамиче­ские формы, улучшают состояние поверхности, герметизируют конструкцию.

Улучшение аэродинамических форм самолета достигается уменьшением количества частей, обтекаемых потоком воздуха; совершенствованием формы всех частей самолета; уменьшением интерференции.

Большинство современных самолетов строят по схеме свободно несущего моноплана, без стоек, подкосов, расчалок. Шасси в полете убирается. Грузы размещаются внутри фюзеляжа.

Одним из значительных источников сопротивления самолета является фюзеляж. Для уменьшения сопротивления фюзеляжа крыло к нему крепится под некоторым установочным углом (Рисунок3.3-1).

Фонарь кабины и другие надстройки “вписываются” в контур фюзеляжа. Силовые установки размещаются внутри фюзеляжа или в удобообтекаемых гондолах.

Уменьшение интерференции достигается рациональной аэродинамической компоновкой (взаимным расположением частей самолета) и постановкой зализов. Зализы (заполнители) обеспечивают плавное сопряжение частей самолета и уменьшают угол расширения потока. Это предотвращает образование завихрений и срывов потока.

Состояние поверхности самолета влияет на пограничный слой и сопротивление трения. Чтобы избежать повреждения обшивки при техническом обслуживании, ходить по поверхности самолета раз­решается только в мягкой обуви.

Герметизация конструкции самолета исключает возможность протекания воздуха через щели между ее элементами, завихрения потока и создания дополнительных сопротивлений.

От сопротивления самолета зависит экономичность полета. При увеличении сопротивления самолета аэродинамическое качество снижается. Это приводит к увеличению расхода топлива в полете.

Механизация крыла

На современных самолетах для достижения больших скоростей полета значительно уменьшены площадь крыла и его удлинение. А это отрицательно сказывается на аэродинамическом качестве самолета на взлетно-посадочных режимах.

Из формулы следует, что для удержания самолета в воздухе с данным весом Gна наименьшей скорости нужно, чтобы коэффициент подъемной силыС_yбыл больше.

Профили крыла, имеющие большой Су,обладают, как правило, большим лобовым сопротивлением. А увеличение Схпрепятствует увеличению максимальной скорости полета.

При проектировании профилей крыла самолета стремятся в первую очередь обеспечить максимальную скорость, а для уменьшения скорости на взлёте и посадке применяют специальные устройства, называемые механизацией крыла.

С помощью механизации крыла увеличивается кривизна профиля(в некоторых случаях иплощадь крыла). В результате максимальное значение коэффициента подъемной силы значительно возрастает.

Эти приспособления при полете на малых углах атаки (при больших скоростях полета) не используются, а применяются лишь на взлете и посадке.

Основными видами механизации крыла являются: щитки, закрылки, предкрылки.

Щиток представляет собой отклоняющуюся поверхность, которая в убранном положении примыкает к нижней, задней поверхности крыла(Рисунок 3.25).

У
величение Су_макспри отклонении щитка объясняется изменением формы профиля крыла и вогнутости (кривизны) профиля.

Рисунок 3.25 Профиль крыла с щитком

При отклонении щитка образуется вихревая зона подсасывания между крылом и щитком. За счет отсасывающего действия щитка, скорость потока над крылом возрастает, а давление уменьшается. Кроме того, отклонение щитка повышает давление под крылом. Благодаря этому выпуск щитков увеличивает разность давлений над крылом и под крылом, а, следовательно, и коэффициент подъемной силы Су.