Условия нагружения ЛА

Силы, действующие на самолет в полете. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И КОЭФФИЦИЕНТЫ

Всякое тело, находящееся в воздухе, испытывает воздействие потока, в результате чего возникает сила, получившая название аэродинамической. Она зависит не только от скоростного напора, но и от формы и размеров тела, ориентации его в потоке, состоя­ния поверхности и других факторов. Обычно силу сопротивления воздушной среды, которую называют полной аэродинамической си­лой и обозначают R, разлагают на составляющие. Одна из состав­ляющих, направленная в сторону, противоположную движению тела (по потоку), называется силой лобового сопротивления Х_a, другая, перпендикулярная движению тела (набегающему потоку), называется подъемной силой Y. При обтекании симметричных тел, оси симметрии которых совпадают с направлением набегающего потока, например у невращающегося шара, подъемной силы нет, но лобовое сопротивление возникает всегда.

Сила лобового сопротивления при обтекании тела дозвуковым потоком складывается из сопротивления трения Х_тр и сопротивле­ния давления Х_д. При обтекании крыла и наличии подъемной си­лы У к лобовому сопротивлению добавляется индуктивное сопро­тивление Х_инд: Х_а=Х_тр + Х_д+Х_инд. При полетах на скоростях, близких и превышающих скорость звука, возникает волновое соп­ротивление Хволн. Тогда

Х_а= X _тр +Х_д+ Xинд + Х_волн.

Сопротивление трения является следствием вязкости воздуха. Еще Ньютон показал, что сопротивление трения пропорционально ди­намическому коэффициенту вязкости μ, площади обтекаемой по­верхности S и градиенту скорости воздухаd dV/ dn

, т. е. изменению скорости, происходящему на единице длины в направлении, перпендикулярном к плоскости тела :

Х_тр =μdV

Градиент скорости dV/ dn реализуется у поверхности обтекаемого твердого тела. Этот тонкий слой, в котором вследствие вязкости воздуха скорость потока воз­растает от

нулевого значения непосредственно на поверхности до скорости в свободном потоке, называют пограничным (рис. 2.7).

Пограничный слой и внешний поток не имеют резкой границы раздела. Условно за толщину пограничного слоя в данной точке поверхности принимают такое расстояние по нормали, на кото­ром местная скорость отличается от скорости обтекания Vo на 1%. Пограничный слой тем тоньше, чем меньше вязкость. Толщина пограничного слоя вследствие потери скорости в пограничном слое по мере удаления от мере удаления от

мере удаления от передней кромки возрастает.

рис 2.7 Схема распределения скоростей в ламинарном (б) и турбулентном (в) пограничных слоях.

Повысить эффективность летательного аппарата без внесения каких-либо радикальных изменений в его конструкцию. Применение конструкции законцовки крыла Винглета позволяет повысить аэродинамические характеристики крыла, уменьшить индуктивное сопротивление крыла и тем самым повысить аэродинамическое качество крыла.

Аэродинамическое качество зависит от направления силы R, ха­рактеризуемого углом качества составленного между перпенди­куляром к направлению воздушного потока и вектором полной аэродинамической силы и определяется по формуле: tgΘ = Xa/ Y, или tgΘ = 1/K, где: К=Y/X_а

При движении крыла в воздушном потоке на него действуют аэродинамические силы. Одна из них — сила лобового сопротивления.

рис. 3.1 Схемы кольцевых вихрей (а) и сбегания вихрей с крыла (б)

Помимо сопротивления трения и давления на крыле возникает так называемое индуктивное сопротивление Х _инд. При движении крыла вследствие разности давлений на верхней и нижней его по­верхностях на концах крыла воздух перетекает из области повы­шенного давления в область пониженного давления (рис. 3.1). То есть пограничный слой перемещаясь к законцовке как бы «проворачивается» вокруг нее, оказываясь уже на верхней поверхности крыла.

Однако крыло ведь движется вперед и, «провернувшийся» воздух в определенный момент времени оказывается уже позади крыла, а на его месте теперь «проворачивается» новая порция воздуха. Таким образом вращательное движение воздуха как бы накладывается на поступательное движение крыла. За оконечностью крыла создается своего рода вытянутый вращающийся вихрь, который называют вихревым

жгутом или шнуром. Такие вихри вытягиваются за крылом абсолютно каждого самолета. Но, конечно, в обычном полете они визуально незаметны.

Возникающие в результате этого сбегающие с крыла вихри возду­ха изменяют направления потока (скос потока) на угол ε:

tg ε = U/V,

где: V - скорость полета; U - скорость скоса потока.

Скос потока приводит к отклонению на угол ε вектора подъёмной силы Y_ист, проекция которой на направление движения крыла и называется индуктивным сопротивлением Х_инд. Его можно определить исходя из значения кинетической энергии, которую необходимо затратить на отбрасывание вихрей :

Х_инд = Сх_инд S (ρV²/2).

где: Сх_инд – коэффициент индуктивного сопротивления;S – площадь крыла самолёта;

ρV²/2 – скоростной напор воздуха.

В итоге, что же мы получаем, крыло при движении индуцирует через вихревые жгуты дополнительный скос потока, в результате чего и образуется, индуктивное сопротивление крыла. Чем больше подъемная сила, тем, как ни странно это звучит, больше сопротивление.

Иначе еще говорят, что для образования и раскрутки вихревых жгутов нужна энергия, которая и забирается от энергии движения самолета. Как результат летательный аппарат испытывает дополнительное сопротивление для движения вперед.

Дата добавления: 2014-10-10; просмотров: 519; Нарушение авторских прав

Мы поможем в написании ваших работ!