Аэродинамические силы летательного аппарата

Самолет, как летательный аппарат, состоит из элементов конструкции, которые называются несущими и ненесущими.

Крыло считается несущей частью самолета, поэтому подъемная сила самолета примерно равна подъемной силе его крыла: Y _САМ Yа _КР. Так как аэродинамические силы пропорциональны своим коэффици­ентам, то Cy _сам Сy кр.

Лобовое сопротивление самолета складывается из сопротивления всех его частей: крыла, фюзеляжа, хвостового оперения, силовой установки. Но экспериментально установлено, что сопротивление компоновки самолета не равно сумме сопротивления его частей, так как дополнительное сопротивление создает так называемая интерференция:

.

Интерференция- это взаимное влияние частей самолета друг на друга Она возникает вследствие взаимодействия потоков, обтекающих близко расположенные части самолета, например, крыло и фюзеляж, крыло и хвостовое оперение и т.д.

Рисунок 3.23 Интерференция крыла с фюзеляжем.

Из-за разных скоростей течения струек на соседних частях самолета происходит завихрение потока и отрыв по­граничного слоя. Вредное взаимное влияние усиливается также за счет диффузорного расширения потока в местах сопряжения частей самолета (Рисунок3.23).

Разность между сопротивлением самолета и сопротивление его крыла называется вредным сопротивлением, то есть сопротивлением ненесущих частей:

.

Таким образом, лобовое сопротивление самолета больше лобового сопротивления крыла на величину вредного сопротивления:

.

Через аэродинамические коэффициенты можно записать :

.

В диапазоне летных углов атаки коэффициент вредного сопротивления самолета Cx_сам изменяется незначительно, поэтому его величину можно считать постоянной, не зависящей от углов атаки.

Зная величину вредного сопротивления, можно построить поляру самолета, по которой определяютсяаэродинамические характеристики самолета.

Поляру самолета можно получить с помощью поляры крыла путем прибавления величины С_xвр к С_x крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла на величину С_xвр (Рисунок 3.24).

Рисунок 3.24 Поляры крыла и самолета

Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета производится так же, как это делается на поляре крыла.

-Угол атаки нулевой подъемной силы _o самолета практически не отличается. При α₀ возможно только вертикальное движение самолета вниз, назы­ваемое отвесным пикированием.

-На угле атаки минимального лобового сопротивления α_xмин коэффи­циент имеет минимальное значение. На углах атаки, близких к α _xмин , полет совершается с максимальной скоростью.

-Наивыгоднейший угол атаки (α_нв) определяется путем проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла. Это указывает на увеличение угла качества для самолета, а так как , можно сделать вывод, что аэродинамическое качество самолета всегда меньше аэродинамического качества его крыла.

Наивыгоднейший угол атаки α_нв самолета больше, чем для крыла, на 2 – 3°.На этом угле атаки самолет имеет наи­большую дальность планирования, а также высокую экономичность полета.

-Критический угол атаки самолета α_кр по своей величине не отличается от α_кр крыла: . Максимальные значения коэффициентов подъемной силы крыла и самолета практически одинаковы: C_yкр C_yсам. На критическом угле атаки происходит сваливание самолета на крыло.

- На угле атаки минимального лобового сопротивления α _xмин коэффи­циент имеет минимальное значение. На углах атаки, близких к α _xмин, полет совершается с максимальной скоростью.

Способы улучшения аэродинамики самолета. Для уменьше­ния сопротивления самолета совершенствуют его аэродинамиче­ские формы, улучшают состояние поверхности, герметизируют конструкцию.

Улучшение аэродинамических форм самолета достигается уменьшением количества частей, обтекаемых потоком воздуха; совершенствованием формы всех частей самолета; уменьшением интерференции.

Большинство современных самолетов строят по схеме свободно несущего моноплана, без стоек, подкосов, расчалок. Шасси в полете убирается. Грузы размещаются внутри фюзеляжа.

Одним из значительных источников сопротивления самолета является фюзеляж. Для уменьшения сопротивления фюзеляжа крыло к нему крепится под некоторым установочным углом (Рисунок3.3-1).

Фонарь кабины и другие надстройки “вписываются” в контур фюзеляжа. Силовые установки размещаются внутри фюзеляжа или в удобообтекаемых гондолах.

Уменьшение интерференции достигается рациональной аэродинамической компоновкой (взаимным расположением частей самолета) и постановкой зализов. Зализы (заполнители) обеспечивают плавное сопряжение частей самолета и уменьшают угол расширения потока. Это предотвращает образование завихрений и срывов потока.

Состояние поверхности самолета влияет на пограничный слой и сопротивление трения. Чтобы избежать повреждения обшивки при техническом обслуживании, ходить по поверхности самолета раз­решается только в мягкой обуви.

Герметизация конструкции самолета исключает возможность протекания воздуха через щели между ее элементами, завихрения потока и создания дополнительных сопротивлений.

От сопротивления самолета зависит экономичность полета. При увеличении сопротивления самолета аэродинамическое качество снижается. Это приводит к увеличению расхода топлива в полете.

Дата добавления: 2014-08-04; просмотров: 989; Нарушение авторских прав

Мы поможем в написании ваших работ!