 |
АвтоАвтоматизацияАрхитектураАстрономияАудитБиологияБухгалтерияВоенное делоГенетикаГеографияГеологияГосударствоДомДругоеЖурналистика и СМИИзобретательствоИностранные языкиИнформатикаИскусствоИсторияКомпьютерыКулинарияКультураЛексикологияЛитератураЛогикаМаркетингМатематикаМашиностроениеМедицинаМенеджментМеталлы и СваркаМеханикаМузыкаНаселениеОбразованиеОхрана безопасности жизниОхрана ТрудаПедагогикаПолитикаПравоПриборостроениеПрограммированиеПроизводствоПромышленностьПсихологияРадиоРегилияСвязьСоциологияСпортСтандартизацияСтроительствоТехнологииТорговляТуризмФизикаФизиологияФилософияФинансыХимияХозяйствоЦеннообразованиеЧерчениеЭкологияЭконометрикаЭкономикаЭлектроникаЮриспунденкция
Понятие полной а/д силы R
| г |
Это результирующая сила взаимодействия движущегося крыла в воздушном потоке. Она выражается формулой:
R=CR · Skp(ρ·V2)/2
где: CR - коэффициент полной подъёмной силы, зависящий от формы профиля крыла и положения его в потоке, т. е. от угла атаки.
Skp - площадь крыла м2
ρ -массовая плотность воздуха кг/м3
V - скорость потока или полета самолета.
ρ V2/2 - скоростной напор q.
Проекцию R на вертикальную ось ОУ, перпендикулярную потоку, называют подъёмной силой и обозначают У, а проекцию R на горизонтальную ось ОХ, параллельную скорости потока, называют силой лобового сопротивления и обозначают X. Эти силы определяются аналогичными формулами:
Y = Cy • Skp • ρ • V2/ 2
где: Cy - коэффициент подъёмной силы крыла, характеризующий профиль в зависимости от угла атаки.
Х = Cх • Skp • ρ • V2/ 2
где: Cх - коэффициент силы лобового сопротивления крыла, характеризующий профиль в зависимости от угла атаки.
|
α 0 докритич. α кр закритич. α 0 α 0
| с ↑ α →СХ ↑до бесконечности по параболе. |
Рис. 7. Графики зависимости Су и Сх от угла атаки α.
с ↑ α →Су ↑до СУmax на α кр
а затем резко ↓Су на закритических α
за счёт срыва потока на крыле.
α кр - критический угол атаки.
α > α кр - закритический угол атаки.
α < α кр - докритический угол атаки.
Полёт на закритических углах атаки опасен, т. к. резкое уменьшение подъёмной силы вызывает сваливание самолёта.
Подъёмная сила У - полезная сила, держит самолёт в воздухе, а сила лобового сопротивления X – вредна - её необходимо преодолевать при перемещении самолёта в воздухе за счёт создания двигателями тяги Р.
Число, показывающее во сколько раз подъёмная сила У больше лобового сопротивления X, называется аэродинамическим качеством самолёта и определяет совершенство самолёта.
К = Y/X = CY/CX
Для самолёта свойственно два понятия: управляемость и устойчивость
Устойчивость самолёта - это способность самолёта возвращаться к заданному режиму полёта после прекращения действия сил, вызвавших отклонение самолёта от этого режима.
Управляемость самолёта это способность отвечать на отклонения рулей соответствующими перемещениями в пространстве, или, как говорят лётчики, «ходить за ручкой», т. е. целью управляемости является заставить самолёт выйти из одного режима полёта и перейти в другой.
2.2. Краткая характеристика воздушной среды.
Величина а/д сил, возникающих при полёте J1A, зависит от состояния воздушной среды (атмосферы).
Атмосферой называют окружающую земной шар воздушную оболочку, толщина которой несколько тысяч км.
Атмосфера Земли: - нижний слой до 8 км у полюсов и
18 км на экваторе называется тропосферой. Здесь выполняют полёты самолёты и вертолёты ГА.
Основные параметры характеризующие состояние воздуха:
Р - давление - это сила, действующая на единицу поверхности перпендикулярно к ней. Измеряется МСА (международная стандартная атмосфера) на уровне моря в:1,2 кгс/см2; 760 мм. рт. ст.; 1, 0133 • 10 5ПА.
t°- температура - это степень нагретости. Измеряется MCA: при t° = 15°С
| ( |
°С - градус Цельсия -273 -173 -73 0 27 100 273
°К - градус Кельвина 0 100 200 27 3 300 373 500
Изменение t° на 1000 м высоты составляет 6,5 ° С: при ↑H => ↓ t°
У.Томсон английский учёный (лорд Кельвина присвоено за достижения в науке с выделением поместья). А. Цельсий – шведский учёный. 1742г.
ρ - плотность - это величина, определяемая отношением массы к объёму.
ρ = m/V измеряется 1,225 кг/м3.
Эти параметры изменяются по высоте Н, но зависят от места (долготы и широты), времени года, суток и т. д.
Параметры воздуха: Р, ρ, Т связаны между собой уравнением состояния газа (воздуха).
Р/ ρ =g • R • T
Где R- Универсальная газовая постоянная (для воздуха R =8314,3 дж / Кмоль К0).
Уравнение неразрывности или постоянства расхода показывает, что при установившемся движении газа в трубе массовый секундный расход постоянный во всех её сечениях:
Рис. 8. К понятию уравнений неразрывности и Бернули.
Уравнение энергии (закон Бернули).
m1 • V12 m2 • V22
——— + m1g1h1 + p1 • f1 •V1• ∆τ = ——— + m2g2h2 + p2 f2 • ∆τ = const 2 2
m1 • V12/2 – кинетическая энергия массы воздуха, проходящего через сечение;
m1g1h1- Потенциальная энергия = работе силы тяжести относительно условного уровня;
p1• f1- сила давления;
V1• ∆τ -путь;
(p1• f1) •(V1• ∆τ) = работа;
f1 V1 ∆τ = объём
Уравнение Бернули позволяет объяснить физическую сущность возникновения а/д сил на крыле самолёта и воздушное винте
На величину а/д сил большое влияние оказывает вязкость, а при больших скоростях полёта и сжимаемость воздуха.
Вязкость проявляется в возникновении сил трения между перемещающимися относительно друг друга слоями воздуха.
Сжимаемость это способность воздуха изменять свой объём V и плотность р при изменении t° и внешнего давления р.
Критерием сжимаемости воздуха является число М представляющего
собой отношение скорости полёта V к скорости звука α.
М = V/ α
Число МАХА (по имени австрийского учёного)
Величина α в воздухе зависит от температуры и приближённо определяется по формуле α=20 √ Т
| Рис. 9. Характеристики профиля. |
2.3. Геометрические характеристики крыла самолёта.
Внешние формы крыла определяется следующими характеристиками:
- профиль;
- вид в плане;
- вид спереди.
Профиль крыла - форма сечения его в плоскости, параллельной
| b - хорда крыла Сmах - максимальная толщина fmax - максимальная кривизна ЦТ - (Хцт) - точка центра тяжести ЦД - (Хцд) - точка центра давления. f - (X f) - точка фокуса |
плоскости симметрии самолёта.
На современных дозвуковых самолётах:
Рис. 10. Профили крыла.
На виде в плане крыло имеет формы:
а) прямоугольная.
б) эллиптическая.
в)трапецевидная
Форма крыла в плане характеризуется: ℓ - размах крыла
- Skp- площадь крыла
- λкр - удлинение крыла
- ηкр- сужение крыла
- Хкр - угол стреловидности
ℓ - размахом крыла называется расстояние между концевыми точками крыла по нормали к плоскости симметрии самолёта.
Skp - площадь крыла это площадь проекции крыла на при виде сверху.
λкр - (ламбда) удлинение крыла это отношение квадрата размаха крыла к площади крыла. —С
ηкр - (этта) сужение крыла это отношение длины корневой хорды к концевой хорде.
ХкР - (хи) угол стреловидности крыла - это угол образованный между перпендикуляром к оси самолёта и линией лежащей на 1/4 длины хорды от носка.
Вид крыла спереди характеризуется углом поперечного V, т. е.угол образованный плоскостью хорд и горизонтальной плоскостью.
Положительный угол поперечного V, если концы крыла приподняты
вверх (до -5е )
Отрицательный угол поперечного V, если концы крыла опущены
вниз (до +7°).
Величина поперечного V существенно влияет на поперечную устойчивость самолёта.
Рис.12. Вид крыла спереди.
Поиск по сайту: