Что такое качество крыла

Аэродинамическое качество крыла

Аэродинамическое качество – отношение подъёмной силы к лобовому сопротивлению или отношение их коэффициентов.

По величине качества судят об аэродинамическом совершенстве Л. А. (самолёта).

1. от состояния поверхности самолёта (грязь, лёд и т.д. Y↓; X >; K↓);

2. от формы крыла, чем она более совершенна тем К >;

3. от механизации крыла (при выпуске щитка C_х↑ в большей степени, чем ↑C_y К↓;

4. от положения шасси – при выпуске шасси C_х↑, C_y не изменяется К↓;

При увеличении α_ат. до α_нв. K↑, т.к. C_y↑ при α_нв – К_max.

К_max. = 7,7 (На планировании т.е. малый газ, шасси выпущены, щиток убран).

К_max. = 4,5 (На планировании, шасси и щиток выпущен).

При ↑ α_ат. за α_нв. К↓, т.к. C_х начинает увеличиваться в большей степени, чем C_y.

6. от режима работы двигателя – чем > мощность двигателя, тем > обдувка крыла от работы винта, тем > C_y и качество↑;

7. от обледенения самолёта C_х увеличивается, а C_y уменьшается, качество уменьшается;

8. от шага винта: при отказе двигателя:

большой шаг – Х меньше К >

Угол качества – это угол заключённый между вектором полкой аэродинамической силы и вектором подъёмной силы.

, но ;

Из рисунка видно, что чем º ;

2.криволинейный участок – свидетельствует о нарушении пропорциональной зависимости (начало срыва обтекания).

б)Зависимость С´_х от αº.

C_х ни на одном угле атаки не равен «0».

Объясняется тем, что коэффициент C_х проф не может быть равен «0» т.к. обтекание без сопротивления на возможно.

α_х – угол наименьшего сопротивления.

с)Зависимость К от αº.

Поляра крыла.

График, показывающий зависимость коэффициента C_у и C_х от углов атаки.

Проводят испытание в аэродинамической трубе модели крыла или самолёта. Модель ставят под различными углами αº, а данные заносят в таблицу (C_у и C_х).

Их находят с помощью аэродинамических весов.(Опред.

Х= )

В полярной системе строят график, где масштаб С_х в 10 раз больше.

По поляре можно определить:

1. Для любого α C_у и C_х;

2. Для каждого α C_R ( );

3. Для каждого α K( );

4. Для каждого α θ( );

5. α₀ – точка пересечения поляры с осью С_х;

6. α_нв. – касательная из начала координат;

7. α_кр. – касательная к графику параллельной оси С_х.

8. Два угла с одинаковым качеством – секущая графика из начала координат;

9. Диапазон лётных углов атаки – от α₀ до α_кр.

1. Уменьшение относительной толщины и кривизны профиля крыла;

Источник

Аэродинамические характеристики крыла самолета

ВСЯКАЯ несущая поверхность, помимо сопротивления, создает еще подъемную силу, обеспечивающую полет летательного аппарата. Единый поток перед крылом разделяется на два неодинаковых потока (рис. 1,а). В верхнем потоке струйки как бы сжимаются, скорость их увеличивается, в нижнем же потоке, наоборот, струйки расширяются и скорость их уменьшается. По закону Бернулли, чем выше скорость, тем меньше давление в струе. Следовательно, над крылом образуется область, давление в которой ниже, чем под крылом.

В зависимости от скорости распределяется и давление по крылу (рис. 1,б). Каждый вектор давления на диаграммах представляет собой силу, которая действует на единицу площади поверхности крыла. Если все эти силы сложить, то получим полную аэродинамическую силу, воздействующую на крыло. Исключением в этом случае будут силы трения, которые по диаграмме распределения давления определить нельзя, так как они направлены по касательной к профилю.

Проекция полной аэродинамической силы на ось, перпендикулярную направлению потока, называется подъемной силой (рис. 2,а). Полную аэродинамическую силу R можно разложить на подъемную силу Y и силу лобового сопротивления X (рис. 2,б.)

Подъемная сила крыла зависит от его геометрических размеров, положения относительно потока, скорости полета модели, плотности воздуха и несущей способности профиля крыла. Эту зависимость принято записывать в виде формулы:

где Cy — коэффициент подъемной силы крыла, учитывающий несущую способность профиля.

Этот коэффициент зависит от формы профиля и угла атаки α — угла между скоростью набегающего воздушного потока и хордой профиля (рис. 2в). Хорда профиля — это условная прямая линия, применяемая для построения профиля, проходящая, как правило, через носик и хвостовик профиля.

Кроме сопротивления трения и формы, в коэффициент C_x входит еще один третий вид сопротивления — индуктивное. Дело в том, что крыло отбрасывает набегающий на него поток воздуха вниз со скоростью V_cp (рис. 7) так, что в итоге он направлен не по скорости v, a по скорости v₁. Это явление называется скосом потока. Угол отклонения потока ∆α называется углом скоса потока. Сложив геометрически скорости V и V_cp. получают действительное направление и величину скорости потока v1, обтекающего крыло. Изменение направления скорости вызывает, естественно, и изменение угла атаки

Благодаря скосу потока истинный угол атаки меньше геометрического. Угол скоса потока определяется по формуле

где λ — удлинение крыла.

Удлинение крыла λ определяется как отношение квадрата размаха крыла L к площади крыла Sкр

Размах крыла L определяется как расстояние между двумя плоскостями, параллельными плоскости симметрии и касающимися концов крыла.

Подъемная сила всегда направлена перпендикулярно к потоку, обтекающему крыло. Благодаря скосу потока подъемная сила отклонится назад на угол ∆α и будет перпендикулярна новому направлению скорости V₁

Эта подъемная сила называется истинной. Ее можно разложить на две составляющие: перпендикулярную к направлению скорости полета V и параллельную направлению скорости. Эта составляющая, существование которой возможно только при наличии подъемной силы, направлена всегда против движения крыла.

Коэффициент индуктивного сопротивления определяют по формуле

Угол скоса потока и индуктивное сопротивление зависят от формы профиля крыла, удлинения и от угла атаки.

Таким образом, полное лобовое сопротивление крыла конечного размаха состоит из сопротивления формы, сопротивления трения и индуктивного сопротивления (рис. 2в). Соответственно, коэффициент сопротивления крыла выражается формулой

Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления. Условились считать, что центр давления лежит на хорде крыла. Если характер обтекания правой и левой половины крыла одинаков, центр давления всего крыла лежит в плоскости симметрии. Нарушение геометрической и аэродинамической симметрии крыла вызовет смещение центра давления.

Положение центра давления на хорде зависит от угла атаки и оказывается различным у профилей разной формы. Характер перемещения центра давления вдоль хорды при изменении угла атаки зависит от формы профиля.

В этом отношении профили делятся на три категории. У несимметричных 1,2 и вогнуто-выпуклых 3,4 профилей (рис. 4), у которых средняя линия вогнута, центр давления при увеличении угла атаки перемещается вперед и наиболее переднее положение занимает при α, близких к α_кр, В этом случае центр давления находится примерно на расстоянии 25—35% хорды от носика профиля. При уменьшении угла атаки он перемещается назад и при углах атаки, на которых Су становится близким к Су = 0, уходит за пределы крыла.

У симметричных профилей 4, имеющих прямую среднюю линию, центр давления в пределах значительного диапазона углов атаки занимает постоянное положение и находится примерно на расстоянии 25% длины хорды от носика. При углах атаки больших критического, центр давления у них резко уходит назад.

У S-образных профилей 6 отогнута вверх задняя кромка. Если хвостик профиля отогнут мало, то перемещение центра давления такое же, как и у профилей первой категории. Бели хвостик отогнут больше, то профиль будет иметь постоянный центр давления. Если же его отогнуть еще больше, то центр давления при увеличении угла атаки отходит назад.

Перемещение центра давления вызывает изменение момента равнодействующей воздушных сил относительно центра тяжести модели. Для того, чтобы судить об устойчивости крыла данного профиля, необходимо знать, как меняется момент воздушных сил, действующих на крыло, с изменением угла атаки.

На рис. 10 изображен профиль крыла модели. Так как при предварительных расчетах конструкция модели еще неизвестна, и, следовательно, неизвестно положение ее центра тяжести, вращение крыла рассматривают не относительно центра тяжести, а относительно точки А, находящейся на носике профиля. Силу R раскладывают не на Y и X, как это делалось раньше, а на силы R_n и R_t.

Сила R_n мало отличается от Y, поэтому с небольшой ошибкой можно допустить, что R_n = Y. Момент силы R_n относительно точки А равен

где Х_с— расстояние от центра давления до точки А.

Так как положение центра давления при разных углах атаки неизвестно, то считают, что крыло вращается силой R_m. приложенной на задней кромке профиля. Для этого необходимо, чтобы

Это равенство может сохраняться при разных углах атаки, так как изменение Y и Х_с может соответствовать изменению R_m при постоянном плече b. Величину R_m определяют в аэродинамической трубе из условия равновесия относительно опоры весов. При этом замеряют силу R_m при разных углах атаки. Зная момент, нетрудно подсчитать и коэффициент C_mA в формуле

Зависимость коэффициента C_mA от угла атаки α представлена на рис. 6.

Значение коэффициентов Сх и Су для различных углов атаки — на рис. 3. Значения коэффициентов Су для различных профилей — на рис. 5. Кривая Су по α для симметричного профиля проходит через начало координат. С увеличением вогнутости профиля кривая зависимости Су по α смещается вверх.

Объединенный график зависимости Су от Сх при различных α называется полярой (рис. 8). Имея поляру, можно определить ряд величин, которые характеризуют крыло. Если провести касательную к поляре, параллельную оси Сх, то в точке касания получают угол атаки, соответствующий Су _max (рис. 8). Этот угол называется критическим углом атаки «Крит- При увеличении угла атаки сверх критического нарушается обтекание крыла и подъемная сила уменьшается.

Наивыгоднейшим называется такой угол атаки, при котором отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления наибольшее. Чтобы найти этот угол, нужно из начала координат провести касательную к поляре.

Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению называют аэродинамическим качеством крыла.

При полете на угле атаки, имеющем К_max модель проходит наибольшее расстояние. Для того, чтобы модель продержалась наибольшее время в воздухе, необходимо, чтобы угол атаки был равен экономическому углу.

Угол атаки нулевой подъемной силы α₀ лежит на пересечении поляры с осью С_х. При этом угле атаки С_у = 0.

Угол атаки, при котором С_х имеет наименьшее значение С_{х min} находится в точке касания линии к поляре, проведенной параллельно оси С_у.

Значения коэффициентов Сх и Су при каком-либо значении угла атаки зависит от числа Re (рис. 9). При Re Re_кpит обтекание профиля потоком турбулентное. Благодаря перемешиванию относительная скорость и кинетическая энергия частиц воздуха вблизи профиля более высокая, чем у ламинарного пограничного слоя, и турбулентный пограничный слой может преодолевать повышенное давление на значительном участке задней поверхности профиля. Точка отрыва турбулентного пограничного слоя лежит вблизи задней кромки и тем ближе к ней, чем меньше перепад давления между соседними точками профиля и чем большую скорость имеет внешний поток. Это приводит к росту Су и уменьшению Сх.

Н. ЛЯШЕНКО, руководитель заводского клуба юных техников Харьков

Источник

Аэродинамическое качество крыла

Число, показывающее, во сколько раз подъемная си-

ла крыла на данном угле атаки, больше силы лобового сопротивления называется аэродинамическим качест-

вом

По этой величине судят об аэродинамическом совер­шенстве крыла и всей системы груз-парашют. Посколь­ку коэффициенты подъемной силы и лобового сопротив­ления зависят от угла атаки, то и качество зависит от него. Такая зависимость объясняется картиной распре­деления давления по крылу. От распределения давления в свою очередь зависит положение точки перехода ла­минарного пограничного слоя в турбулентный, что влия­ет и на величину коэффициента сопротивления трения.

Зависимость С_у и С_х от а находят с помощью экс-

Рис. 21. Спектр обтекания крыла и распределения давления при большом угле атаки: а — обтекание без срыва потока; б — обтека­ние со срывом потока

периментов в аэродинамической труба. Установив опре­деленную скорость потока, замеряют с помощью специ­альных весов Y и Q модели при различных углах ата­ки, после чего подсчитывают аэродинамические коэффи­циенты по формулам:

На рис. 15 показан пример зависимости СY и G_x от а на малых скоростях.

При больших углах атаки, как уже говорилось, на­чинается срыв потока, искажающий картину обтекания и вызывающий некоторое уменьшение средней величины разрежения над крылом (рис. 21), рост С_Y замедляется, а после некоторого угла атаки, называемого критиче­ским (α_кр), начинается падение СY.

Срыв потока во время прыжка обнаруживается по некоторой тряске, мягкое крыло покачивается влево-

вправо, крыло становится не таким жестким, как на меньших углах атаки. Возникновение этих явлений пре­дупреждает парашютиста о том, что угол атаки приб­лижается к критическому. В это время увеличивать угол атаки еще можно, но требуется осторожность, особенно на малой высоте при обработке цели. При угле атаки, равном критическому и больше, мягкое крыло теряет устойчивость, сваливается назад — вправо или влево, и парашютист может получить тяжелую травму.

По мере увеличения угла атаки наблюдается и рост коэффициента С_х, связанный с увеличением сопротивле­ния, вследствие чего уменьшается горизонтальная сос­тавляющая скорости. С_х продолжает увеличиваться и после α_кр, когда роста подъемной силы уже нет.

Поляра крыла

Если по данным значениям С_у и С_х по углу атаки составить график, то мы получим диаграмму, изобра­жающую зависимость между коэффициентами подъем­ной силы и лобового сопротивления крыла (груз-пара­шют и пр.) при разных углах атаки. Такой график на­зывается полярой крыла, или полярной диаграммой потому, что если его построить, взяв для С_у и С_х рав­ные масштабы, то вектор С_R, проведенный из начала координат в любую точку кривой, представляет собой в соответствующем, масштабе величину аэродинамиче­ской силы для данного, угла атаки.

На рис. 22 показан вид поляры мягкого крыла типа По-9. На ней можно отметить следующие точки:

1. Если провести из начала координат вектор к лю­бому углу атаки поляры, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого со­ответственно равны С_у и С_х, а угол, заключенный меж­ду С_у и С_R,—угол качества.

2. Угол атаки нулевой подъемной силы α₀ — пере­сечение поляры с осью С_х.

3. Угол атаки, при котором С_х имеет минимальное значение αс _Xмин,— в точке касания к поляре касатель-

иой, проведенной параллельно оси ординат.

4. Наивыгоднейший угол атаки — в точке касания к
поляре касательной, проведенной из начала координату;
при котором максимальное значение аэродинамического

Рис, 22. Поляра крыла

качества и минимальное значение угла качества. При эксплуатации парашюта «мягкое крыло» регулировку его нужно производить так, чтобы при полностью опу­щенных стропах управления крыло находилось на α_нв и минимальном угле качества. Эксплуатационный диапа­зон углов атаки должен находиться между α_нв и α_кр При α_нв Q_мин достигается наибольшая дальность пла­нирования с определенной высоты.

5. Угол атаки критический (α_кр ), при котором ко­эффициент подъемной силы достигает максимального значения. Он находится в точке касания к поляре каса­тельной, проведенной параллельно оси абсцисс. Харак­теризуется он, как было отмечено выше, началом срыва потока обтекания.

6. На поляре крыла имеются два различных угла атаки, при которых угол качества одинаковый. Эти уг­лы определяются на поляре секущей линией, проведен­ной из начала координат (α=15° и α = 60°).

ГлаваIII.

ПЛАНИРУЮЩАЯ ПАРАШЮТНАЯ СИСТЕМА

На современном этапе развития парашютного спорта основным «спортивным снарядом» является планирую­щая парашютная система, которая имеет в своем соста­ве планирующий парашют типа «мягкое крыло». Это парашют, обладающий аэродинамическим качеством, обеспечивающий горизонтальное перемещение объекта при его снижении. Такие системы предназначаются для выполнения тренировочных и спортивных прыжков спортсменами-парашютистами высших разрядов.

Планирующие парашюты изготавливаются из ткани с нулевой воздухопроницаемостью и обеспечивают:

управляемое планирование с изменяемой горизон­тальной (V_г.п.) и вертикальной (V_Y) скоростью. Управ­ление парашютом осуществляется при помощи строп управления или лямок (свободных концов подвесной системы). У современных планирующих парашютов диа­пазон горизонтальных скоростей (V_г.п.) изменяется в пределах от 12 м/с до 1—2 м/с (при штилевой погоде). Вертикальная скорость (V_Y) изменяется в рабочих ре­жимах от 5-6 м/с до 0 (кратковременно — 1—3 с);

изменение направления планирования, развороты влево, вправо, на 360°, при этом — хорошая управляе­мость (разворот на 360° — за 5 с), происходит увеличе­ние вертикальной скорости снижения (Vy), отклонение парашютиста от вертикальной оси и накренение самого планирующего парашюта;

безопасное приземление при ветре у земли до 10— 12 м/с с заходом парашютиста против направления ветра;

устойчивую работу на всех режимах планирования при плавном втягивании строп управления или натяги­вании свободных концов подвесной системы;

нормальную работу в пределах температуры окру­жающей среды, позволяющей сохранить эластичность ткани;

отсоединение парашюта от подвесной системы, как на земле, так и в воздухе, при помощи замков «КЗУ»;

применение всех типов запасных парашютов в слу­чае отказа основного. При этом необходимо полное от­соединение последнего, за исключением случая нерас-

крытия ранца, при котором отсоединение основного па­рашюта не требуется.

Примечание. В настоящее время имеются запасные парашюты, которые позволяют совместную работу за­пасного парашюта с отказавшим планирующим пара­шютом;

незначительные динамические нагрузки на спортсме­на и парашют при наполнении, что достигается с помо­щью систем рифления различного устройства, растяги­вающих по времени процесс наполнения парашюта и не позволяющих куполу наполниться полностью за ко­роткий промежуток времени;

возможность контактной работы при построении раз­личных формаций во время прыжка на купольную акро­батику.

Схема устройства планирующего парашюта

Как уже говорилось, основным элементом планирую­щей парашютной системы является «мягкое крыло», из­готовленное из ткани с нулевой воздухопроницаемостью. Это, как правило, «купол» с двойной оболочкой, имею­щий в плане форму прямоугольника (рис. 23). Верхнее и нижнее полотнище соединены между собой набором мягких нервюр из ткани. Верхнее, нижнее полотнища, нервюры, стабилизирующие полотнища в зависимости от нагрузок, могут иметь силовые каркасы или усиления (нашитые или вшитые усилительные ленты). Профиль крыла в плане выпукло-вогнутый.

Купол парашюта соединяется со свободными конца­ми подвесной системы при помощи строп, для присое­динения которых со стороны купола на нервюрах, уси­ленных лентой, имеются петли. Другие концы этих строп привязываются к пряжкам-полукольцам свободных кон­цов. К дополнительным стропам, расположенным на зад­ней кромке парашюта, присоединены две стропы управ­ления, каждая из которых монтируется на одном из задних свободных концов подвесной системы. Для удоб­ства работы парашютиста в воздухе стропы управления заканчиваются специальными клевантами или петлями.

С целью создания хорошей устойчивости купола при различных режимах работы, консоли крыла парашюта заканчиваются стабилизирующими полотнищами.

Рис. 23. «Мягкое крыло»

Передняя кромка мягкого крыла (планирующего па­рашюта) имеет отверстия (сопла), которые, обеспечива-

ют наполнение с помощью скоростного, напора

внутренних полостей между верхней и нижней оболоч­
кой, что позволяет ему принять заданную конструкто­
ром форму.

Регулировка парашюта на заданный угол атаки (а) производится с помощью строп, соединяющих купол парашюта со свободными концами.

Рис. 24. Парашют вытяжной: 1 — на­кладка; 2 —основа купола; 3 — пе« ро; 4— конус; 5 — пружина; 6 — уздечка

Часть парашюта, располо­женная между двумя соседни­ми нервюрами, называется сек­цией. В зависимости от их ко­личества парашюты бывают 7, 9-секционными и т. д.

Для снятия динамических нагрузок на парашютиста и парашют в момент наполне­ния планирующие парашюты имеют различные рифления. Конструктивно системы риф­ления могут быть выполнены с помощью шнура рифления, ленты рифления, слайда (косынки), колец рифления и др. Для ввода в действие планирующего парашюта применяется вытяжной парашют, конструктивное испол­нение которого может быть различным (медузы с пру­жиной, мягкие медузы и т. д.) (рис. 24),

В комплект парашютной системы входят также:

парашютная камера (чехол)—устройство для раз­мещения и укладки парашюта и введения в действие его частей в требуемой последовательности (рис, 25);

Рис. 25. Чехол: 1 — клапан; 2 — люверс; 3 — петля; 4 — сота; 5 — карман

ранец, предназначенный для укладки в него пара­шюта в чехле, свободных концов подвесной системы, вы­тяжного парашюта и монтажа парашютного полуавто­мата (рис. 26);

подвесная система — устройство для силового сое­динения парашютиста с парашютной системой (рис.27).

На подвесной системе в специальном кармане имеет­ся парашютное звено ручного раскрытия. Это, как пра­вило, трос со шпильками, прикрепленный к вытяжному кольцу. Может быть также специальный карман для укладки мягкого вытяжного парашюта.

Рис. 27. Подвесная система: 1 — концы свободные; 2— пряжка; 3 — предохранитель; 4—скоба; 5 — пряжка; б—лямка, правая; 7 — ка­рабин; 8 — предохранитель; 9—шлевка; 10 — пряжка с перемыч­кой; 11—лямка левая; 12—лента грудной перемычки; 13 — пряж­ка е перемычкой; 14 — фиксатор скобы; 15 —карман; 16 — сота; 17. 10 111213>

Дата добавления: 2017-01-26 ; просмотров: 3505 ; ЗАКАЗАТЬ НАПИСАНИЕ РАБОТЫ

Источник