Аэродинамические характеристики самолёта.

Геометрические характеристики фюзеляжа. К геометрическим характеристикам фюзеляжа относятся:

Рис. 8.1. геометрические характеристики фюзеляжа. Длина фюзеляжа Lф - наибольший размер фюзеляжа вдоль продольной оси.

Мидель – шпангоут - линия пересечения наружной поверхности фюзеляжа с вертикальной поперечной плоскостью, проходящей посередине его длины.

Площадь миделевого сечения фюзеляжа Sм.ф. - наибольшая площадь сечения фюзеляжа плоскостью, перпендикулярной продольной оси.

Эквивалентный диаметр фюзеляжа d ф.э.- диаметр круга, площадь которого равна площади миделевого сечения фюзеляжа.

Высота h ф и ширина d ф фюзеляжа - максимальные внешние размеры поперечного сечения фюзеляжа.

Удлинение фюзеляжа λ ф - отношение длины фюзеляжа к эквивалентному диаметру фюзеляжа d ф э . Определяется выражением:

λ ф = Lф / d ф э.; (8.1.).

Аналогично определяется удлинения носовой ,хвостовой и средней частей фюзеляжа:

λ н = L н / d ф.э.; λ х = L н / d ф.э. ; λ ц =L ц / d ф.э.; (8.2.).

- Омываемая площадь поверхности фюзеляжа - Sф, это площадь фюзеляжа находящаяся в потоке, которая определяется по расчетной схеме фюзеляжа с учетом особенностей его обводов.

Аэродинамические характеристики самолёта.. Подъёмная сила самолёта кроме крыла может создаваться другими элементами самолёта –фюзеляжем, горизонтальным оперением, гондолами двигателя и т.д. Но подъёмная сила, создаваемая этими элементами очень мала по сравнению с подъёмной силой создаваемой крылом. Поэтому в приближённых расчетах подъёмная сила самолета считается равной подъёмной силе изолированного крыла. Уст. = Укр. График зависимости коэффициента подъёмной силы самолёта Су = ƒ(α) имеет такой же вид, как и график коэффициента подъёмной силы крыла Сукр = ƒ(α ) ( Рис. 5.1.) Аэродинамические особенности фюзеляжей транспортных самолётов. Лобовое сопротивление фюзеляжа на небольших скоростях ( при отсутствии сжимаемости) при нулевой подъёмной силе У 0 ф складывается из сопротивления давления, донного сопротивления и сопротивления трения. В связи с тем, что фюзеляжи транспортных самолетов имеют умеренные и малые значения удлинения λф, сравнительно резкое изменение площадей поперечного сечения в районе носовой и хвостовой частей, и несимметричность относительно продольной оси фюзеляжа, то

эти особенности компоновки фюзеляжей транспортных самолетов оказывают существенное влияние на картину обтекания и их аэродинамические характеристики. В результате резкого увеличения площади поперечного сечения носовой части фюзеляжа транспортного самолета давление на поверхности носовой части фюзеляжа увеличивается и увеличивается сопротивление давления . Наличие донного среза и относительно резкое уменьшение площади поперечного сечения хвостовой части фюзеляжа транспортного самолета приводит к повышенной эжекции (отсосу) частиц воздуха из области хвостовой части, к снижению давления на поверхности хвостовой части фюзеляжа и, как следствие, к возникновению так называемо го донного сопротивления.

Сопротивление трения в пограничном слое фюзеляжа определяется характером пограничного слоя, который практически на всей поверхности фюзеляжа турбулентный.

В дозвуковом полете при нулевой подъемной силе фюзеляжа У ф сила лобового сопротивления фюзеляжа Х ф состоит из сопротивления давления

Хдав. сопротивления трения Хтр. и донного сопротивления Хдон..

Х ф = Х дав. + Хтр. + Хдон. (8.3.)

На околозвуковых скоростях полета появляется новый вид сопротивления фюзеляжа — волновое сопротивление Хв.ф., которое обусловлено потерей части кинетической энергии потока на местных скачках уплотнения.

Для обеспечения меньшего лобового сопротивления фюзеляж стремятся выполнить удобообтекаемой формы, с хорошей обработкой поверхности и сравнительно большого удлинения λ.

Лобовое сопротивление самолёта Лобовое сопротивление самолёта складывается с учётом влияния других частей самолёта Отдельные части самолёта, соединённые в одно целое изменяют аэродинамические характеристики вследствие интерференции т. е. взаимного влияния друг на друга. Интерференция может быть положительной, если суммарное сопротивление самолёта уменьшается и отрицательной, если сопротивление увеличивается. В местах соединений крыло – фюзеляж, крыло - гондола , хвостовое оперение - фюзеляж возникают разные скорости течения струек обтекающие эти части самолёта. Это приводит к завихрению потока, расширению и отрыву пограничного слоя, и увеличению лобового сопротивления самолёта. Увеличение вредного сопротивления происходит интенсивнее, если при сопряжении частей самолёта возникает диффузорное расширение потока (рис.8.2). Для уменьшения отрицательного влияния интерференции в местах сочленения частей самолёта устанавливаются зализы (обтекатели). Рис.8.2. Диффузорный эффект.

Общее сопротивление самолёта представляет сумму сопротивлений крыла и сопротивлений остальных частей самолёта не создающих подъёмной силы с учётом интерференции, а именно: сопротивление фюзеляжа Хф, сопротивление гондол двигателя Хгн.дв, сопротивление горизонтального оперения Хго. Сопротивление вертикального оперения Хво. И т.д. Хст. = Хкр. + Хф. + Хгн.дв. + Хго. + Хво. = Хкр. + Хвр. (8.4.) Сопротивление ненесущих частей самолёта называют вредным сопротивлением. Лобовое сопротивление самолёта можно рассмотреть как сопротивление независящее от угла атаки ( постоянная составляющая) и индуктивное сопротивление, зависящее от подъёмной силы. Постоянная составляющая сопротивления, куда входит сопротивление ненесущих частей самолёта, равна сопротивлению самолёта при Су = 0 и α 0. На околозвуковых скоростях полета появляется новый вид сопротивления фюзеляжа — волновое сопротивление Хв.ф., В таком случае полное сопротивлене можно записать в виде : Хст = Хα 0 + Хι + Хв.ф ( 8.5.) Аэродинамическая характеристика самолёта Сх = ƒ(α) имеет такой же вид как и такая же характеристика крыла, но кривая сдвинута вверх на величину постоянной составляющей Хα 0 Поляра самолёта смещена вправо относительно поляры крыла на величину вредного сопротивления. Аэродинамическое качество самолёта всегда меньше качества его крыла т.к. сопротивление самолёта больше сопротивления крыла поэтому кривая К = ƒ(α) самолёта пройдёт ниже кривой К = ƒ(α) крыла.. .

Контрольные вопросы. 1 .Перечислите геометрические характеристики фюзеляжа самолёта 2. Чему равняется лобовое сопротивление фюзеляжа?

3. В чём заключаются аэродинамические особенности фюзеляжа транспортных самолёт 4. Причины образования интерференции и как она влияет на лобовое сопротивление самолёта? 5. Чем отличается аэродинамическая характеристика самолёта Сх = ƒ(α) от такой же характеристики его крыла?

6. Чем отличается аэродинамическое качество самолёта от аэродинамического качества крылa?

Механизация крыла.

Крыло, рассчитанное для высоких скоростей горизонтального полёта, не пригодно для полётов на малой скорости при взлёте или заходе на посадку т.к.оно не в состоянии создать заданную подъёмную силу. Взлетно-посадочные характеристики самолета, основными из которых являются скорость отрыва, длина разбега, посадочная скорость, длина пробега требуют изменения аэродинамических характеристик крыла т.к. уменьшение скорости полёта

уменьшает подъёмную силу данного крыла. В других случаях движения самолёта (экстренное снижение, пробег после посадки) требуется уменьшение подъёмной силы крыла. Для реализации этих требований идут по пути установки на крыло специальных приспособлений, служащих для увеличения или для изменения подъёмной силы (Рис. 9.1.). Такие устройства, служащие для изменения аэродинамических характеристик и улучшения устойчивости и управляемости самолёта, называются механизацией крыла. К основным видам механизации относятся щитки, закрылки, предкрылки, интерцепторы, системы управления пограничным слоем, реактивные закрылки и крылья с изменяемой геометрией.

Основными принципами действия механизации являются увеличение кривизны профиля крыла и управление пограничным слоем на поверхности крыла.

Рис. .9,1 Механизация крыла транспортного самолета:

1 — схема механизированного крыла; 2— интерцептор (тормозной щиток). 3 — принцип действия предкрылка; 4 - принцип действия многощелевого закрылка.

Известно, что при увеличении кривизны крыла увеличивается коэффициент подъёмной силы Су на тех же углах атаки. Управление пограничным слоем производится путём сдува или отсоса потока у поверхности крыла, что приводит к увеличению кинетической энергии пограничного слоя, а это затягивает срыв потока на большие углы атаки α и увеличивает коэффициент подъёмной силы Су. Изменить подъёмную силу можно путём применения крыльев с изменяемой геометрией. Рассмотрим работу некоторых видов механизации

Щитки - плоские, отклоняющиеся вниз части нижней поверхности крыла, расположенные у задней его кромки. Хорда щитка ровна примерно 25% от хорды крыла, а размах щитков рвыен 40 – 60% размаха крыла. На взлёте щитки отклоняются на 15 – 20º, на посадке- 40 – 60º. Увеличение Су происходит из –за увеличения давления под крылом в результате торможения потока выпущенным щитком. Увеличение подъёмной силы происходит в результате увеличения кривизны профиля и в результате образования разрежённой области между щитком и крылом, которая вызывает отсасывание струек, обтекающею верхнюю поверхность крыла, под крыло. Выпуск щитков увеличивает Су ( до 60% ) и на 1- 2º уменьшают α крит. , а так же увеличивает лобовое сопротивление самолёта, что уменьшает качество самолёта. Благодаря простоте конструкции, щитки широко распространены на лёгких самолётах.

Закрылки - подвижная хвостовая часть крыла (Рис 9.1.). Существует несколько видов закрылков: простые, щелевые, подвесные, выдвижные и др. Наиболее эффективными являются выдвижные многощелевые закрылки. При отклонении таких закрылков увеличивается площадь крыла и кривизна профиля. Увеличение подъёмной силы при выпуске закрылков происходит по тем же причинам, что и при выпуске щитков. Выпуск закрылков ( рис. 9.2.) увеличивает подъёмную силу и сопротивление крыла , уменьшает критический угол атаки, угол нулевой подъёмной силы и качество крыла. На взлёте закрылки отклоняются на 15- 20º, в этом случае Су увеличивается в большей степени, чем Сх, что уменьшает скорость отрыва и длину разбега. На посадке закрылки отклоняются на 25-40º, что вызывает дальнейший рост Су и больший рост Сх , что снижает длину посадочной дистанции.

Предкрылки - профилированная часть крыла, расположенная на его передней кромке. Предкрылки бывают автоматические, управляемые и фиксированные. Принцип действия предкрылков заключается в следующем: при выдвижении предкрылка образуется сужающаяся щель между предкрылком и крылом. Поток воздуха, проходя через эту щель увеличивает свою скорость и следовательно кинетическую энергию. Увеличивающая кинетическая энергия препятствует отрыву пограничного слоя с верхней

поверхности крыла. Критический угол атаки может увеличиваться на 10 - 15º и значительно повышается Суmax.(Рис. 9.3.) Применение предкрылков совместно с закрылками обеспечивает увеличение кривизны профиля и площади крыла, увеличивает подъёмную силу и лобовое сопротивление, расширяет диапазон лётных углов атаки за счёт уменьшения угла атаки нулёвой подъёмной силы и увеличения критического угла атаки.

Рис. 9.2. Влияние отклонения закрылка на коэффициент Су и α крит.

Предкрылки могут устанавливаться как воль всего крыла, так и на концах крыльев. Установка предкрылков по всему размаху увеличивает Су mах и увеличивает критический угол атаки крыла. При установке концевых предкрылков кривая Су = ƒ (α ) несколько меняет свой вид: критический угол атаки увеличивается, а Су max.остаётся почти постоянным в некотором диапазоне углов атаки ( рис.9.3.).

Интерцепторы ( спойлеры) предназначены для гашения подъёмной силы и управления самолётом по крену совместно с элеронами. Они представляют собой пластины расположенные на верхней поверхности крыла, отклоняемые или выдвигаемые вверх. (Рис. 9.2. 2.) При выпуске интерцепторов происходит срыв воздушного потока за ними, что приводит к уменьшению подъёмной силы, увеличению лобового сопротивления и уменьшению аэродинамического качества. Выпуск интерцепторов применяется при экстренном снижении или при пробеге после посадки, когда требуется уменьшение подъёмной силы крыла для увеличения эффективности работы тормозов и, как следствие, уменьшения длины пробега самолёта.

Рис. 9.3.. Влияние выпуска предкрылков на коэффициент Су.

а - предкрылки по всему размаху крыла; б – концевые предкрылки.

Турбулизаторы - короткие пластины, устанавливаемые на верхней поверхности крыла. Их применяют на крыльях с ламинарным потоком пограничного слоя. Такие крылья, как правило, имеют небольшой критический угол атаки, а это увеличивает посадочную скорость самолёта. При выпуске турбулизаторов происходит завихрение потока, образовавшейся турбулентный поток увеличивает критический угол атаки крыла и посадочная скорость самолёта уменьшается.

К системам управления пограничным слоем относятся устройства осуществляемые сдув или отсос пограничного слоя. Для этого вдоль крыла прокладываются трубы, соединённые каналами с поверхностью крыла, по этим трубам и каналам вентилятором подаётся воздух на сдув пограничного слоя или производится отсос воздуха с поверхности крыла. Принципиальная схема таких устройств показана на рис 9. 4

Обычно, для повышения эффективности, крылья снабжаются несколькими видами механизации (Рис. 9.1.).

Рис. 9.4. Принципиальная схема отсоса и сдува пограничного слоя.

Контрольные вопросы.

1. Для чего применяется механизация крылa ?

2. Назовите основные виды механизации крыла?

3. Как производится управление пограничным слоем?

4. Для чего служат щитки?

5. Как работают предкрылки?

6. Как изменяется угол атаки пр выпуске закрылков?

7. Назначение cпойлеров.

8. Назначение турбулизаторов.

Скоростная аэродинамика.

Скоростная аэродинамика изучает силы и моменты, возникающие при движении тела в потоке газа со скоростью, при которой существенно проявляется сжимаемость газа.

Скорость звука. Звук есть процесс распространения в упругой среде слабых возмущений давления (ΔР) и плотности (Δρ). Источником возмущения является колеблющееся тело, которое вызывает местное изменение давления и плотности, распространяющиеся далее в виде волн сжатия и разряжения. Крыло, двигаясь в воздухе с некоторой скоростью, тоже является источником слабых возмущений давления и плотности, которые распространяются в виде сферических волн сжатия и разряжения, чередующихся между собой. Расстояние, пройденное слабым изменением давления и плотности за одну секунду, называется скоростью звука.

Формула скорости звука имеет вид:

а² = kgRT (10.1.)

где g - ускорение силы тяжести;

R - газовая постоянная;

k - показатель адиабаты;

T - абсолютная температура газа.