Поперечное V
Крыло обратной стреловидности. Его влиянии на аэродинамику самолета совсем невелико. Упорные попытки в боевой авиации использовать КОС обусловлены вовсе не аэродинамикой, а радиолокационной заметностью самолета. Наиболее отражающими радиолокационную волну у самолета являются кромки крыльев. А у самолета с КОС на большей части ракурсов фронтальной полусферы его облучения отраженная волна экранируется фюзеляжем. Тем не менее, конструктивные проблемы до сих пор не вывели эти самолеты из стадии экспериментальных образцов. У американцев это был Х-29, а у нас – «Беркут» КБ Сухого:
В конструкци стреловидного крыла, в полете помимо изгибных моментов по лонжерону, возникают сопоставимые по величине крутильные моменты, требующие от конструктора принятия дополнительных мер (а это дополнительный вес) по обеспечению крутильной жесткости крыла.
Несмотря на сплошные недостатки, стреловидность все же встречается и у низкоскоростных самолетов. Тому есть пара причин. Первая – как ни странно, но конструкторы в большой авиации иногда промахивались в расчетах центровки. Чтобы переделывать не весь самолет, в небольших пределах можно переместить фокус всего крыла, придав его консолям небольшую стреловидность. Именно так менялась стреловидность консолей у самого массового самолета Великой Отечественной войны, штурмовика ИЛ-2. По тем же причинам известный польский планер «Бланик» получил небольшую обратную стреловидность:
Наилучшей в аэродинамическом отношении является эллипсовидная форма, но такое крыло сложно в производстве, поэтому редко применяется. Прямоугольное крыло менее выгодно с точки зрения аэродинамики, но значительно проще в изготовлении. Трапециевидное крыло по аэродинамическим характеристикам лучше прямоугольного, но несколько сложнее в изготовлении.
Стреловидные и треугольные в плане крылья в аэродинамическом отношении на дозвуковых скоростях уступают трапециевидным и прямоугольным, но на околозвуковых и сверхзвуковых имеют значительные преимущества. Поэтому такие крылья применяются только на самолетах, летающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.
Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки.
По мере увеличения угла атаки, коэффициент подъемной силы растет почти пропорционально. При этом подпор на нижней образующей профиля растет не сильно, а разряжение на верхней образующей растет в разы. Если внимательно посмотреть на распределение давления по верху профиля, можно заметить большой перепад давления с задней половины профиля на переднюю, то есть перепад направлен навстречу потоку обтекания. Пока он не слишком велик, скоростной напор обтекающего воздуха справляется с ним. Но, начиная с некоторого угла атаки, этот перепад становится причиной возникновения обратного тока воздуха вдоль второй половины верхней образующей профиля:
В точке В происходит отрыв пограничного слоя от поверхности крыла. За точкой отрыва возникает вихревое обтекание с линиями обратного тока. Происходит срыв потока. При дальнейшем небольшом увеличении угла атаки Су вначале слегка возрастает. Но точка отрыва быстро перемещается вперед по верхней образующей, после чего Су начинает падать. Угол атаки, на котором достигается перегиб кривой Су, называется критическим углом атаки.
Видео срыва: http://www.youtube.com/watch?v=skH3MSKMSqQ&feature=player_embedded#!
Разница скоростей, с которой движутся частицы воздуха вокруг крыла, вызывает своеобразное явление «подсасывания», величину которого можно выразить в килограммах, как подъемную силу. То не пустота (вакуум), а разность атмосферного давления, создающаяся над и под крылом. На современных самолетах эта разница едва ли превосходит 1%. Даже при этой малой разнице каждый квадратный метр крыльев может нормально поднять тяжесть в 200 кг и более.
G/ F(DA 40) = 1150/13,54 = 84 кг/м2
Если бы разность давления между нижней и верхней поверхностями крыла равнялась 50% атмосферного давления, тогда каждый квадратный метр поверхности крыла мог бы поднять тяжесть в 5т на уровне моря.
Анализ подъёмной силы.
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.
(DA-42)
Крейсерская скорость 150 узлов = (150*1,85 км/ч = 277,5 км/ч) = 77 м/с Су = 0,28
Минимально-допустимый скоростной напор определяется величиной Су 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.
Увеличение толщины профиля позволяет увеличить Су макс до 70%.
Искривление профиля также позволяет увеличить Су макс , потому что проходное сечение трубки тока воздуха над верхней поверхностью сужается сильнее, что приводит к большему ускорению потока и большему перепаду давления.
Искривление профиля способствует более равномерному распределению нагрузки вдоль хорды.
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.
Более толстые и искривлённые профили имеют больший Су 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.
Такое же изменение произойдет и с лобовым сопротивлением. При любой скорости крыла относительно воздуха подъемная сила меняется также и с изменением угла, под которым крыло встречается с потоком воздуха. Нельзя забывать, что любое изменение подъемной силы влечет за собой соответствующее изменение величины лобового сопротивления, независимо от того, было ли это вызвано изменением скорости или изменением угла.
Сила, тормозящая движение пластины и направленная по потоку, называется силой лобового сопротивления. Она возникает за счет сил трения в пограничном слое и разности давлений перед телом и позади него. Поэтому можно сказать, что составляющими элементами силы лобового сопротивления являются сопротивление давления и сопротивление трения.
При нулевой подъемной силе Сх минимален. Лобовое сопротивление при этом обусловлено двумя компонентами: трением воздуха о поверхность крыла и динамическим сопротивлением.
От формы тела зависит, какая из этих составляющих является преобладающей. У тел неудобообтекаемой формы преобладает сопротивление давления, а у тел удобообтекаемой формы - сопротивление трения. С целью уменьшения сопротивления трения выбирают хорошо обтекаемую форму тела, а поверхность его обрабатывают, шлифуют и полируют.
Сила сопротивления, оказываемая воздухом на тело, движущееся в нем, зависит не только от скорости и плотности воздуха, но и от формы тела.
Аэродинамическое качество (L/Dratio).
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…6. Этот угол называется «наивыгоднейшим» (optimum). При дальнейшем увеличении угла атаки качество уменьшается.
Размах крыла (wingspan; b): Расстояние от законцовки до законцовки.
Средняя хорда (Averagechord; c): Отношение площади крыла к размаху.с = S/b.
Удлинение крыла (aspectratio; 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 (rootchord; CR): Длина хорды в районе осевой линии самолёта.
Концевая хорда (Tipchord; CT): Длина хорды на законцовке крыла.
Величина обратная сужению крыла (taperratio; CT/ CR): 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 (sweepangle). 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 (meanaerodynamicchord; 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.
Влияние концевого вихря на скос потока в районе крыла.
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
По мере увеличения угла атаки появляется и растет подъемная сила крыла. Лобовое сопротивление при этом тоже растет, сначала медленно, потом быстрее. Разницу между лобовым сопротивлением при ненулевой подъемной силе и профильным сопротивлением называют индуктивным сопротивлением. Оно в широких пределах пропорционально квадрату Су. При срыве обтекания Сх быстро растет и не убывает при дальнейшем росте угла атаки.
Лобовое сопротивление - это сопротивление движению крыла самолета в воздухе. Для больших скоростей полета оно складывается из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений:
Хкр=Хпр+Хинд+ХВ.
Волновое сопротивление далее рассматриваться не будет, так как возникает на скоростях полета свыше 450 км/ч.
Профильное сопротивление слагается из сопротивления давления и сопротивления трения:
Хпр=ХД+Хтр
Сопротивление давления - это разность давлений перед и за крылом. Чем больше эта разность, тем больше сопротивление давления. Разность давлений зависит от формы профиля, его относительной толщины и кривизны.
Индуктивное сопротивление для крыла конечного размаха - это прирост лобового сопротивления, связанный с образованием дополнительной подъемной силы крыла, необходимой для компенсации ее утраты из-за влияния концевых перетеканий. При обтекании крыла невозмущенным воздушным потоком возникает разность давлений над крылом и под ним. В результате часть воздуха на концах крыльев перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления.
РАЗНООБРАЗИЕ КОМПОНОВОК http://www.interesno.dn.ua/interes....olyotov
ОДИН ИЗ СПОСОБОВ СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ http://www.popmech.ru/blogs/post/2591-kryilo-ventilyator/
Главное и, пожалуй, единственное положительное свойство классической аэродинамической схемы заключается в том, что расположенное за крылом горизонтального оперения (ГО) позволяет без особых трудностей обеспечить продольную статическую устойчивость на больших углах атаки самолёта.
Объясняется это тем, что ГО находится в скосе потока от крыла и угол атаки ГО всегда меньше, чем угол атаки крыла, на величину угла скоса потока. Несмотря на то, что ГО обтекается заторможенным потоком, всё-таки удаётся обеспечить нормальные запасы продольной статической устойчивости самолёта, так как срыв потока в первую очередь наступает на крыле.
Основным недостатком классической аэродинамической схемы является наличие так называемых потерь на балансировку.
Для выполнения условий безопасности полёта центровка самолёта определяется, исходя из необходимости обеспечения продольной статической устойчивости при брошенной ручке управления, т.е. со свободным рулём высоты. В итоге при зажатой ручке управления запас продольной статической устойчивости увеличивается, и при расположении центра давления крыла позади центра масс для балансировки самолёта требуется отрицательная подъёмная сила на ГО (рис. 1). Таким образом, результирующая подъёмная сила самолёта оказывается меньше, чем подъёмная сила крыла, на величину отрицательной подъёмной силы ГО.
Аэродинамики нашли остроумный способ частичной компенсации потерь на балансировку, который заключается в следующем.
ГО необходимо установить относительно крыла так, чтобы оно находилось в зоне максимального скоса потока от крыла. По теореме Жуковского подъёмная сила несущей поверхности всегда перпендикулярна вектору скорости набегающего потока. На рис. 2 видно, что вектор полной аэродинамической силы ГО даёт положительную проекцию на направление полёта самолёта, создавая, таким образом, силу тяги ГО. Исследования показывают, что данное техническое решение позволяет увеличить аэродинамическое качество самолёта на 0,5–1 ед. Но на реальных компоновках не всегда удается обеспечить такой режим обтекания ГО, поэтому данный способ повышения аэродинамического качества самолётов классической схемы нельзя назвать универсальным.
Максимальное значение потерь на балансировку имеет место на взлётно-посадочных режимах при выпущенной механизации крыла, когда пикирующий момент самолёта имеет максимальное значение. Например, самый массовый советский пассажирский самолёт при полностью выпущенной механизации имеет отрицательную подъёмную силу ГО, равную 25% веса самолёта. Значит, крыло данного самолёта переразмерено примерно на ту же величину. Таким образом, можно заключить, что все экономические и эксплуатационные показатели этого летательного аппарата, а именно массовая отдача, топливная эффективность, ресурс и т.д., мягко говоря, далеки от оптимальных значений.