относительная площадь крыла занятая фюзеляжем

Расчет и построение поляры СЛА

Расчет коэффициента лобового сопротивления

Для построения поляры необходимо знать зависимость коэффициентов подъемной силы Су и лобового сопротивления самолета от угла атаки .

Коэффициент лобового сопротивления самолета представляет сумму коэффициентов профильного и индуктивного сопротивлений

где -коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе;

= — коэффициент индуктивного сопротивления, возникающего вследствие создания подъемной силы.

Коэффициент лобового сопротивления самолета С_x0 относится к площади крыла S и вычисляется по формуле

где C_xкр, C_xго, C_xво, C_xф, C_xмг, C_xш -коэффициенты сопротивления при Су=₀ изолированных крыла, горизонтального и вертикального оперений, фюзеляжа, мотогондол и шасси; го и во-относительные площади горизонтального и вертикального оперений; S_{м. Ф}, S_{м. М}, S_{м. Ш} -мидели фюзеляжа, мотогондол и шасси соответственно.

Коэффициент аэродинамического сопротивления крыла при С_у=0 вычисляется по формуле

где C_xр-коэффициент профильного сопротивления; K_A.B -коэффициент аэродинамического взаимодействия крыла и фюзеляжа; S_пф -площадь крыла, занятая фюзеляжем; -сумма коэффициентов дополнительных сопротивлений для учета чистоты поверхности крыла, щелей в нем и надстроек.

Коэффициент профильного сопротивления можно определить по формуле

где -коэффициент трения плоской пластины; — коэффициент, учитывающий переход от плоской пластины к выбранному профилю крыла.

Коэффициент приведен на графике (рис. 2.10, а) в зависимости от числа Рейнольдса, вычисляемого по формуле

где V-скорость полета; b_сaх-средняя аэродинамическая хорда крыла; — коэффициент кинематической вязкости воздуха. Его значение в зависимости от высоты полета приведено на графике рис. 2. 10, б.

Рис 2.10 К расчету аэродинамического сопротивления крыла

Коэффициент зависит также от положения точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Ее положение, в свою очередь, определяется рядом факторов, основными из которых являются форма профиля и чистота его поверхности, равномерность набегающего потока. Даже при достаточно гладкой поверхности крыла координата точки не превышает доли хорды профиля, расположенной впереди его максимальной относительной толщины. Для большинства профилей (исключение составляют ламинаризированные) Рис 2.11 К определению коэффициента сопротивления фюзеляжа

Омываемая поверхность фюзеляжа S_ом вычисляется по чертежу общего вида СЛА.

Точное значение коэффициента можно получить только методом продувок. При проектировании СЛА его приближенное значение можно взять из табл. 2. 2.

Таблица 2.2 Значения коэффициентов C_хф

К сожалению, в табл. 2. 2 не включены значения коэффициентов для часто используемых на СЛА плохо обтекаемых фюзеляжей. Это объясняется тем, что из-за большого количества их возможных конфигураций коэффициенты сопротивлений изменяются в очень широких пределах. И для определения их даже приближенных значений необходимы продувки в аэродинамических трубах.

Значения коэффициента фон можно принимать следующими:

Фонарь с коротким гаргротом______________0,040
Фонарь с длинным гаргротом_______________0, 010
Фонарь с длинным гаргротом, переходящим в хвостовую часть фюзеляжа_0, 005

Коэффициент сопротивления мотогондолы C_{x мг} определяется аналогично коэффициенту лобового сопротивления фюзеляжа.

Коэффициент сопротивления шасси можно определить по формуле

где C_{x ок} и C_{x пк}-коэффициенты сопротивлений основного и переднего (заднего) колеса; C_{x ос} и C_{x пс}— коэффициенты сопротивлений основной (задней) стойки шасси;S_м.ок, S_м.пк, S_м.ос и S_м.пс -площади сечений мидолей основного колеса, переднего (заднего) колеса, основной и передней (задней) стоек.

Значения коэффициентов сопротивления колес шасси в зависимости от формы их диаметрального сечения можно принимать следующими:

Эллиптическое___________________________ 0,25
Прямоугольное со скругленными уголками___0,35
Прямоугольное (типа картинга)___________ 0,50

За счет использования обтекателей лобовое сопротивление колес можно снизить в 2. 3 раза.

Значения коэффициентов сопротивлений стоек, рессор и других элементов конструкции, находящихся в набегающем потоке, можно определить, воспользовавшись данными табл. 2. 3.

Таблица 2.3 Коэффициенты аэродинамического сопротивления элементов конструкции

Коэффициент индуктивного сопротивления определяется по формуле

где -коэффициент, учитывающий удлинение и сужение крыла; эф-эффективное удлинение крыла.

Значение коэффициента б можно снять с графика рис. 2. 12.

Рис 2.12 К определению индуктивного сопротивления СЛА

Для определения эффективного удлинения крыла СЛА можно воспользоваться приближенной формулой

где -удлинение крыла; S_зан -площадь крыла, занятая фюзеляжем и мотогондолами (если двигатели расположены на крыле).

При расчетах удобно пользоваться формулой (2. 22), записанной в следующем виде:

называется коэффициентом отвала поляры.

Расчет коэффициента подъемной силы самолета

Для СЛА нормальной схемы можно считать, что подъемная сила создается только крылом самолета. Если характеристики исходного профиля крыла известны, то расчет коэффициента подъемной силы самолета сводится к построению графика зависимости .

Для СЛА, имеющих крыло с удлинением более пяти, можно считать, что значения до углов атаки, равных 14. 16°, возрастают пропорционально (рис. 2. 13) и соответствуют значениям исходного профиля.

Максимальное значение коэффициента подъемной силы определяется по формуле

где С_умахкр — максимальное значение коэффициента подъемной силы профиля крыла; — угол стреловидности профиля по хорды.

Максимальное значение коэффициента подъемной силы нестреловидного крыла можно принять равным 92% от максимального значения исходного профиля.

После определения С_умах его значение откладывается на графике (рис. 2. 13) в виде горизонтальной линии. От точки 4 пересечения двух прямых откладывается расстояние =1°, после чего точки 2 и 3 соединяются лекальной кривой.

Рис 2.13 К расчету коэффициента подьемной силы СЛА

Построение поляры самолета

Полярой самолета называется кривая, описывающая зависимость коэффициента лобового сопротивления С_x от коэффициента подъемной силы С_у, На этой кривой наносятся также углы атаки .

Для построения поляры самолета необходимо иметь значения коэффициентов С_x и С_у в зависимости от углов атаки . Их вычисление удобно вести в таблице, составленной по образцу табл. 2. 4,

Таблица 2.4 Вычисление аэродинамических коэффициентов

определив предварительно значения коэффициентов С_x0 и A. Заполнив таблицу, можно приступить к вычерчиванию поляры рис. 2. 14.

Рис 2.14 Поляра самолета

Для этого в системе координат С_у, С_x наносятся точки, соответствующие выбранным углам атаки , и соединяются плавной кривой.

Поляра самолета позволяет легко и быстро определять ряд важных аэродинамических характеристик, используемых при расчете его летно-технических данных.

Очень важной характеристикой, оценивающей аэродинамическое совершенство самолета, является его аэродинамическое качество. Его увеличение является одной из основных задач аэродинамической компоновки самолета.

Аэродинамическое качество самолета, на любом выбранном угле атаки можно определить по формулам:

Максимальное аэродинамическое качество самолета будет на угле атаки, соответствующем точке касания прямой, проходящей через начало координат, проведенной по касательной к поляре.

Угол атаки , соответствующий наибольшему аэродинамическому качеству самолета, называется наивыгоднейшим.

Кривая изменения аэродинамического качества самолета, построенная в соответствии с полярой рис. 2.14, приведена на рис. 2.15.

Рис 2.15 Изменение аэродинамического качества СЛА в зависимости от угла атаки крыла

по материалам: П.И.Чумак, В.Ф Кривокрысенко «Расчет и проектирование СЛА»

Конструкция крыла самолета: профиль, строение, размах

Крыло — несущая поверхность ВС, предназначенная для создания аэродинамической подъемной силы. На крыле самолета устанавливаются элероны, обеспечивающие поперечную управляемость, и механизация, улучшающая взлетные и посадочные характеристики самолета. Внутренние объемы крыла обычно используются для размещения топлива.

Крыло относительно фюзеляжа может занимать нижнее, верхнее или среднее положение. Самолет с нижним расположением крыла (низкоплан) имеет широкое применение для пассажирских самолетов. Эта схема наиболее выгодна в отношении безопасности пассажиров и экипажа при аварийной посадке с убранным; шасси.

У низкоплана конструктивно проще расположить оперение выше крыла, вынеся его из зоны затенения воздушным потоком, сбегающим с крыла; шасси имеет небольшую высоту, что снижает его массу и упрощает уборку.

Недостатками низкопланной схемы являются более высокое аэродинамическое сопротивление самолета в сравнении с другими схемами вследствие неблагоприятного взаимного влияния (интерференции) крыла и фюзеляжа и ухудшенный обзор из окон кабины пассажиров.

Верхнее расположение крыла более выгодно в отношении аэродинамического сопротивления самолета, вызванного интерференцией крыла и фюзеляжа; дает возможность приблизить фюзеляж к земле, что удобно для погрузки и выгрузки грузов.

При расположении двигателей на крыле уменьшается опасность попадания в них посторонних предметов с ВПП.

Однако такая схема часто вынуждает крепить основные опоры шасси на фюзеляже, что ведет к уменьшению поперечной устойчивости самолета при движении по аэродрому вследствие небольшого расстояния между опорами.

В случае крепления основных опор на крыле они имеют большую массу и высоту, что затрудняет их уборку. В высокопланной схеме усложнены обслуживание двигателей, установленных на крыле, заправка самолета топливом и маслом. Такая схема применяется чаще всего для грузовых сухопутных самолетов и гидросамолетов всех назначений.

Среднее расположение крыла наиболее выгодно в аэродинамическом отношении, поскольку в этой схеме взаимное влияние крыла и фюзеляжа создает минимальное лобовое сопротивление. Однако схема среднеплана не применяется для транспортных ВС, потому что крыло затрудняет размещение в фюзеляже пассажиров и грузов.

Геометрические характеристики. Основными геометрическими характеристиками крыла являются: профиль, форма в плане, угол установки, угол попе­речного V.

Профиль крыла — сечение крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета. Профиль — одна из важнейших характеристик крыла, так как от него зависят аэродинамичес­кие, прочностные и другие характеристики крыла. Профиль характеризуется формой, относительной толщиной, относитель­ной вогнутостью (кривизной) и относительным положением максимальной толщины.

Форма профиля крыла транспортного самолета может быть плосковыпуклой, двояковыпуклой несимметричной, двояко­выпуклой симметричной и S-образной (рис. 2.1).

Плосковыпук­лый профиль имеет большой максимальный коэффициент подъемной силы, прост в производстве; у такого профиля центр давления имеет незначительное перемещение при изменении угла атаки.

Однако он имеет значительный коэффициент лобо­вого сопротивления и поэтому применяется на тихоходных самолетах, вертолетах и планерах.

Двояковыпуклый несимметричный профиль имеет относи­тельно малый коэффицент лобового сопротивления и сравни­тельно высокий максимальный коэффициент подъемной силы, особенно при большой кривизне; обеспечивает значительную прочность и жесткость крыла.

Положение центра давления у такого профиля меняется незначительно при изменении угла атаки. Двояковыпуклый несимметричный профиль применяет­ся для крыльев большинства транспортных самолетов.

Двояковыпуклый симметричный профиль имеет низкие максимальный коэффициент подъемной силы и коэффициент лобового сопротивления; применяется для крыльев сверхзвуко­вых самолетов.

Рис. 2.1. Формы и элементы профиля крыла:

• 1–плосковыпуклая; 2 –двояковыпуклая несимметричная;
• 3 –двояковыпуклая симметричная; 4 –S –образная; С –толщина профиля;
• ƒ –кривизна профиля; а –средняя линия профиля; b –хорда

S-образный профиль характерен тем, что положение центра давления у него не меняется при изменении угла атаки. Поэто­му такой профиль применяется на самолетах типа «бесхвостка». S — образный профиль в сравнении с двояковыпуклым имеет несколько меньший максимальный коэффициент подъемной силы и более высокий коэффициент лобового сопротивления.

Относительная толщина С –это выраженное в процентах отношение его наибольшей толщины С к хорде ,b -(хорда — отре­зок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки передней и задней кромок профиля):

U = С/b·100 %. Уменьше­ние относительной толщины профиля влечет за собой уменьше­ние лобового сопротивления крыла и повышение критического числа М, однако при этом ухудшаются характеристики прочнос­ти и жесткости.

Для получения приемлемых взлетно-посадоч­ных характеристик самолета тонкое крыло необходимо снаб­жать мощной механизацией. Профили с относительной толщи­ной менее 8 % считаются тонкими, от 8 до 12 % — средними, более 12 % — толстыми.

Для тихоходных самолетов применяются толстые профили, для скоростных — тонкие. Транспортные самолеты имеют крылья с относительной толщиной 10-18 %.

Относительная вогнутость профиля f — отношение макси­мальной вогнутости средней линии профиля/ к хорде, выражен­ное в процентах:

ƒ = f/b·100 %. Крылья современных самолетов имеют профили с относительной вогнутостью от 0 до 4 %. Нуле­вую вогнутость имеют симметричные профили. Более вогнутые профили обладают повышенной несущей способностью, но у них больше и лобовое сопротивление.

Форма крыла в плане может быть прямоугольная, трапецие­видная, стреловидная и треугольная (рис. 2.2).

Прямоугольное крыло отличается простотой конструкции, оно проще других в изготовлении, но менее выгодно в отноше­нии массы. Улучшение массовых характеристик прямоугольно­го крыла на тихоходных самолетах и планерах достигается установкой подкосов.

Трапециевидное крыло выгоднее прямоугольного в массо­вом отношении и широко применяется на самолетах, летающих со скоростями до 700 км/ч, а также на вертолетах.

Стреловидное крыло применяется на самолетах, выполняю­щих полеты на больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, поскольку на таком крыле местные звуковые скорости, вызы­вающие скачки уплотнения, возникают при более высоких значениях числа М, чем на прямом крыле. К недостаткам стре­ловидного крыла относятся: более низкая несущая способность, излишняя поперечная устойчивость самолета, повышенная масса и меньшая жесткость по сравнению с прямым крылом

Рис. 3.2. Форма крыла в плане: 1 — прямоугольная; 2, 3 — трапециевид­ная; 4 — стреловидная; 5 — треугольная; t>„ — концевая хорда; Ьр — центральная хорда; % — угол стреловидности; S — площадь; / — раз­мах

Рис. 2.2. Форма крыла в плане: 1 –прямоугольная; 2, 3 —трапециевид­ная;

4 — стреловидная; 5 — треугольная; bk — концевая хорда; b0 — центральная хорда; X — угол стреловидности; S — площадь;L— раз­мах

Треугольное крыло вследствие малого удлинения и большо­го сужения дает возможность снижения массы и повышения жесткости. Такое крыло имеет большие критические числа М. Вместе с тем треугольное крыло имеет низкие аэродинамичес­кое качество и несущую способность, создает большую зону возмущенного потока за крылом, что отрицательно влияет на работу оперения.

Крыло в плане, кроме формы, характеризуется площадью, размахом, удлинением, сужением и углом стреловидности.

Площадь крыла S — это площадь его проекции на базовую плоскость, т. е.

плоскость, содержащую центральную хорду крыла и перпендикулярную базовой плоскости самолета (плос­кости, относительно которой большинство элементов самолета расположено симметрично слева и справа).

В площадь крыла входят площади, вписанные в фюзеляж, гондолы двигателей и другие надстройки на крыле. Площадь крыла выражается в квадратных метрах и определяется в соответствии с принятой удельной нагрузкой на крыло.

Размах крыла L — расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и касающимися концов крыла. Размах крыла тяжелых самолетов достигает 60 м и более.

Удлинение крыла λ — отношение квадрата размаха крыла к его площади:

А = L2/S. Для прямоугольного крыла удлинение может быть выражено отношением размаха крыла к хорде.

Рис. 2.3. Угол установки φ0 и угол поперечного V крыла φ

Удлинение оказывает большое влияние на аэродинамические, массовые и жесткостные характеристики крыла. Увеличение удлинения ведет к повышению аэродинамического качества крыла, но уменьшает его жесткость.

Большое удлинение имеют дальние магистральные самолеты, у которых оно достигает 10.

Сужение крыла η— процентное отношение длины централь­ной хорды b0 к длине концевой хорды bк, т. е. η = b0/bк · 100 %. Сужение также оказывает влияние на аэродинамические и массовые характеристики крыла. Увеличение сужения вызы­вает уменьшение массы крыла, но при этом повышается склон­ность к концевым срывам потока, особенно на больших углах атаки.

Угол стреловидности крыла X — угол между линией фокусов крыла (линией, отстоящей от передней кромки крыла на 0,25 хорды) и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде крыла.

Угол установки крыла φ0 — угол между центральной хордой крыла и базовой осью самолета (рис. 2.3). Углы установки крыла на транспортных самолетах выбираются из тех соображений, чтобы на крейсерских скоростях полета базовая ось самолета находилась на траектории полета и фюзеляж создавал мини­мальное лобовое сопротивление.

Угол поперечного Укрыла φ — угол между линией 0,25 хорды крыла и базовой плоскостью крыла. Угол считается положи­тельным, если концы крыла подняты над центральной хордой крыла, и отрицательным, если находятся ниже центральной хорды.

Значение угла Ф определяет степень поперечной устой­чивости самолета: чем больше положительный угол, тем само­лет устойчивее. Однако излишняя устойчивость нежелательна, так как самолет становится трудным в управлении относитель­но продольной оси.

Отрицательные углы поперечного V при­даются стреловидным крыльям, чтобы устранить избыточную поперечную устойчивость, создаваемую стреловидностью кры­ла. Значение угла φ лежит в пределах от — 5 до + 5°.

ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КРЫЛУ.

1. Аэродинамические требования.

Наименьшее сопротивление (сопротивление формы, трения, волновое, индуктивное, интерференции и пр.); возможность получения набольшего Су max при применении механизации; обеспечение достаточной устойчивости, управляемости и необходимой балансировки на всех режимах полёта.

2. Конструктивные требования.

Малый вес при достаточной прочности и жёсткости крыла (полное удовлетворение требованиям норм прочности ); возможность удобной конструктивной увязки конструкции крыла с другими агрегатами самолёта.

3. Эксплуатационные требования.

Максимальное использование внутреннего объёма, высокая живучесть (т.е.

минимальная уязвимость силовых элементов, органов управления и механизации), доступность для досмотра и обслуживания всех ответственных частей и деталей, лёгкость ремонта, эксплуатация в любое время года, удобное размещение оборудования и всех частей, которые расположены на крыле и внутри его, возможность хранения под открытым небом.

4. Производственно-экономические требования.

Удовлетворяя всей совокупности требований, конструкция крыла должна допускать применение при данном объёме производства наиболее

Строение крыла самолета

Данный вид крыльев выполнен преимущественно из пластика и больше подходит для горных велосипедов. Они крепятся к передней и задней вилке через отверстие в них. Все болты идут в комплекте с деталью.

Однако перед покупкой важно убедиться, что на вилках вашего байка имеются данные отверстия. . В противном случае Вам подойдут быстросъемные крылья с другим типом крепления

Заднее крыло с помощью зажима или ремня устанавливается на подседельный штырь.

В противном случае Вам подойдут быстросъемные крылья с другим типом крепления. Заднее крыло с помощью зажима или ремня устанавливается на подседельный штырь.

Передняя деталь имеет болт, который вворачивается во втулку передней вилки, фиксируя элемент. Конструкция крыльев позволяет регулировать высоту.

Преимуществом данного типа крыльев является:

• Малый вес;
• Удобство при установке и демонтаже;
• Легкость в чистке;
• Большой зазор между крылом и покрышкой.

Кстати, одинаковое расстояние от крыла до колеса имеет как плюсы, так и минусы. Горные велосипеды обладают серьезным протектором на покрышках.

• Если расстояние до крыла будет маленьким, грязь начнет забиваться под него, и достать ее оттуда будет проблематично.
• А при большом зазоре комки и брызги начнут разлетаться во все стороны, снижая полезность велокрыла.
• К недостаткам быстросъемных элементов относят:

• Низкая степень защиты от грязи (результат большого зазора);
• Слабая прочность (выполнены чаще всего из пластика);
• Слабая фиксация креплений.

Поскольку данный тип крыльев держится на одном болте, а некоторые детали и вовсе на зажиме, при езде по пересеченной местности высота и положение элементов может сбиваться.

А учитывая, что «быстросъемники» устанавливают на горные байки, которые редко ездят по ровному асфальту, крылья регулярно приходится поправлять.

Принцип действия

Дым показывает движение воздуха, обусловленное взаимодействием крыла с воздухом.

Подъёмная сила крыла создаётся за счёт разницы давлений воздуха на нижней и верхней поверхностях. Давление же воздуха зависит от распределения скоростей воздушных потоков вблизи этих поверхностей.

Одним из распространённых объяснений принципа действия крыла является ударная модель Ньютона: частицы воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью крыла, стоящего под углом к потоку, упруго отскакивают вниз («скос потока»), согласно третьему закону Ньютона, толкая крыло вверх. Данная упрощённая модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью пренебрегает обтеканием верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы.

В другой распространённой, но неверной модели возникновение подъёмной силы объясняется разностью давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно закону Бернулли[3]: на нижней поверхности крыла скорость протекания воздуха оказывается ниже, чем на верхней, поэтому подъёмная сила крыла направлена снизу вверх.

Обычно рассматривается крыло с плоско-выпуклым профилем: нижняя поверхность плоская, верхняя — выпуклая. Набегающий поток разделяется крылом на две части — верхнюю и нижнюю, — при этом, вследствие выпуклости крыла, верхняя часть потока должна пройти больший путь, нежели нижняя.

Для обеспечения неразрывности потока скорость воздуха над крылом должна быть больше, чем под ним, из чего следует, что давление на верхней стороне профиля крыла ниже, чем на нижней; этой разностью давлений обуславливается подъёмная сила.

Однако данная модель не объясняет возникновение подъёмной силы на двояковыпуклых симметричных или на вогнуто-выпуклых профилях, когда потоки сверху и снизу проходят одинаковое расстояние.

Для устранения этих недостатков Н. Е. Жуковский ввёл понятие циркуляции скорости потока; в 1904 году им была сформулирована теорема Жуковского. Циркуляция скорости позволяет учесть скос потока и получать значительно более точные результаты при расчётах.

Положение закрылков (сверху вниз): 1) Наибольшая эффективность (набор высоты, горизонтальный полёт, снижение)2) Наибольшая площадь крыла (взлёт)3) Наибольшая подъёмная сила, высокое сопротивление (заход на посадку)4) Наибольшее сопротивление, уменьшенная подъёмная сила (после посадки)

Одним из главных недостатков вышеприведённых объяснений является то, что они не учитывают вязкость воздуха, то есть перенос энергии и импульса между отдельными слоями потока (что и является причиной циркуляции).
Существенное влияние на крыло может оказать поверхность земли, «отражающая» возмущения потока, вызванные крылом, и возвращающая часть импульса обратно (экранный эффект).

Также в приведённых объяснениях не раскрывается механизм передачи энергии от крыла к потоку, то есть совершения работы самим крылом.

Хотя верхняя часть воздушного потока действительно имеет повышенную скорость, геометрическая длина пути не имеет к этому отношения — это вызвано взаимодействием слоёв неподвижного и подвижного воздуха и верхней поверхности крыла.

Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и старается следовать вдоль этой поверхности даже после точки перегиба профиля (эффект Коанда). Благодаря поступательному движению, крыло совершает работу по разгону этой части потока.

Достигнув точки отрыва у задней кромки, воздух продолжает своё движение вниз по инерции вместе с массой, отклонённой нижней поверхностью крыла, что в сумме вызывает скос потока и возникновение реактивного импульса. Вертикальная часть этого импульса и вызывает подъёмную силу, уравновешивающую силу тяжести, горизонтальная же часть уравновешивается лобовым сопротивлением.

На самом деле, обтекание крыла является очень сложным трёхмерным нелинейным, и зачастую нестационарным, процессом. Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости и плотности потока () и от целого ряда других факторов.

Стационарные

Стационарные аналоги называют полноразмерными, поскольку они плотно прилегают к колесу и практически покрывают большую его площадь. Благодаря этому они обеспечивают лучшую защиту от грязи и брызг.

Говоря коротко, плюсы стационарных крыльев являются недостатками быстросъемных, а преимущество первых превращается в минус последних.

К плюсам относят:

• Лучшую защиту;
• Высокую прочность;
• Надежное крепление.

1. Крепится стационарное крыло в трех местах: на вилке, перьях и в раме у оси.
2. Стационарные велокрылья
3. Недостатки полноразмерных деталей:

• Вес;
• Сложность очистки внутренней стороны из-за малого зазора;
• Не универсальное крепление.

В отличие от быстросъемных пластиковых крыльев, данный вид подходит ко всем велосипедам. Поэтому, собираясь приобрести товар, убедитесь в радиусе детали и наличии отверстий для крепления.

Подбор крыльев под различные типы велосипеда

Внешние формы и геометрические параметры крыла

Рис. 3. Различные формы крыла в плане: а – прямое прямоугольное; б – прямое трапециевидное; в – прямой стреловидности; г – обратной стреловидности; д – треугольное; е &nd…

ха­рак­те­ри­зу­ют­ся его фор­мой в пла­не и про­фи­лем по­пе­реч­ного се­че­ния. Гео­мет­рич. па­ра­мет­ры К. в пла­не: цен­траль­ная, или кор­не­вая, хор­да b0 (со­от­вет­ст­вен­но се­че­ние К. в плос­ко­сти сим­мет­рии на­зы­ва­ет­ся кор­не­вым), кон­це­вая хор­да $b_к$ (на кон­цах К.

), угол стре­ло­вид­но­сти $χ$ (угол ме­ж­ду пер­пен­ди­ку­ля­ром к плос­ко­сти сим­мет­рии К. и ли­ни­ей пе­ред­ней кром­ки К. или ли­ни­ей од­ной чет­вер­ти хорд, $χ_$), пло­щадь $S$, раз­мах $l$ (рас­стоя­ние от од­но­го кон­це­во­го про­фи­ля до дру­го­го). Фор­ма К.

в пла­не оп­ре­де­ля­ет­ся уд­ли­не­ни­ем $λ=l^2/S$ и су­же­ни­ем $η=b_0/b_к$. Уг­ло­вое от­кло­не­ние плос­ко­сти хорд К. от его го­ри­зон­таль­ной ба­зо­вой плос­ко­сти на­зы­ва­ет­ся по­пе­реч­ным $V$ К. (рис. 2), ха­рак­те­ри­зу­ет­ся уг­лом $ψ$. По­пе­реч­ное $V$ К.

оп­ре­де­ля­ет сте­пень по­пе­реч­ной ус­той­чи­во­сти ЛА: при $ψ>0$ – по­вы­шен­ная ус­той­чи­вость (нуж­на для не­ма­нёв­рен­ных и ма­ло­ма­нёв­рен­ных ЛА), при $ψ

Тема 6. Крыло

Гребеньков
О.А. Конструкция самолетов. М.:
Машиностроение, 1984.

Житомирський
Г.И. Конструкция самолетов. М.:
Машиностроение, 1992.

Общие сведения о крыле

Крыло
— несущая поверхность самолета,
предназначенная для создания
аэродинамической подъемной силы,
необходимой для обеспечения полета и
маневров самолета на всех режимах,
предусмотренных ТТД.

Крыло
обеспечивает поперечную устойчивость
и управляемость самолета и может быть
использовано для крепления шасси,
двигателей, размещения топлива, вооружения
и т.п.

Крыло представляет собой тонкостенную
подкрепленную оболочку и состоит из
каркаса и обшивки; каркас — из лонжеронов,
стенок и стрингеров (продольный набор)
и нервюр (поперечный набор).

На крыле
расположены средства механизации
(предкрылки и закрылки) для улучшения
взлетно-посадочных характеристик
самолета, элероны и интерцепторы — для
управления самолетом относительно
продольной оси, пилоны — для крепления
двигателей.

Внешние формы крыльев

Внешний
вид крыла характеризуется видом крыла
в плане, профилем поперечного сечения
и углом поперечного V на виде спереди.

Форма крыла в плане определяется
удлинением l= l2/S (l — размах крыла, S —
площадь крыла), сужением h=b0/bк (b0 —
центральная или корневая хорда, bк —
концевая хорда крыла), углом стреловидности
c.

Угол стреловидности — угол между
линией, проходящей через четверти хорд
крыла и перпендикуляром к плоскости
симметрии самолета. Для треугольных
крыльев этот угол измеряется по передней
кромке крыла.

• Наиболее
  распространенные формы крыльев в плане:
• —
  прямое (прямоугольное, трапецевидное,
  овальное и их комбинации);
• —
  стреловидное, стреловидность прямая —
  концевая часть крыла сдвинута назад по
  полету;
• —
  обратное — конец крыла сдвинут вперед,
  разновидность — серповидное крыло
  двойной стреловидности;
• —
  треугольное, разновидности: двойная
  дельта, оживальное крыло,
• —
  крыло с изменяемой в полете стреловидностью.

Поперечное
сечение крыла характеризуется типом
аэродинамического профиля и его
относительной толщиной:

1. сmax
   — максимальная толщина профиля, b — хорда
   крыла.
2. Нагрузки
   крыла.
3. В
   полете, при взлете и посадке на крыло
   действуют следующие нагрузки:
4. аэродинамические
   силы разряжения или избыточного давления,
   распределенные по поверхности крыла
   (qв),
5. массовые
   инерционные нагрузки от массы конструкции
   крыла, в том числе и его сила тяжести,
   распределенные по объему конструкции
   крыла (qкр),

сосредоточенные
нагрузки от инерционных сил и сил тяжести
агрегатов и грузов, приложенных в узлах
их крепления к крылу (Pагр.).

Все
нагрузки, приложенные к крылу,
уравновешиваются реакциями в узлах его
крепления к фюзеляжу (Rф).

Основные
элементы крыла.

• Основными
  элементами крыла являются:
• -обшивка,
• -лонжероны,
• -продольные
  стенки,
• -стрингеры,
• -нервюры.
• Обшивка.
  

Внешняя
поверхность крыла образуется обшивкой.
У самолетов с небольшими скоростями
полета может использоваться полотняная
обшивка из хлопчатобумажных или
синтетических тканей.

На большинстве
современных самолетов используется
металлическая обшивка из алюминиевых
сплавов. На сверхзвуковых скоростях
полета находят применение обшивки из
стали или титановых сплавов.

В последнее
время все шире начинают использоваться
обшивки из композиционных материалов
(КМ) — стекло-, угле-, боропластики.

Конструктивно
обшивка может изготавливаться из
металлических листов постоянной или
переменной толщины.

В качестве обшивки
могут использоваться монолитные
оребреные панели, получаемые фрезерованием,
штамповкой или прессованием, клееные
или сварные панели с сотовым заполнителем,
клееные панели из КМ.

Поверхность обшивки
должна быть очень гладкой, допустимая
шероховатость не более 5 мкм. С этой
целью на обшивку наносится лакокрасочное
покрытие с последующей полировкой.

Обшивка
должна обеспечивать герметичность
конструкции. Перетекание воздуха через
щели в стыках обшивки увеличивает
сопротивление крыла и ухудшает его
аэродинамические качества.

Одна
обшивка, как правило, не может обеспечить
необходимой прочности и жесткости
крыла, поэтому ее изнутри приходится
подкреплять каркасом, состоящим из
продольного и поперечного набора. К
продольному набору относятся лонжероны,
продольные стенки и стрингеры. Поперечный
набор состоит из нервюр.

Конструкция элементов крыла

Особенности конструкции поворотной части крыльев изменяемой геометрии
Поворотные части крыльев изменяемой геометрии имеют, как правило, моноблочную конструкцию. Особенностью конструкции является переход от моноблока к узлу поворота. Проушины между собой соединяются стенками 1, сходящимися к центру узла поворота. В поперечном направлении стенки подкрепляются диафрагмами 2.

Конструкция элементов крыла
По конструктивно-силовой схеме лонжероны делятся на балочные и ферменные. Основную часть массы лонжерона составляют пояса.

Поэтому правильный выбор поперечного сечения поясов и их материала приводит к уменьшению массы лонжерона; Величиной, характеризующей форму поперечного сечения поясов лонжерона, является коэффициент использования строительной высоты профиля: k=h/H, где h — расстояние между центрами масс сечений поясов лонжерона; Н — строительная высота крыла в месте установки лонжерона. Чем больше величина к, тем выгоднее в весовом отношении будет лонжерон при прочих равных условиях.

Балочные лонжероны.
Балочный лонжерон состоит из двух поясов — верхнего и нижнего, связанных между собой стенкой. При изгибе лонжерона в его поясах возникают нормальные напряжения. Пояса лонжерона имеют по размаху переменное сечение.

Формы поперечного сечения поясов различны. При выборе формы необходимо стремиться более полно использовать строительную высоту крыла в этом месте для. получения наименьшей массы лонжеронов.

Кроме того, форма пояса должна обеспечивать получение высокого критического напряжения.

Пояса изготовляют из прессованных и катаных профилей и лишь в концевых мало нагруженных сечениях лонжерона они могут быть сделаны из гнутых профилей. С целью увеличения коэффициента использования строительной высоты профиля пояса лонжерона выводятся на внешнюю поверхность крыла. Для крепления обшивки на профиле делаются специальные полочки.

К недостаткам такой схемы следует отнести сложность обработки поверхности пояса по контуру крыла, особенно если лонжерон по размаху расположен не на одном проценте хорды. Поэтому иногда в ущерб весовым характеристикам, но для удовлетворения производственных требований, пояс лонжерона касается обшивки лишь только на участке небольших полочек, к которым обшивка и крепится.

Органы поперечного управления

Если пояс лонжерона выполнен из стали, то для упрощения подгонки его по контуру крыла между обшивкой и поясом устанавливается профилирующая накладка из алюминиевого, обработка которой значительно легче. Для снижения массы лонжерона необходимо стремиться к созданию равнопрочной конструкции. Достигается это уменьшением площади поперечного сечения поясов лонжерона к их концам.

Такое изменение площадей сечений поясов может быть осуществлено изменением по длине лонжерона сортамента профилей и фрезерованием поясов. Для этой цели часто используются накладки. Такая комбинация позволяет осуществить пояс лонжерона из одного профиля по всему размаху.

К концу крыла, кроме того, могут и полки профилей как по толщине, так и по высоте. Уменьшение массы лонжерона может быть достигнуто и установкой на поясах лонжеронов накладок из композиционных материалов, с высокой удельной прочностью. В балочном лонжероне пояса соединяются стенками. Двух стеночныё лонжероны не нашли широкого применения.

Они значительно сложнее в производстве невыгодны в весовом отношении, так как из-за низких критических напряжений сдвига тонкой стенки двух стеночного лонжерона суммарная их толщина получается больше толщины одинарной стенки По длине лонжерона стенка подкрепляется стойками из уголковых профилей. Постановка стоек увеличивает критические напряжения сдвига в стенке и препятствует изменению расстояния между поясами лонжерона при его изгибе и при появлении в стенке диагонального поля.

Кроме того, стойки используются для крепления к лонжерону нервюр. Для повышения критических напряжений сдвига в стенке могут делаться зиги. В концевых сечениях лонжерона, где нагрузка мала и толщина выбирается конструктивно последней делаются отверстия для уменьшения массы. Эти отверстия также и используются при проведении клепальных работ.

Стенка крепится к поясам лонжерона при помощи заклепок Диаметр заклепок, их шаг и количество рядов заклепочного шва определяется величиной действующей нагрузки. Ею же определяется выбор материала и толщины стенки. Стенка изготовляется из листового материала. Толщина стенки по размаху переменна. Это достигается постановкой различных по толщине листов.

Соединение отдельных частей стенок производится, заклепками при помощи специальных накладок или внахлестку. Стыки стенок и поясов должны находиться в разных сечениях для уменьшения концентрации напряжений.

В концевых мало нагруженных сечениях лонжерон часто изготовляется штамповкой из листа и в сечении имеет форму швеллера.

Сильно нагруженные лонжероны крыльев тяжелых самолетов, имеющих большую строительную высоту, часто выполняются по ферменной схеме.

Сильно нагруженный ферменный лонжерон при его большой высоте получается легче балочного. Отсутствие сплошной стенки у ферменного лонжерона обеспечивает более удобные подходы при клепке внутри крыла и тем самым облегчает его сборку. Ферменный лонжерон выполняется, как правило, по раскосно-стоечной схеме.

Стойки устанавливаются в местах крепления к лонжерону нервюр. При образовании фермы необходимо стремиться, чтобы оси ее стержней пересекались в одной точке. Невыполнение этого условия приводит к возникновению в узле местного изгибающего момента, догружающего изгибом стержни. Наиболее простым по конструкции и выгодным в весовом отношении является сварной лонжерон из стальных труб.

Изменение площади поперечного сечения поясов по длине лонжерона достигается изменением диаметра и толщины стенок труб.

Однако из-за трудности обеспечения высокого качества сварки, необходимости термообработки всего лонжерона после сварки и правки его от поводок после термообработки, конструктивной сложности соединения лонжерона с обшивкой и нервюрами и не технологичности конструкции при крупносерийном производстве такие лонжероны не нашли распространения.

Лонжероны из труб, выполненных из алюминиевых сплавов, у которых соединение стержней друг с другом может осуществляться только клепкой при помощи косынок, не применяются из-за сложности изготовления, трудностей соединения их с обшивкой и нервюрами и плохих весовых характеристик.

Пояса таких лонжеронов могут изготовляться из таких же профилей, как и пояса балочных лонжеронов. Соединение стержней фермы осуществляется заклепками, узлы подкрепляются косынками.

Небольшие участки ферменных лонжеронов могут изготовляться штамповкой! Размеры таких участков определяются мощностью прессового оборудования.

Аэродинамическая компенсация элеронов

Аэродинамические характеристики профиля RAF-34

Перейти к загрузке файла

Профиль является не симметричным. Его модификации использовались в крыльях самолётов Ту-4, ТИ-28, в британском транспортном планере General Aircraft G.A.L.49 Hamilcar. Рисунок 2 — Профиль Raf-34 Рисунок 4 — Коэффициенты подъёмной силы и лобового сопротивления профиля Рисунок 5 — Качество профиля Таблица 2 — Аэродинамические характеристики[2]

б, град	Cy	Cx	К
0	0,06	0,015	4
8	0,63	0,04	15,8
16	1,02	0,1	9,3
20	0,84	0,2	4,2
24	0,67	0,32	2,1

Обтекание крыла конечного размаха уже не является плоско-параллельным, а имеет пространственный характер, особенно вблизи его концов.

Это объясняется перетеканием потока через торцы крыла из зоны повышенного давления на нижней поверхности в зону пониженного давления на верхней поверхности.

В связи с этим перетеканием происходит перераспределение давления по поверхности крыла, что приводит к различию аэродинамических характеристик крыла конечного и бесконечного размаха.

При наличии подъёмной силы под крылом образуется зона повышенного давления, а над крылом — пониженного давления.

Из-за разности давлений происходит перетекание воздушного потока через торцы крыла с нижней поверхности на верхнюю, что приводит к появлению дополнительного потока, направленного вдоль размаха крыла.

Под крылом этот поток направлен к концам крыла, а над ним — к его средней части [3,4].

Взаимодействие этого дополнительного потока с основным, обтекающим крыло, приводит к образованию вихрей, сбегающих с задней кромки. Эти вихри вызывают скос потока и приводят к появлению дополнительного сопротивления, называемого индуктивным. Это сопротивление учитывается в виде прибавки к коэффициенту лобового сопротивления.

По теореме Н.Е. Жуковского индуктивное сопротивление определяется следующим выражение [3]:

• — удлинение крыла;
• b=3,87м — хорда крыла;
• l=21,33м — размах крыла;
• — коэффициент, учитывающий форму крыла.
• Сравним коэффициенты лобового сопротивления с учётом индуктивного сопротивления и без него по рисунку.

Сравнение коэффициентов лобового сопротивления

Аэродинамика крыла конечного размаха с учётом механизации

1. Механизация крыла необходима для улучшения лётно-технических характеристик самолёта на режимах разбега, взлёта посадки и набора высоты.

Механизация даёт возможности:

— уменьшить посадочную скорость;

— уменьшить длину разбега;

— улучшить устойчивость и управляемость на больших углах атаки.

На данном самолёте из механизации имеются щитки.

Это управляемые поверхности, прилегающие к задней поверхности крыла. При их отклонении повышается коэффициент подъёмной силы в среднем на 50%, а коэффициент лобового сопротивления на 18%.

В итоге аэродинамические коэффициенты крыла имеют следующий вид:

Коэффициенты подъёмной силы и лобового сопротивления крыла с механизацией и без неё

Курсовая работа: Расчёт аэродинамических характеристик самолёта T-30 KATANA

1. Подготовка исходных данных

2. Расчёт и построение зависимостей c_ya (α) для различных режимов полёта

2.1 Расчёт и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъёмной силы М_кр (с_уа )

2.2 Расчёт и построение вспомогательной зависимости c_ya (α)

2.3 Расчёт и построение взлётных кривых c_ya (α)

2.4 Расчёт и построение посадочных кривых c_ya (α)

2.5 Расчёт и построение крейсерских зависимостей c_ya (α)

3. Расчёт и построение поляр самолёта

3.1 Расчёт и построение вспомогательной поляры

3.2 Расчёт и построение взлётных поляр

3.3 Расчёт и построение посадочных поляр

3.4 Расчёт и построение крейсерских поляр

В данной работе рассматривается лёгкий спортивный самолет «T-30 Katana», представляющий собой одноместный одномоторный свободнонесущий среднеплан с закрытой кабиной и неубирающимся шасси. Вычисляются основные геометрические и аэродинамические параметры этого самолёта, на основании которых строятся теоретические зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки и от коэффициента сопротивления (поляры) для взлетного, крейсерского и посадочного режимов полёта.

1. Подготовка исходных данных

Аэродинамические характеристики самолёта зависят от его геометрических параметров. Поэтому сначала по чертежу летательного аппарата (рисунок 1) узнаём необходимые размеры из заносим их в таблицу 1. В эту же таблицу заносим основные лётно-технические характеристики самолёта. Далее на основании имеющихся данных вычисляются прочие необходимые геометрические характеристики и также включаются в таблицу вместе с формулами, по которым они были вычислены.

Название: Расчёт аэродинамических характеристик самолёта T-30 KATANA Раздел: Рефераты по физике Тип: курсовая работа Добавлен 06:24:33 27 декабря 2010 Похожие работы Просмотров: 1142 Комментариев: 18 Оценило: 3 человек Средний балл: 4.7 Оценка: неизвестно Скачать

= / b

1.11 Стреловидность по линии

λ_к = /(S-S_ф )

= S_ф / S

_г.д. = S_г.д. /S

_го(ф) = S_го(ф) / S_го

4

_обд = S_обд / S

12,8

Элемент самолета, параметр	Размерность	Обозначение, формула		Значение
1	2	3		4
1. Крыло:
1.1 Размах/ размах его консолей	мм	l/ lk = l- Dф		7,70/6,77
1.2 Площадь	м 2	S		10,60
1.3 Хорда средняя	мм	B= S/ l		1,38
1.4 Хорда центральная	мм	b0		1,82
1.5 Хорда концевая	мм	bк		0,89
1.6 Сужение в плане	ηb = b0 / bк		2,04
1.7 Относительная толщина профиля центрального			0,20
1.8 Относительная толщина профиля концевого			0,12
1.9 Средняя относительная толщина профиля	= (∙ ηb + ) / (ηb + 1)		0,17
1.10 Относительная координата максимальной толщины	град.
1.12 Относительная кривизна профиля	%			1,5
1.13 Относительная координата кривизны профиля			0,28
1.14 Угол закрутки концевого сечения	град.			3
1.15 Угол атаки нулевой подъемной силы	град.			-2,77
1.16 Стреловидность по линии 1/4 хорд	град.	1/4
1.17 Стреловидность по линии 1/2 хорд	град.	1/2		-3,8
1.18 Стреловидность по передней кромке	град.	п.к		+3,2
1.19 Удлинение крыла и консолей крыла геометрические
1.20 Относительная площадь крыла, занимаемая фюзеляжем	0,155
1.21 Относительная площадь крыла, занимаемая гондолами двигателей.	—
1.22 Относительная площадь крыла, занимаемая гондолами шасси	г.ш. = Sг.ш. /S		—
1.23 Относительная площадь не участвующая в обтекании потоком	0,155
1.24 Множитель	kэл		1
1.25 Удлинение эффективное	λэф = λ * Кχ /(1+)		4,84
1.26 Производная подъемной силы по углу атаки	1/град	=		0,077
1.27 Относительная координата точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный			0,186
1.28 Расстояние от крыла до земли при взлёте и посадке	м	h		1,22
2. Закрылок:
2.1 Относительная хорда		0,35
2.2 Размах	м		lзк	5,14
2.3 Относительная площадь крыла, обслуживаемая закрылками		0,58
2.4 Угол отклонения при взлете	град.		δвз	20
2.5 Угол отклонения при посадке	град.		δпос	40
2.6 Хорда средняя крыла с выпущенными закрылками	м		bср.зк	1,20
2.7 Угол стреловидности по передней кромке закрылка	град.		χзк.п	-6,1
3. Предкрылок: отсутствует
3.1 Относительная хорда		—
3.2 Относительная площадь крыла, обслуживаемая предкрылками		—
4. Горизонтальное оперение (ГО)
4.1 Хорда средняя	м		= Sго / lго	0,91
4.2 Относительная толщина	м		го	0,14
4.3 Размах ГО	м		lго	3,00
4.4 Площадь,относительная площадь	м 2 / 1		Sго / го =Sго/ S	2,73/0,26
4.5 Удлинение	λго = /Sго	3,30
4.6Стреловидность по линии ¼ хорд	град		χ 1/4го	-0,3
4.7 Относительная площадь ГО, занятая фюзеляжем	0,072
5. Вертикальное оперение (ВО)
5.1Площадь,относительная площадь	м 2 ; 1		Sво ; во = Sво / S	1,29 ; 0,12
5.2 Размах	м		lво	1,1
5.3 Хорда средняя	м		= Sво / lво	1,2
5.4 Относительная толщина	м		го	0,07
6. Шайбы, пилоны, гребни и т.п. — отсутствуют
6.1 Хорда средняя пилонов	м		= Sп / lп	—
6.2 Относительная толщина пилона	п	—
6.3 Площадь	м 2		Sп	—
7. Фюзеляж
7.1 Длина	м		lф	5,45
7.2 Площадь миделя	м 2			0,83
7.3 Диаметр миделя	м			1,02
7.4 Удлинение	λф = lф /	5,35
7.5 Длина носовой части	м		lн.ф	1,20
7.6 Удлинение носовой части	λн.ф = lн.ф /	1,18
7.7Отношение к площади крыла	ф . м = / S	0,078
7.8 Длина кормовой части	м		lк.ф	2,03
7.9 Удлинение кормовой части	λк.ф = lк.ф /	2,00
7.10 Площадь кормовой части	м 2			0,26
7.11 Сужение кормовой части	ηк.ф =/	0,31
7.12 Угол возвышения кормовой части	град		βк.ф
7.13 Расстояние от оси фюзеляжа до хорды крыла	м		ук	+0,72
8. Гондола двигателя — нет
9. Воздушный винт
9.1 Диаметр	м		DB	1,85
9.2 Расстояние от плоскости винта до ¼ хорды крыла по оси двигателя	м		хВ	1,4
9.3 Площадь, ометаемая винтом	м 2		SOM =πDB 2 /4	2,69
9.4 Относительная площадь крыла, обдуваемая винтом	м 2		0,1
9.5 Относительная площадь ГО, обдуваемая винтом	м 2		ГО . обд = SГО.обд /S	0,15
10. Общие данные
10.1 Взлётная масса самолёта	кг		m0	880
10.2 Расчетная скорость полета	км/ч		V	365
10.3 Расчетная высота полета	км		H	2,5
10.4 Тип и количество двигателей	n	1 проп. дв.
10.5 Стартовая тяга (мощность) одного двигателя при V=0, H=0
10.6 Среднее за полет аэродина- мическое качество рассматриваемого самолета	К
10.7 Относительная масса топлива	т = mт / m0	0,2

2. Расчёт и построение зависимостей c_ya (α) для различных режимов полёта

2.1 Расчёт и построение зависимости критического числа Маха от коэффициента подъёмной силы М_кр (с_уа )

Эта зависимость задаётся формулой:

Рисунок 2 — Зависимость критического числа Маха от режима полёта

2.2 Расчёт и построение вспомогательной зависимости с_уа (α)

Эта зависимость строится для полёта на нулевой высоте при отсутствии экранного эффекта с убранными средствами механизации крыла на минимальной скорости полёта, которая находится по следующей формуле:

Ей соответствует число Маха:

Удлинение крыла данного самолёта достаточно велико (λ>4), и поэтому для нахождения теоретического наибольшего значения коэффициента подъёмной силы можно применить формулу:

Определяем три точки для построения графика с_уа (α):

И строим по этим трём точкам график зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки, аппроксимируя её параболой в области больших углов атаки (рисунок 3 и рисунок 4, кривая 1).

Рисунок 3 — Вспомогательная зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки.

2.3 Расчёт и построение взлётных кривых с_уа (α)

1) Во взлётном режиме закрылки выпущены под углом:

Зная данную величину, а также относительную хорду закрылков , по справочным данным определяем приращение угла атаки нулевой подъёмной силы из-за выпущенных закрылков:

То есть на взлёте этот угол равняется:

Теперь можно найти приращение максимального значения коэффициента подъёмной силы из-за выпущенных закрылков по формуле:

где — величина определяемая типом механизации крыла. Данный самолёт оснащён простым безщелевым отклоняемым закрылком, для которого . Для учёта влияния обдувки крыла винтом на подъёмную силу найдём сначала коэффициент нагрузки винта по тяге во взлётном режиме:

Зная данную величину, а также относительную площадь крыла, обдуваемую винтом, , по справочным данным определяем изменение максимального значения коэффициента подъёмной силы за счёт обдувки крыла винтом: .

Теперь можно вычислить максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации без учёта экранного эффекта земли:

Исходя из найденных значений и неизменившейся величины , строим по аналогии со вспомогательной зависимостью с_уа (α) из пункта 2.2 взлётную кривую с_уа (α) без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 2).

2) Учтём теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъёмной силы:

А максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации с учётом экранного эффекта земли равно:

Находим фиктивное удлинение крыла, учитывающее влияние земли:

Тогда производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки с учётом экранного эффекта равна:

Используя найденные значения , строим взлётную кривую с_уа (α) с учётом влияния земли (рисунок 4, кривая 3).

2.4 Расчёт и построение посадочных кривых с_уа (α)

1) Во время посадки закрылки выпущены под углом:

Зная данную величину, а также относительную хорду закрылков , по справочным данным определяем приращение угла атаки нулевой подъёмной силы из-за выпущенных закрылков:

То есть на посадке этот угол равняется:

Теперь можно найти приращение максимального значения коэффициента подъёмной силы из-за выпущенных закрылков по формуле:

.

На посадке винт не влияет на подъёмную силу крыла. Тогда максимальное значение коэффициента подъёмной силы во взлётной конфигурации без учёта экранного эффекта земли равно:

Исходя из найденных значений и неизменившейся величины , строим посадочную кривую с_уа (α) без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 4).2) Учтём теперь влияние экрана земли, которое вносит такую поправку в коэффициент подъёмной силы:

А максимальное значение коэффициента подъёмной силы в посадочной конфигурации с учётом экранного эффекта земли равно:

Используя найденные значения , строим посадочную кривую с_уа (α) с учётом влияния земли (рисунок 4, кривая 5).

2.5 Расчёт и построение крейсерских зависимостей c_ya (α)

Высота полёта расчётная Н=2500 м, скорость звука на этой высоте равна а_Н =330,6 м/с . Скорость полёта расчётная V=101,4 м/с , при этом число Маха равно:

Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. При этом для различных чисел Маха зависимость c_ya (α) задаётся формулой:

Сводим в таблицу 2 параметры этой зависимости для нескольких чисел Маха.

М	0,00	Мрасч =0,31	0,40	0,50	0,60
	0,078	0,082	0,085	0,090	0,097
	0,603	0,634	0,658	0,696	0,754

И по этим данным строим крейсерские зависимости c_ya (α) (рисунок 5).

3. Расчёт и построение поляр самолёта

3.1 Расчёт и построение вспомогательной поляры

1) При построении данной поляры принимают, что закрылки убраны, высота полёта нулевая, экранный эффект отсутствует, скорость полёта минимальна (М=М_min ).

2) Для нахождения профильного сопротивления фюзеляжа, сначала вычислим его число Рейносльдса:

Поскольку воздушный винт находится спереди, то весь фюзеляж обдувается турбулентным потоком, т.е. . Коэффициент сопротивления одной стороны плоской пластины в таком потоке при заданном числе Рейнольдса Re равен:

Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:

Профильное сопротивления фюзеляжа как тела вращения определяют по формуле:

Далее учитываются конструктивные особенности фюзеляжа путём определения приращения коэффициента профильного сопротивления:а) из-за сужения кормовой части:

;

б) из-за её скошенности:

;

в) под влиянием фонаря кабины:

;

г) от установленного в носовой части ПД воздушного охлаждения:

Итак, коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа равен:

.

Вычислив его для

получаем: .

3) Для расчёта профильного сопротивления крыла найдём сначала его число Рейнольдса:

.

Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:

Коэффициент профильного сопротивления крыла находится так:

и равен для М=М_min и Н=0.

4) Для расчёта профильного сопротивления стабилизатора найдём сначала его число Рейнольдса:

.

Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:

Коэффициент профильного сопротивления стабилизатора находится так:

и равен для М=М_min и Н=0.

5) Для расчёта профильного сопротивления киля найдём сначала его число Рейнольдса:

Коэффициенты, учитывающие вклад сил давления и эффекта сжимаемости в профильное сопротивление, вычисляются так:

Коэффициент профильного сопротивления киля находится так:

и равен для М=М_min и Н=0.

6) Рассматриваемый самолёт является среднепланом. Коэффициент интерференции для крыла и фюзеляжа среднеплана равен . Тогда приращение коэффициента профильного сопротивления крыла за счёт его взаимодействия с фюзеляжем равно:

7) Стабилизатор установлен вверху кормовой части фюзеляжа, а значит, коэффициент их интерференции равен . Тогда приращение коэффициента профильного сопротивления стабилизатора из-за его взаимодействия с фюзеляжем равно:

для М=М_min и Н=0 .8) Учтя вклад всех местных источников сопротивления: антенны, выхлопных патрубков, стыков между листами обшивки, щелей между крылом (оперением) и управляющими поверхностями — получаем следующее приращение к коэффициенту сопротивления, не зависящее от М, Н, и α:

9) Вспомогательная поляра строится при отсутствии тяги двигателя. При этом коэффициенты торможения потока для крыла, стабилизатора и киля равны:

10)

Итак, коэффициент профильного сопротивления равен:

Коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе равен:

11) Рассчитаем теперь индуктивное сопротивление самолёта, для чего найдём коэффициент отвала поляры:

При М=М_min : .

Коэффициент индуктивного сопротивления зависит от коэффициента подъёмной силы следующим образом:

12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражением:

Итак, теперь можно найти коэффициент лобового сопротивления:

Шасси данного самолёта является неубирающимся, поэтому его воздушное сопротивление (по статистике ) учитывается во всех режимах полёта. Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.1.

По данным этой таблицы строятся график вспомогательной зависимости и вспомогательная поляра с разметкой углов атаки на ней (рисунок 3.1 и рисунок 4, где кривая 6 — вспомогательная поляра).

	-2,77	-2	0	2	4	6	8	10	12	14	16,73
	0	0,060	0,215	0,370	0,525	0,680	0,836	0,991	1,145	1,259	1,315
	0	0,000	0,000	0,000	0,001	0,001	0,003	0,005	0,009	0,016	0,040
	0	0,000	0,003	0,009	0,019	0,031	0,047	0,067	0,089	0,107	0,117
	0,041	0,041	0,044	0,050	0,060	0,074	0,091	0,112	0,139	0,164	0,198

Рисунок 3.1 — построение вспомогательной поляры

3.2 Расчёт и построение взлётных поляр

1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 20 О , высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=М_min ). 2 — 8) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и во взлётном режиме.9) Для учёта вклада обдувки самолёта винтом в лобовое сопротивление найдём коэффициент нагрузки винта по тяге во взлётном режиме:

При этом коэффициенты торможения потока для крыла, киля и стабилизатора равны:

Коэффициент дополнительного сопротивления из-за обдува части крыла винтом определяется по формуле:

для М=М_min и Н=0 .10)

Итак, коэффициент профильного сопротивления равен:

Коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе равен:

11) Без учёта экрана земли коэффициент отвала поляры рассчитывается по тем же формулам и имеет то же численное значение, что и при расчёте вспомогательной поляры (раздел 3.1, пункт 11): . С учётом экранного эффекта коэффициент отвала поляры ищется по формулам:

Итак, коэффициент индуктивного сопротивления без учёта и с учётом экранного эффекта ищется по формулам:

12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):

13) Выпущенные на 20 О при взлёте закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:

где для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков.Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта):

Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.2.1. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 7).

	-9,67	-6	-3	0	3	6	8	10	12	14	15,07
	0	0,285	0,518	0,750	0,983	1,218	1,371	0,991	1,515	1,662	1,669
	0	0,000	0,000	0,001	0,002	0,005	0,007	0,005	0,012	0,027	0,039
	0	0,005	0,018	0,038	0,065	0,100	0,127	0,067	0,155	0,187	0,188
	0,111	0,116	0,129	0,150	0,179	0,215	0,245	0,112	0,278	0,325	0,339

Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.2.2. По данным этой таблицы строятся взлётные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 8).

	-9,67	-8	-6	-4	-2	0	2	4	6	8	9,62
	0	0,155	0,340	0,525	0,711	0,896	1,081	1,267	1,433	1,530	1,491
	0	0,000	0,000	0,000	0,001	0,002	0,004	0,007	0,013	0,021	0,039
	0	0,001	0,004	0,008	0,015	0,024	0,036	0,049	0,063	0,071	0,074
	0,111	0,112	0,115	0,120	0,128	0,138	0,151	0,167	0,187	0,204	0,224

3.3 Расчёт и построение посадочных поляр

1) При построении данных поляр принимают, что закрылки выпущены под углом 40 О , высота полёта нулевая, скорость полёта минимальна (М=М_min ). 2 — 10) При посадке двигатель работает на очень слабом или холостом ходу, и поэтому вкладом обдувки от воздушного винта в сопротивление можно пренебречь. Поэтому все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 10 при построении вспомогательной поляры (раздел 3.1), вычисляются по тем же формулам и имеют то же численное значение и в посадочном режиме. В итоге:

11) Индуктивное сопротивление и с учётом, и без учёта экранного эффекта задается одними и теми же формулами в посадочном и во взлётном (раздел 3.2, пункт 11) режимах.

12) Приращение коэффициента сопротивления с увеличением угла атаки (подъёмной силы) оценивается следующим выражениями (без учёта и с учётом экранного эффекта):

13) Выпущенные на 40 О при посадке закрылки увеличивают коэффициент сопротивления на величину:

где для данного угла отклонения закрылков определяется по справочным данным на основе относительной хорды закрылков. Теперь находим коэффициент лобового сопротивления во взлётном режиме (без учёта и с учётом экранного эффекта):

Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.3.1. По данным этой таблицы строятся посадочные поляры без учёта экрана земли (рисунок 4, кривая 9).

	-14,8	-11	-8	-5	-3	-1	1	4	7	9	12,45
	0	0,295	0,528	0,761	0,916	1,071	1,226	1,459	1,677	1,774	1,839
	0	0,000	0,000	0,001	0,001	0,002	0,003	0,006	0,012	0,017	0,040
	0	0,006	0,019	0,039	0,057	0,077	0,102	0,144	0,190	0,213	0,228
	0,180	0,186	0,199	0,220	0,238	0,260	0,285	0,330	0,382	0,410	0,448

Вычислим для нескольких значений угла атаки от до и занесём результаты в таблицу 3.3.2 По данным этой таблицы строятся посадочные поляры с учётом экрана земли (рисунок 4, кривая 10).

	-14,8	-12	-10	-8	-6	-4	-2	0	2	4	6,44
	0	0,260	0,445	0,630	0,816	1,001	1,186	1,372	1,547	1,662	1,712
	0	0,000	0,000	0,001	0,001	0,002	0,004	0,007	0,011	0,018	0,040
	0	0,002	0,006	0,012	0,020	0,031	0,043	0,057	0,073	0,084	0,089
	0,180	0,182	0,186	0,193	0,202	0,213	0,227	0,244	0,264	0,283	0,309

Рисунок 4 — Вспомогательные, взлётные и посадочные зависимости с_уа (α) и поляры самолёта.

3.4 Расчёт и построение крейсерских поляр

1) Высота полёта расчётная Н=2500 м , скорость звука на этой высоте равна а_Н =330,6 м/с , кинематическая вязкость воздуха равна ν_Н =1,79*10 -5 м 2 /с . Самолёт находится в полётной конфигурации, то есть закрылки убраны. 2 — 8, 11, 12) Все промежуточные величины, вычисленные в пунктах 2 — 8, 11, 12 раздела 3.1, и здесь вычисляются по тем же формулам для различных чисел Маха. А при М=0 числа Рейнольдса, входящие в эти формулы, вычисляются для расчётной скорости V=101 м/с . 9,10) В крейсерском режиме полёта коэффициент нагрузки винта по тяге равен:

Величины, вычисленные в пунктах 9, 10 раздела 3.2, и здесь вычисляют по тем же формулам, подставляя в них данное значение B(V), для различных чисел Маха (скоростей).Результаты расчёта для различных чисел Маха и с_уа сводим в таблицу:

М	0,0		0,3		0,4		0,5		0,6
схо	0,025		0.028		0.027		0.027		0.027
суа	схi	сха	схi	сха	схi	сха	схi	сха	схi	сха
0,0	0	0,037	0	0,042	0	0,041	0	0,041	0	0,041
0,1	0,001	0.038	0,001	0.043	0,001	0.042	0,001	0.042	0,001	0.042
0,2	0,003	0,040	0,003	0,045	0,003	0,044	0,003	0,044	0,003	0,044
0,3	0,006	0.043	0,006	0.048	0,006	0.047	0,006	0.047	0,006	0.047
0,4	0.011	0.048	0.011	0.053	0.011	0.052	0.011	0.052	0.011	0.052
0,5	0.017	0.054	0.017	0.059	0.017	0.058	0.017	0.058	0.017	0.058
0,6	0.024	0.062	0.024	0.067	0.024	0.066	0.024	0.066	0.024	0.066
0,7	0.033	0.072	0.033	0.077	0.033	0.076	0.033	0.076	0.033	0.076
0,8	0.043	0.083	0.043	0.088	0.043	0.087	0.043	0.087	0.043	0.087
0,9	0.054	0,095	0.055	0,100	0.055	0,099	0.055	0,099	0.055	0,099
1,0	0.067	0.110	0.068	0.115	0.068	0.114	0.068	0.114	0.068	0.114
1,1	0.081	0.126	0.082	0.131	0.082	0.130	0.082	0.130	0.082	0.130
1,2	0.096	0.146	0.097	0.151	0.097	0.150	0.097	0.150	0.097	0.150
1,315	0.116	0.187	0.117	0.192	0.117	0.191	0.117	0.191	0.117	0.191

Рисунок 5 — Крейсерские поляры и зависимости суа (α).

1. Остовлавский И.В. Аэродинамика самолёта. — М.: Оборонгиз, 1957.

2. Меньшиков В.И. Аэродинамические характеристики самолётов: Учебное пособие. — Харьков: Харьк. Авиац. Ин-т, 1984.

3. Мхитарян А.М. Аэродинамика. — М.: Машиностроение, 1976.

📽️ Видео