Svi znaju da krilo stvara uzgon samo kada se kreće u odnosu na vazduh. One. Priroda strujanja zraka oko gornje i donje površine krila direktno stvara uzgon. Kako se to događa?
Uzmite u obzir profil krila u strujanju zraka:
Ovdje su linije protoka elementarnih strujanja zraka označene tankim linijama. Profil do protočnih vodova je ispod napadnog ugla ? je ugao između tetive profila i neometanih strujnih linija. Opseg gornjeg dijela krila je veći od donjeg. Zbog toga, na osnovu razmatranja kontinuiteta, brzina protoka na vrhu ruba je veća nego na dnu. Tada se ispostavlja da je pritisak iznad krila manji nego ispod njega. Fenomen opadanja pritiska sa povećanjem brzine strujanja dugo je proučavao i opisao Daniel Bernoulli 1738. godine. Na osnovu rezultata njegovog rada, odnosno Bernoullijeve jednadžbe, ova činjenica postaje sasvim očigledna:
Gdje str-- pritisak gasa u tački; ? -- gustina gasa; v-- brzina protoka gasa; g-- ubrzanje gravitacije; h-- visina u odnosu na ishodište; ? -- adijabatska konstanta.
Ispostavilo se da na različitim tačkama profila vazduh pritiska na krilo različitim silama. Razlika između lokalnog pritiska na površini profila i pritiska vazduha u neometanom strujanju može se prikazati u obliku strelica okomitih na konturu profila, tako da su smer i dužina strelica proporcionalni ovoj razlici. . Tada će slika raspodjele pritiska duž profila izgledati ovako:
Ovdje se jasno vidi da na donjoj generatrisi profila postoji višak tlaka - protupritisak zraka. Na vrhu, naprotiv, postoji vakuum. Štaviše, veći je tamo gdje je veća brzina protoka. Ono što je ovdje vrijedno pažnje je da je veličina vakuuma na gornjoj površini nekoliko puta veća od pritiska na donjoj površini. Vektorski zbir svih ovih strelica stvara aerodinamička sila R, s kojim zrak djeluje na pokretno krilo:
Razlažući ovu silu na vertikalnu Y i horizontalnu X komponente, dobijamo lift krilo i sila njegovog otpora. Iz slike raspodjele tlaka jasno je da se veliki dio sile podizanja ne formira od oslonca na donjoj generatrisi profila, već od vakuuma na gornjoj.
Točka primjene sile R ovisi o prirodi distribucije tlaka na površini profila. Kako se napadni ugao mijenja, promijenit će se i raspodjela pritiska. Uz to će se promijeniti i vektorski zbir svih sila u apsolutnoj veličini, smjeru i mjestu primjene. Inače, ovo drugo se zove centar pritiska. Usko povezan s njim je koncept fokus profil. Za simetrične profile ove tačke se poklapaju. Kod asimetričnih, položaj centra pritiska na tetivi se menja kada se promeni ugao napada, što veoma otežava proračune. Da bismo ih pojednostavili, uveden je koncept fokusa. Istovremeno, rezultanta aerodinamičkih sila nije podijeljena na dvije komponente, već na tri - moment krila je dodan silama uzgona i otpora. Ova naizgled nelogična tehnika omogućila je postavljanjem tačke primene sile dizanja u fokus profila, da se fiksira njegov položaj i učini nezavisnim od napadnog ugla. Tehnika je zgodna, ali ne smijemo zaboraviti na krilo koje se pojavljuje u ovom trenutku.
Vakum na vrhu profila ne može se samo mjeriti instrumentima, već se pod određenim uvjetima može vidjeti i vlastitim očima. Kao što je poznato, uz naglo širenje zraka, vlaga sadržana u njemu može se trenutno kondenzirati u kapljice vode. Svako ko je bio na aeromitingu mogao je da vidi kako se prilikom oštrog manevrisanja letelice s gornje površine krila odvajaju mlazovi belog vela. To je vodena para, kondenzovana tokom pražnjenja u male kapljice vode, koje vrlo brzo ponovo ispare i postaju nevidljive.
Eh! Voleo bih da mogu da poletim!..
Imam cool riđu mačku kod kuće. On je “umjereno dobro uhranjen”, kako i dolikuje udobnoj domaćoj mački, i iako trči okolo kao električna metla, ima ne baš mačje svojstvo: boji se visine. Iz tog razloga, avaj, ne može biti leteći mačak, ali ponekad očito želi da se podigne u zrak, makar samo da skoči na kredenc. Međutim, višak kilograma, nažalost, tome ne doprinosi, pa ponekad morate pomoći jadnoj životinji, odnosno podići je rukama i staviti je tamo gdje joj je duša toliko željna.
Pa, šta, pitate, imaju mačka i avion zajedničko? Da, generalno, ništa, osim jedne vrlo važne stvari. Oboje imaju težinu koja ih vuče prema tlu. A da biste se neke popeli na komodu, a neke više, potrebna vam je snaga koja će savladati ovu težinu. Za moju mačku od sedam kilograma, ovo je snaga mojih ruku, ali za višetonsku "gvozdenu pticu" to je svima poznato. odakle dolazi? Sve je, generalno, prilično jednostavno :-)…
Počnimo sa “jednostavnim početkom” :-). Glavnu ulogu u ovom pitanju igra krilo aviona (naime, krilo koje se sastoji od dvije konzole, a ne krila, u nastavku moje druge). Radi jednostavnosti, razmotrimo klasičnu aerodinamičku.
Aerodinamičko podizanje
Vazduh koji struji oko krila aviona podeljen je na dva toka: iznad krila i ispod njega. Donji tok teče dalje kao da se ništa nije dogodilo, a gornji se sužava. Na kraju krajeva, profil krila je konveksan na vrhu! A sada, da bi ista količina vazduha prošla kroz gornji tok i u isto vreme kao i u donjem toku, treba da se kreće brže, jer je sam tok postao uži. Zatim stupa na snagu Bernoullijev zakon: što je veća brzina protoka, to je manji tlak u njemu i, shodno tome, obrnuto. Ovaj zakon je vrlo jednostavno ilustrovan. Ako uzmete ne preusko horizontalno crijevo (čahur) od tanke prozirne gume i u njega sipate vodu pod blagim pritiskom. šta ćeš vidjeti? Ništa posebno, voda će samo brzo izliti kroz drugi kraj. Ali ako je na ovom drugom kraju poluzatvorena slavina, tada ćete odmah vidjeti da voda izlijeva, ali polako i da su zidovi čahure nabubrili, odnosno smanjio se protok i povećao pritisak.
Dakle... Prilikom kretanja u struji vazduha iznad krila, pritisak je manji nego ispod njega. Zbog ove razlike,. On gura krilo aviona i, shodno tome, sam avion prema gore. Što je veća brzina, to je veće podizanje. A ako je jednaka težini, onda avion leti vodoravno. Pa, brzina zavisi od rada motora aviona. Inače, pad pritiska na vrhu krila se može vidjeti vlastitim očima.
Kondenzacija vodene pare preko gornje površine krila kao rezultat oštrog pada pritiska
U avionu koji oštro manevrira (obično se to događa na aeromitingu) iznad gornje površine krila pojavljuje se nešto poput potoka bijelog vela. To je zbog brzog pada tlaka i kondenzacije vodene pare u zraku.
Inače, ne mogu a da se ne prisjetim još jednog jednostavnog, ali vrlo preciznog ilustriranja teorije ovog pitanja, školskog iskustva. Ako uzmete mali uski list papira za njegovu kratku stranu i, prinoseći ga ustima, duvate vodoravno preko lista, tada će se opušteni list odmah brzo podići. Za to je kriva ista sila dizanja. Duvamo preko lista - protok se ubrzava, što znači da pritisak u njemu opada, ali ispod lista ostaje isti. Podiže list u horizontalni položaj. Proces u osnovi sličan radu profila.
Pa, izgleda da je to sve? Mogu li letjeti? Uprkos gore datom potpuno logičnom objašnjenju (po mom mišljenju :-)), rekao bih da je malo verovatno :-). Mora se shvatiti da je opisani slučaj još uvijek privatne prirode. Na kraju krajeva, profil može biti simetričan, tada neće biti takve raspodjele pritiska i vakuuma iznad i ispod.
Osim toga, takav profil može biti smješten i pod uglom u odnosu na tok (što se najčešće događa). I upravo taj ugao, koji se zove napadni ugao, igrat će veliku ulogu u formiranju sile podizanja krila, koja će sama biti drugačije prirode. O ovome u. I ovo će biti “jednostavan nastavak” :-).
U stvari, naravno, kompletna teorija ovog pitanja je mnogo komplikovanija i Bernulijev zakon, detaljno objašnjen, ovde se ne može uraditi. To je već oblast fizike i aerodinamike, jer je u našem razmatranom slučaju sam slučaj . U bliskoj budućnosti ćemo se malo dotaknuti ove oblasti sa njenim terminima i konceptima, ali dublje proučavanje zahteva, da tako kažem, komunikaciju sa fundamentalnim naukama.
Postscript nakon godinu dana.
20.11.12 Moji hobiji pisanja web stranica sada su stari skoro godinu dana. I zato je bilo potrebno uneti neka pojašnjenja u ovaj, jedan od mojih prvih članaka. Čini se da su ljudi koji ga čitaju ograničeni na ovo. Ovaj pristup je pogrešan, jer nakon njega svakako morate pročitati sljedeći članak u istom dijelu, napisan gotovo odmah nakon prvog. Članak "sa mačkom" 🙂 je pojednostavljena verzija, a ovo sam spomenuo (ovdje je napadni ugao nula), ovo je nešto kao uvod u aerodinamiku (također, usput, što je moguće pojednostavljeno :-)) , zbog čega je stil prezentacije toliko slobodan :-). Međutim, radi pravilnog razumijevanja problema, ono ne može postojati bez drugog.
Zbog svog tadašnjeg neiskustva, rekao sam to pomalo nerazgovjetno, i, što je najvažnije, nisam stavio link na „jednostavni nastavak“... stavljam ga sada. Izvinjavam se čitaocima koji nisu previše upućeni (iskusni već znaju sve i bez mene :-))... Biće mi drago da vas vidim na svom sajtu :-)...
Fotografije se mogu kliknuti.
- Y je sila dizanja
- P- ovo je vuča,
- - obrub profila,
- str- vrijednost pritiska,
- n- normalno na profil
Koeficijent dizanja
- sila dizanja (N) - koeficijent dizanja = 0,5...1,5 - gustina vazduha na visini leta (kg/m³) - brzina slobodnog protoka (m/s) - karakteristična površina (m²)
Ovaj koeficijent, čija je vrijednost prema Smeatonovim proračunima bila 1,005, koristio se više od 100 godina, a samo su eksperimenti braće Wright, tokom kojih su otkrili da je sila podizanja koja djeluje na jedrilice slabija od izračunate, omogućila da se precizira “Smeatonov koeficijent” na vrijednost od 1,0033.
Prilikom izračunavanja pomoću ove formule, važno je ne brkati težinu i gustinu mase zraka. Gustina težine u standardnim atmosferskim uslovima (na nivou tla na temperaturi od +15 °C) je jednaka =1,225 kg/m3. Ali u aerodinamičkim proračunima često se koristi gustina mase zraka, koja je jednaka 0,125 kg*s 2 /m 4. U ovom slučaju, sila dizanja Y nije dobivena u njutnima (N), već u kilogramima (kg). Knjige o aerodinamici ne pojašnjavaju uvijek o kojoj gustoći i dimenziji uzgona govorimo, pa u kontroverznim situacijama morate provjeriti formule, smanjujući mjerne jedinice.
Mitovi i zablude
Objašnjenje popularnog mita o podizanju krila je sljedeće:
- Krilo ima asimetričan profil na dnu i na vrhu
- Kontinuirani tok zraka krilo dijeli na dva dijela, od kojih jedan prolazi iznad krila, a drugi ispod njega.
- Smatramo laminarno strujanje u kojem je strujanje zraka čvrsto uz površinu krila
- Budući da je profil asimetričan, da bi se u jednoj tački ponovo konvergirao iza krila, „gornji“ tok treba da putuje veću udaljenost od „donjeg“ tako da se vazduh iznad krila mora kretati većom brzinom od ispod njega
- Prema Bernoullijevom zakonu, statički pritisak u struji opada sa povećanjem brzine protoka, pa će u strujanju iznad krila statički pritisak biti manji
- Razlika u pritisku u strujanju ispod krila i iznad njega čini silu uzgona
Ali svi smo vjerovatno viđali avione kako lete naopačke u obrnutom položaju na aeromitingima. Ne padaju, a obrnuto krilo i dalje stvara uzgon.
Šta je razlog greške? Ispada da je u gornjem rezonovanju tačka br. 4 potpuno netačna (i generalno govoreći, jednostavno uzeta iz ničega). Vizuelizacija strujanja vazduha oko krila u aerotunelu pokazuje da se prednji deo strujanja, podeljen krilom na dva dela, uopšte ne zatvara iza ivice krila.
Jednostavno rečeno, vazduh „ne zna“ da treba da se kreće određenom brzinom oko krila da bi ispunio neki uslov koji nam se čini očiglednim. I premda je brzina strujanja iznad krila zaista veća nego ispod njega, to nije uzrok stvaranja uzgona, već posljedica činjenice da iznad krila postoji područje niskog pritiska, a područje povećanog pritiska ispod krila. Kada zrak uđe u razrijeđeno područje iz područja normalnog tlaka, on se ubrzava razlikom tlaka, a kada uđe u područje s povećanim pritiskom, usporava se. Važan konkretan primjer takvog „nebernoulevskog“ ponašanja jasno pokazuju ekranoplani: kako se krilo približava tlu, povećava se njegova sila podizanja (područje visokog pritiska je pritisnuto tlom), dok je unutar okvira “bernoullevskog” rasuđivanja, krilo upareno sa zemljom čini nešto poput tunela koji se sužava da bi u okviru naivnog razmišljanja moralo ubrzati zrak i time privući krilo na tlo, baš kao što se radi u sličnim razmišljanjima o „uzajamna privlačnost parobroda koji prolaze paralelnim kursevima.” Štaviše, u slučaju ekranoplana situacija je u mnogome još gora, jer se jedan od „zidova“ ovog tunela velikom brzinom kreće prema krilu, čime dodatno „ubrzava“ vazduh i doprinosi još većem smanjenju u liftu. Međutim, prava praksa “efekta ekrana” pokazuje upravo suprotan trend, jasno demonstrirajući opasnost logike razmišljanja o uzgonu zasnovanom na naivnim pokušajima da se pogodi polje brzina strujanja zraka oko krila.
Napišite recenziju o članku "Sila podizanja"
Bilješke
Linkovi
- kopija iz web arhive
Izvod koji karakteriše silu dizanja
„Još jedna novčana kazna za galicizam“, rekao je ruski pisac koji je bio u dnevnoj sobi. – „Zadovoljstvo što nisam na ruskom.„Ti nikome ne činiš usluge“, nastavila je Džuli milicioneru, ne obraćajući pažnju na primedbu pisca. „Ja sam kriva za zajedljivost“, rekla je, „i plačem, ali zbog zadovoljstva da vam kažem istinu spremna sam da platim više; Nisam odgovorna za galicizam“, obratila se piscu: „Nemam ni novca ni vremena, kao princ Golicin, da uzmem učitelja i učim na ruskom. "Evo ga", reče Julie. „Quand on... [Kada.] Ne, ne“, okrenula se miliciji, „nećete me uhvatiti.“ „Kad pričaju o suncu, vide njegove zrake“, rekla je domaćica, ljubazno se smešeći Pjeru. „Razgovarali smo samo o tebi“, rekla je Julie sa slobodom laži svojstvenom sekularnim ženama. “Rekli smo da će vaš puk vjerovatno biti bolji od Mamonovog.”
„Oh, nemojte mi pričati o mom puku“, odgovori Pjer, poljubivši svoju domaćicu u ruku i sjedajući pored nje. - Tako sam umorna od njega!
– Sigurno ćete sami zapovijedati? – rekla je Džuli, lukavo i podrugljivo razmenivši poglede sa milicionerom.
Milicajac u Pjerovom prisustvu više nije bio tako zajedljiv, a lice mu je izražavalo zbunjenost zbog toga što je Juliein osmijeh značio. Uprkos njegovoj rasejanosti i dobroj naravi, Pierreova ličnost je odmah zaustavila sve pokušaje ismijavanja u njegovom prisustvu.
“Ne”, odgovorio je Pjer smijući se, gledajući okolo svoje veliko, debelo tijelo. “Previše je lako Francuzima da me udare, a bojim se da neću moći da se popnem na konja...
Među ljudima koji su odabrani za predmet razgovora, Julieino društvo je završilo s Rostovima.
“Kažu da su njihovi poslovi jako loši”, rekla je Julie. - A on je tako glup - sam grof. Razumovski su hteli da kupe njegovu kuću i imanje u blizini Moskve, a sve se to odugovlači. On je dragocjen.
„Ne, izgleda da će se prodaja održati jednog od ovih dana“, rekao je neko. – Iako je sada suludo kupovati bilo šta u Moskvi.
- Iz onoga što? – rekla je Julie. – Da li zaista mislite da postoji opasnost za Moskvu?
- Zašto ideš?
- Ja? To je čudno. Idem zato što... pa, zato što svi idu, a onda ja nisam Jovanka Orleanka ili Amazonka.
- Pa, da, da, daj mi još krpa.
„Ako uspije obaviti stvari, može otplatiti sve svoje dugove“, nastavio je milicioner o Rostovu.
- Dobar starac, ali veoma pauvre sire [loš]. I zašto žive ovdje tako dugo? Odavno su hteli da odu u selo. Čini li se da je Natalie sada dobro? – upitala je Džuli Pjera, lukavo se smešeći.
„Očekuju mlađeg sina“, rekao je Pjer. „Pridružio se kozacima Obolenskog i otišao u Bilu Cerkvu. Tu se formira puk. A sada su ga prebacili u moj puk i čekaju ga svaki dan. Grof je odavno želio da ode, ali grofica nikada neće pristati da napusti Moskvu dok ne dođe njen sin.
“Vidio sam ih neki dan kod Arkharovih. Natalie je ponovo izgledala ljepše i vedrije. Otpjevala je jednu romansu. Kako je nekima lako!
-Šta se dešava? – upitao je Pjer nezadovoljno. Julie se nasmiješila.
„Znate, grofe, da vitezovi poput vas postoje samo u romanima Madame Suze.”
- Koji vitez? Iz onoga što? – upitao je Pjer pocrvenevši.
- Pa, hajde, dragi grofe, c "est la fable de tout Moscou. Je vous admire, ma parole d" honneur. [ovo zna cela Moskva. Zaista, iznenađen sam tobom.]
- Dobro! Fino! - rekao je milicioner.
- Uredu onda. Ne možete mi reći koliko je dosadno!
„Qu"est ce qui est la fable de tout Moscou? [Šta zna cela Moskva?] - ljutito je rekao Pjer ustajući.
- Hajde, grofe. Ti znaš!
„Ne znam ništa“, rekao je Pjer.
– Znam da si bio prijatelj sa Natali, i zato... Ne, ja sam uvek druželjubiv sa Verom. Cette chere Vera! [Ova slatka Vera!]
"Ne, madame", nastavio je Pjer nezadovoljnim tonom. "Uopšte nisam preuzeo ulogu viteza Rostove, a nisam bio s njima skoro mjesec dana." Ali ne razumem okrutnost...
“Qui s"excuse - s"accuse, [Ko se izvini, krivi sebe.] - rekla je Julie, smiješeći se i mašući dlakom, i tako da je ona imala posljednju riječ, odmah je promijenila razgovor. „Šta, danas sam saznao: jadna Marie Volkonskaya stigla je juče u Moskvu. Jeste li čuli da je izgubila oca?
- Zaista! Gdje je ona? „Vrlo bih voleo da je vidim“, rekao je Pjer.
– Juče sam sa njom proveo veče. Danas ili sutra ujutro ona ide u Podmoskovlje sa svojim nećakom.
- Pa, kako je ona? - rekao je Pjer.
- Ništa, tužan sam. Ali znate li ko ju je spasio? Ovo je čitav roman. Nikolas Rostov. Opkolili su je, hteli da je ubiju, ranili njene ljude. Utrčao je i spasio je...
"Još jedan roman", rekao je milicioner. “Ovaj opći bijeg je odlučno učinjen kako bi se sve stare nevjeste udale.” Catiche je jedna, princeza Bolkonskaya je druga.
„Znaš da ja stvarno mislim da je ona un petit peu amoureuse du jeune homme.” [malo zaljubljena u mladića.]
- Dobro! Fino! Fino!
– Ali kako to možete reći na ruskom?..
Kada se Pjer vratio kući, dobio je dva Rastopčinova postera koja su doneta tog dana.
Prvi je rekao da je glasina da je grofu Rostopčinu zabranjeno da napusti Moskvu nepravedna i da je grofu Rostopčinu, naprotiv, drago što dame i žene trgovaca napuštaju Moskvu. „Manje straha, manje vesti“, rekao je poster, „ali ja svojim životom odgovaram da u Moskvi neće biti zlikovca“. Ove riječi su Pjeru po prvi put jasno pokazale da će Francuzi biti u Moskvi. Na drugom plakatu je pisalo da je naš glavni stan u Vjazmi, da je grof Wittschstein porazio Francuze, ali da pošto mnogi stanovnici žele da se naoružaju, u arsenalu ima pripremljeno oružje za njih: sablje, pištolji, puške, koje stanovnici mogu dobiti. jeftina cijena. Ton plakata više nije bio razigran kao u Čigirinovim prethodnim razgovorima. Pjer je razmišljao o ovim posterima. Očigledno, taj strašni grmljavinski oblak, koji je svom snagom duše prizivao i koji je u njemu istovremeno budio nehotični užas - očito se približavao ovaj oblak.
U svakom vazduhoplovnom konstruktorskom birou postoji priča o izjavi glavnog konstruktora. Mijenja se samo autor izjave. A to zvuči ovako: "Cijeli život radim na avionima, ali još uvijek ne razumijem kako ovaj komad željeza leti!" Zaista, prvi Newtonov zakon još nije poništen, a avion je očito teži od zraka. Morate shvatiti koja sila sprječava da automobil od više tona padne na tlo.
Načini putovanja avionom
Postoje tri načina putovanja:
- Aerostatski, kada se dizanje od tla vrši pomoću tijela čija je specifična težina manja od gustine atmosferskog zraka. To su baloni, zračni brodovi, sonde i druge slične strukture.
- Mlaz, koji je gruba sila mlazne struje iz sagorelog goriva, omogućavajući mu da savlada silu gravitacije.
- I na kraju, aerodinamička metoda stvaranja uzgona, kada se Zemljina atmosfera koristi kao potporna supstanca za vozila teža od zraka. Avioni, helikopteri, žiroplani, jedrilice i, usput, ptice se kreću upravo ovom metodom.
Aerodinamičke sile
Kada se kreće kroz zrak, na avion djeluju četiri glavne višesmjerne sile. Konvencionalno, vektori ovih sila su usmjereni naprijed, nazad, dolje i gore. Odnosno, gotovo labud, rak i štuka. Silu koja gura avion naprijed stvara motor, unazad je prirodna sila otpora zraka, a dolje je sila gravitacije. Pa, ono što sprečava avion da padne je sila dizanja koju stvara strujanje vazduha usled strujanja oko krila.
Standardna atmosfera
Stanje vazduha, njegova temperatura i pritisak mogu značajno da variraju u različitim delovima zemljine površine. Shodno tome, sve karakteristike aviona kada lete na jednom ili drugom mestu će se razlikovati. Stoga smo se, radi praktičnosti i dovođenja svih karakteristika i proračuna u jedan nazivnik, dogovorili da definišemo takozvanu standardnu atmosferu sa sljedećim osnovnim parametrima: pritisak 760 mm Hg iznad nivoa mora, gustina zraka 1,188 kg po kubnom metru, brzina zvuk 340,17 metara u sekundi, temperatura +15 ℃. Sa povećanjem nadmorske visine, ovi parametri se mijenjaju. Postoje posebne tablice koje otkrivaju vrijednosti parametara za različite visine. Svi aerodinamički proračuni, kao i određivanje karakteristika leta aviona, vrše se pomoću ovih indikatora.
Najjednostavniji princip stvaranja lifta
Ako stavite ravan predmet u nadolazeći tok zraka, na primjer, gurajući dlan kroz prozor automobila u pokretu, možete osjetiti tu silu, kako kažu, "na prstima". Kada okrenete dlan pod malim uglom u odnosu na strujanje zraka, odmah osjetite da se osim otpora zraka pojavila još jedna sila koja se vuče gore ili dolje ovisno o smjeru kuta rotacije. Ugao između ravnine tijela (u ovom slučaju dlana) i smjera strujanja zraka naziva se napadni ugao. Kontrolom napadnog ugla možete kontrolisati i podizanje. Lako možete primijetiti da kako se napadni ugao povećava, sila koja gura dlan prema gore će se povećati, ali do određene točke. A kada se dostigne ugao blizu 70-90 stepeni, on će potpuno nestati.
Krilo aviona
Glavna nosiva površina koja stvara uzgon je krilo aviona. Profil krila obično ima zakrivljeni oblik suze, kao što je prikazano na slici.
Kada zrak struji oko krila, brzina zraka koji prolazi duž vrha krila prelazi brzinu donjeg toka. U tom slučaju, statički pritisak zraka na vrhu postaje manji nego ispod krila. Razlika u pritisku gura krilo prema gore, stvarajući uzlet. Stoga, da bi se osigurala razlika u pritisku, svi profili krila su napravljeni asimetrično. Za krilo sa simetričnim profilom pri nultom napadnom kutu, sila podizanja u horizontalnom letu je nula. Sa takvim krilom, jedini način da ga se stvori je promjena ugla napada. Postoji još jedna komponenta sile dizanja - induktivna. Nastaje zbog kosine strujanja zraka prema dolje od strane zakrivljene donje površine krila, što prirodno dovodi do pojave obrnute sile usmjerene prema gore i koja djeluje na krilo.
Kalkulacija
Formula za izračunavanje sile uzgona krila aviona je sljedeća:
- Cy je koeficijent podizanja.
- S - površina krila.
- V je brzina slobodnog toka.
- P - gustina vazduha.
Ako je sve jasno s gustoćom zraka, površinom krila i brzinom, onda je koeficijent uzgona vrijednost dobivena eksperimentalno i nije konstanta. Ona varira ovisno o profilu krila, njegovom omjeru širine i visine, napadnom kutu i drugim vrijednostima. Kao što vidite, zavisnosti su uglavnom linearne, sa izuzetkom brzine.
Ovaj misteriozni koeficijent
Koeficijent uzgona krila je dvosmislena vrijednost. Složeni višestepeni proračuni se još uvijek eksperimentalno provjeravaju. To se obično radi u aerotunelu. Za svaki profil krila i za svaki napadni ugao njegova vrijednost će biti različita. A kako samo krilo ne leti, već je dio aviona, takva ispitivanja se provode na odgovarajućim smanjenim kopijama modela aviona. Rijeđe se krila testiraju zasebno. Na osnovu rezultata brojnih merenja svakog konkretnog krila moguće je konstruisati zavisnost koeficijenta od napadnog ugla, kao i različite grafove koji odražavaju zavisnost uzgona od brzine i profila pojedinog krila, kao npr. kao i na ugrađenoj krilnoj mehanizaciji. Uzorak grafikona je prikazan ispod.
U suštini, ovaj koeficijent karakteriše sposobnost krila da pretvori pritisak nadolazećeg vazduha u uzgonu. Njegova uobičajena vrijednost je od 0 do 2. Rekord je 6. Čovjek je još uvijek jako daleko od prirodnog savršenstva. Na primjer, ovaj koeficijent za orla, kada se uzdiže sa zemlje sa uhvaćenim goferom, dostiže vrijednost od 14. Iz gornjeg grafikona je očigledno da povećanje napadnog ugla uzrokuje povećanje uzgona do određenog ugla vrijednosti. Nakon toga se efekat gubi i čak ide u suprotnom smjeru.
Zastoj protoka
Kako kažu, sve je dobro umjereno. Svako krilo ima svoje ograničenje u smislu napadnog ugla. Takozvani superkritični napadni ugao dovodi do prekida strujanja na gornjoj površini krila, lišavajući ga uzgona. Zastoj se javlja neravnomjerno po cijeloj površini krila i praćen je odgovarajućim, izuzetno neugodnim pojavama kao što su drhtanje i gubitak upravljivosti. Začudo, ovaj fenomen malo ovisi o brzini, iako također utiče, ali glavni razlog zastoja je intenzivno manevriranje, praćeno nadkritičnim uglovima napada. Zbog toga je došlo do jedinog pada aviona Il-86, kada je pilot, želeći da se "pokaže" na praznom avionu bez putnika, naglo počeo da dobija visinu, što se završilo tragično.
Otpor
Ruku pod ruku sa podizanjem dolazi i sila otpora koja sprečava da se avion kreće napred. Sastoji se od tri elementa. To je sila trenja koja nastaje djelovanjem zraka na zrakoplov, sila koja nastaje zbog razlike u tlaku u područjima ispred i iza krila, i induktivna komponenta o kojoj je bilo riječi, budući da je vektor Njegovo djelovanje usmjereno je ne samo prema gore, doprinoseći povećanju podizanja, već i natrag, budući da je saveznik otpora. Osim toga, jedna od komponenti induktivnog otpora je sila koja nastaje zbog strujanja zraka kroz krajeve krila, uzrokujući vrtložna strujanja koja povećavaju nagib smjera kretanja zraka. Formula za aerodinamički otpor je apsolutno identična formuli za uzgonu, sa izuzetkom koeficijenta Su. Mijenja se u koeficijent Cx i također se određuje eksperimentalno. Njegova vrijednost rijetko prelazi jednu desetinu jedinice.
Aerodinamički kvalitet
Odnos uzgona i sile otpora naziva se aerodinamičkim kvalitetom. Ovdje treba uzeti u obzir jednu osobinu. Budući da su formule za sile uzgona i otpora, sa izuzetkom koeficijenata, iste, može se pretpostaviti da je aerodinamički kvalitet aviona određen odnosom koeficijenata Su i Cx. Grafikon ovog odnosa za određene napadne uglove naziva se polarnim krilom. Primjer takvog grafikona prikazan je u nastavku.
Moderni avioni imaju omjer uzgona i otpora u području od 17-21, a jedrilice - do 50. To znači da je na avionima sila podizanja krila u optimalnim uslovima 17-21 puta veća od sile otpora. U poređenju sa avionom braće Rajt, sa ocenom 6,5, napredak u dizajnu je očigledan, ali je i dalje daleko od orla sa nesretnim goferom u šapama.
Režimi letenja
Različiti načini leta zahtijevaju različite aerodinamičke kvalitete. Tokom krstarećeg horizontalnog leta, brzina aviona je prilično velika, a koeficijent uzgona, proporcionalan kvadratu brzine, je na visokim vrijednostima. Ovdje je glavna stvar minimalizirati otpor. Prilikom polijetanja, a posebno slijetanja, koeficijent uzgona igra odlučujuću ulogu. Brzina aviona je mala, ali zahteva stabilan položaj u vazduhu. Idealno rješenje za ovaj problem bilo bi stvaranje takozvanog adaptivnog krila, koje mijenja svoju zakrivljenost i ravnomjernu površinu ovisno o uslovima leta na približno isti način kao što to rade ptice. Iako projektanti u tome nisu uspjeli, promjena koeficijenta uzgona postiže se primjenom krilne mehanizacije, povećavajući kako površinu tako i zakrivljenost profila, što povećanjem otpora značajno povećava podiznu silu. Za borbene avione korišćena je promena zamaha krila. Inovacija je omogućila smanjenje otpora pri velikim brzinama i povećanje podizanja pri malim brzinama. Međutim, ispostavilo se da je ovaj dizajn nepouzdan, a nedavno su se proizvodili frontalni avioni sa fiksnim krilom. Drugi način povećanja uzgona krila aviona je dodatno duvanje krila strujanjem iz motora. To je implementirano na vojno-transportnim avionima An-70 i A-400M, koji se, zahvaljujući ovoj osobini, odlikuju skraćenim udaljenostima poletanja i sletanja.
AERODINAMIČKE SNAGE
PROTOK VAZDUHA PROTOK TELA
Pri strujanju oko čvrstog tijela, strujanje zraka je podložno deformaciji, što dovodi do promjena brzine, pritiska, temperature i gustine u strujama strujanja. Tako se u blizini površine aerodinamičnog tijela stvara područje promjenjivih brzina i pritisaka zraka. Prisutnost pritisaka različitih veličina na površini čvrstog tijela dovodi do pojave aerodinamičkih sila i momenata. Raspodjela ovih sila ovisi o prirodi strujanja oko tijela, njegovom položaju u toku i konfiguraciji tijela. Za proučavanje fizičkog obrasca strujanja oko čvrstih tijela koriste se različite metode za prikaz vidljivog obrasca strujanja oko tijela. Vidljivi obrazac strujanja zraka oko tijela obično se naziva aerodinamički spektar.
Za dobijanje aerodinamičkih spektra koriste se instrumenti kao što su dimni kanali (slika 1), svilene bube, mere optičkog istraživanja (za nadzvučna strujanja) itd.
Rice. 1 Dimni kanal
1 - izvor dima; 2 - mlazovi dima; 3 - aerodinamično tijelo; 4 – ventilator
U dimnom kanalu, aerodinamički spektar stvaraju mlazovi dima koji se oslobađaju iz specijalnog pušača u strujanje zraka koji struji oko tijela.
Suština metode korištenja svilenih niti je da se na mjestima od interesa zalijepe posebne svilene niti na površinu aerodinamičnog tijela, koje se, kada puše preko tijela, nalaze duž potoka koji teku oko tijela. Položaj svile se koristi za procjenu prirode toka blizu površine tijela.
Razmotrimo aerodinamičke spektre nekih tijela.
Ravna ploča (Sl. 2), postavljen u tok pod uglom od 90°, stvara prilično oštru promjenu smjera kretanja toka koji teče oko njega: usporavanje toka ispred njega, kompresija struja na njegovim rubovima i formacija direktno iza ruba ploče za razrjeđivanje i veliki vrtlozi koji ispunjavaju cijelo područje iza zapisa. Iza ploče se može uočiti jasno vidljiv istostrujni tok. Ispred ploče će pritisak biti veći nego u neometanom toku, a iza ploče će usled razređivanja doći do smanjenja pritiska.
|
|
|
Rice. 2 Aerodinamički spektar ravne ploče i lopte
Simetrično, aerodinamično (u obliku kapi) tijelo ima glatkiji uzorak kako u prednjem tako iu repnom dijelu.
U presjeku A - B (najveća vrijednost poprečnog presjeka, aerodinamički spektar pokazuje najveću deformaciju mlazova, njihovu najveću kompresiju. U repnom dijelu formiraju se mali vrtlozi strujanja koji stvaraju istostrujni mlaz i odvode se protokom, postepeno bledeći (sl. 3).
Rice. 3 Aerodinamički spektar aerodinamičnog tijela
Aerodinamično, asimetrično tijelo po prirodi strujanja blizak je aerodinamičnom simetričnom, a razlikuje se po količini deformacije strujanja u gornjem i donjem dijelu tijela (vidi sliku 4).
Rice. 4 Aerodinamički spektar aerodinamičnog asimetričnog tijela (profil krila)
Najveća deformacija struja se uočava tamo gde telo ima najveću zakrivljenost površine tela (tačka K). U području ove točke, potoci su komprimirani, a njihov poprečni presjek se smanjuje. Donja, manje zakrivljena površina ima mali uticaj na obrazac protoka. Ovdje se odvija takozvani asimetrični tok. Kada strujanje zraka struji oko simetričnih (i asimetričnih) aerodinamičnih tijela postavljenih pod određenim uglom a vektoru brzine neporemećenog strujanja (slika 5), takođe ćemo imati sliku asimetričnog strujanja oko nas i dobiti aerodinamički spektar sličan onom koji se dobija pri strujanju oko asimetričnog aerodinamičnog tela (vidi sliku 4).
Rice. 5 Aerodinamički spektar aerodinamičnog tijela (profil krila) postavljenog u struji pod uglom a
Na gornjoj površini tijela, na mjestu najveće kompresije mlaza, prema zakonu kontinuiteta mlaza, uočit će se lokalno povećanje brzine strujanja i, posljedično, smanjenje tlaka. Na donjoj površini deformacija strujanja će biti manja, a samim tim i manja promjena brzine i pritiska.
Lako je uočiti da će stepen deformacije strujanja u strujanju zavisiti od konfiguracije tijela i njegovog položaja u toku. Poznavajući spektar strujanja oko tela, moguće je izračunati vrednost vazdušnog pritiska za svaku tačku i tako proceniti veličinu i prirodu delovanja aerodinamičkih sila. Budući da sile pritiska različitih veličina djeluju na različite točke na površini aerodinamičnog tijela (profil krila), njihova će rezultirajuća sila biti različita od nule. Ova razlika u pritisku na različitim tačkama na površini krila u pokretu je glavni faktor odgovoran za pojavu aerodinamičkih sila.
Veličina površinskih pritisaka za različita tijela utvrđuje se u laboratorijima puhanjem u aerotunelima. Dobijene vrijednosti pritiska za svaku tačku su prikazane na posebnim grafikonima (slika 6)
Osim sila pritiska, na površinu krila tangencijalno djeluju i sile trenja koje su uzrokovane viskoznošću zraka i u potpunosti su određene procesima koji se odvijaju u graničnom sloju.
Zbrajanjem sile pritiska i trenja raspoređene po površini krila, dobijamo rezultantnu silu koja se naziva ukupna aerodinamička sila .
Točka primjene ukupne aerodinamičke sile na tetivu profila krila naziva se centar pritisak.
Rice. 6 Raspodjela pritiska duž profila krila
KRILO I NJEGOVA NAMENA
Avionsko krilo je dizajnirano da stvara uzgonu potrebnu za održavanje aviona u zraku.
Što je veća sila uzgona i manji otpor, to je veći aerodinamički kvalitet krila.
Podizanje i otpor krila zavise od geometrijskih karakteristika krila. Geometrijske karakteristike krila uglavnom se svode na karakteristike krila u tlocrtu i karakteristike profila krila.
GEOMETRIJSKE KARAKTERISTIKE KRILA
Geometrijske karakteristike krila svode se uglavnom na karakteristike oblika krila u tlocrtu i na karakteristike profila krila. Krila modernih aviona mogu se oblikovati u tlocrtu (slika 7): elipsoidni (a), pravougaoni (b), trapezni (c), u obliku strelice (d) i trokutasti (e)
Najbolji aerodinamični oblik je eliptični oblik, ali takvo krilo je teško za proizvodnju i stoga se rijetko koristi. Pravokutno krilo je manje povoljno s aerodinamičke točke gledišta, ali je mnogo lakše za proizvodnju. Trapezoidno krilo ima bolje aerodinamičke karakteristike od pravokutnog, ali je nešto teže za proizvodnju.
Zakretna i trokutasta krila su aerodinamički inferiornija od trapezoidnih i pravokutnih pri podzvučnim brzinama, ali pri transzvučnim i nadzvučnim brzinama imaju značajne prednosti. Stoga se takva krila koriste samo na avionima koji lete transsoničnim i nadzvučnim brzinama.
Rice. 7 Planforme krila
Rice. 8 Ugao poprečnog V krila
Rice. 9 Geometrijske karakteristike krila
Oblik krila u tlocrtu karakterizira njegov raspon, područje izduženja, sužavanja, zamaha (sl. 9) i poprečnog V(sl. 8)
Raspon krila L je razmak između krajeva krila u pravoj liniji.
Područje krila u pogledu S cr ograničena konturama krila.
Površina trapeznog i zamašenog krila izračunava se kao površine dva trapeza
(2.1)
Gdje b 0 - tetiva korijena, m;
b do - terminalna tetiva, m;
Prosječna tetiva krila, m.
Produžetak krila l naziva se odnos raspona krila i srednje tetive
Ako umjesto toga b avg zamijenimo njegovu vrijednost iz jednakosti (2.1), tada će se izduženje krila odrediti formulom
Za moderne nadzvučne i transzvučne avione omjer širine i visine krila ne prelazi 2-5. Za avione male brzine omjer može doseći 12-15, a za jedrilice do 25.
Suženje krila h naziva se omjer aksijalne tetive prema završnoj tetivi
Za podzvučne avione, suženje krila obično ne prelazi 3, ali za transzvučne i nadzvučne avione može varirati u širokim granicama.
Sweep angle c naziva se ugao između linije prednje ivice krila i poprečne ose aviona. Zamah se također može mjeriti duž žarišne linije (1/4 tetive od ivice napada) ili duž druge linije krila. Za transzvučne avione dostiže 45°, a za supersonične 60°.
Ugao poprečnog V krila naziva se ugao između poprečne ose aviona i donje površine krila (sl. 8). Moderni avioni imaju poprečni ugao V kreće se od +5° do -15°.
Profil krila naziva se oblikom njegovog poprečnog presjeka. Profili mogu biti (slika 10): simetrični i asimetrični. Asimetrični, pak, mogu biti bikonveksni, plano-konveksni, konkavno-konveksni i u obliku slova S. Lentikularni i klinasti se mogu koristiti za nadzvučne avione.
Moderni avioni uglavnom koriste simetrične i bikonveksne asimetrične profile.
Glavne karakteristike profila su: tetiva profila, relativna debljina, relativna zakrivljenost (slika 11).
Akord profila b naziva se pravi segment koji povezuje dvije najudaljenije tačke profila.
Rice. 10 Oblici profila krila
1 - simetrično; 2 - nije simetrično; 3 - plano-konveksna; 4 - bikonveksan; 5 - u obliku slova S;6 - laminirano; 7 - lentikularno; 8 - u obliku dijamanta; 9 - D istaknuti
Rice. jedanaest Geometrijske karakteristike profila:
b - akord profila; C max - najveća debljina; f max - strelica zakrivljenosti; x c - koordinata najveće debljine
Rice. 12 Krilni uglovi napada
Rice. 13 Ukupna aerodinamička sila i tačka njene primene
R - ukupna aerodinamička sila; Y - sila podizanja; Q - sila otpora; a - napadni ugao; q - kvalitetni ugao
Relativna debljina profila With naziva se odnos maksimalne debljine Sa max na akord, izraženo u procentima:
(2.5)
Položaj maksimalne debljine profila X c izraženo kao postotak dužine tetive i mjereno od nožnog prsta
(2.6)
Za moderne avione relativna debljina profila je u rasponu od 4-16%.
Relativna zakrivljenost profila f naziva se maksimalni omjer zakrivljenosti f na akord, izraženo u procentima.
Maksimalna udaljenost od središnje linije profila do tetive određuje zakrivljenost profila. Srednja linija profila je nacrtana na jednakoj udaljenosti od gornje i donje konture profila.
(2.7)
Za simetrične profile relativna zakrivljenost je nula, ali za asimetrične profile ova vrijednost se razlikuje od nule i ne prelazi 4%.
PROSJEČNI AERODINAMIČKI AKORD
Svako rotaciono kretanje aviona u letu dešava se oko njegovog centra gravitacije. Stoga je važno biti u mogućnosti brzo odrediti poziciju CG i znati kako će se balansiranje promijeniti kada se njegova pozicija promijeni. Položaj težišta u pravilu je orijentiran u odnosu na prosječnu aerodinamičku tetivu krila.
Prosječna aerodinamička tetiva krila (SAH) naziva se tetiva takvog pravougaonog krila, koje ima istu površinu kao dato krilo, veličinu ukupne aerodinamičke sile i položaj centra pritiska (CP) pod jednakim napadnim uglovima (slika 14).
Rice. 14 Prosječni aerodinamički akordi krila
Magnituda i koordinate SAR za svaki vazduhoplov određuju se tokom procesa projektovanja i navode se u tehničkom opisu.
Ako je veličina i pozicija SAR ovog aviona su nepoznati, mogu se približno odrediti. Za trapezoidno rašireno krilo SAR odlučan geometrijskom konstrukcijom. Da biste to učinili, krilo aviona je nacrtano u planu (i u određenom mjerilu). Na nastavku tetive korijena odlaže se odsječak veličine završne tetive (slika 15), a na nastavku završne tetive (naprijed) odsječak jednak korijenskoj tetivi. Krajevi segmenata su povezani ravnom linijom. Zatim nacrtajte srednju liniju krila, povezujući ravnu sredinu korijena i terminalnih akorda. Prosječna aerodinamička tetiva će proći kroz točku presjeka ove dvije linije (SAH).
Rice. 15 Geometrijska definicija MAR-a
Poznavanje veličine i položaja SAR na avionu i uzimajući ga kao osnovnu liniju, odredite položaj težišta aviona, centra pritiska krila, itd. u odnosu na njega.
Aerodinamičku silu aviona stvara krilo i primjenjuje se na centar pritiska. Centar pritiska i težište se po pravilu ne poklapaju i stoga se formira moment sile. Veličina ovog momenta zavisi od veličine sile i udaljenosti između CG i centra pritiska, čiji je položaj definisan kao rastojanje od početka SAR, izraženo u linearnim količinama ili kao postotak dužine SAH.
Rice. 16 Položaj centra gravitacije aviona
Rice. 17 Proračun poravnanja pri promjeni težine aviona
WING DRAG
Drag - ovo je otpor kretanju krila aviona u zraku. Sastoji se od profilne, induktivne i valne impedancije:
X cr = X cr + X ind + X B. (2.8)
Karakteristična impedansa neće se razmatrati, jer se dešava pri brzinama iznad 450 km/h.
Otpornost profila sastoji se od otpornosti na pritisak i otpora na trenje:
X pr = X D + X tr .(2.9)
Otpornost na pritisak - ovo je razlika u pritisku ispred i iza krila. Što je ova razlika veća, to je veći otpor pritiska. Razlika pritiska zavisi od oblika profila, njegove relativne debljine i zakrivljenosti (slika 18, prikazana na slici WITHX- koeficijent otpornosti profila).
Rice. 18 Grafikon otpora profila prema debljini profila
Što je veća relativna debljina With profila, što više raste pritisak ispred krila, a što više opada iza krila, na njegovoj zadnjoj ivici. Kao rezultat, razlika u tlaku se povećava i, kao rezultat, raste otpor tlaku. Protok vazduha oko krila aviona Yak-52 i Yak-55 u radnom opsegu napadnih uglova (linearni presek karakteristike C y =f( a ) nastaje bez odvajanja graničnog sloja od cijele površine profila krila; kao rezultat toga, otpor pritiska nastaje zbog razlike u tlaku između prednjeg i stražnjeg dijela krila. Količina otpornosti na pritisak je mala. Pojavu otpora pritisku prati formiranje slabih vrtloga u pratećem mlazu koji nastaje iz graničnog sloja.
Kada struja vazduha struji oko profila krila pod napadnim uglovima blizu kritičnog, otpor pritiska se značajno povećava. U ovom slučaju, dimenzije vrtložnog istosmjernog mlaza i samih vrtloga naglo se povećavaju.
Otpor na trenje nastaje zbog ispoljavanja viskoznosti zraka u graničnom sloju strujanja oko profila krila. Veličina sila trenja ovisi o strukturi graničnog sloja i stanju aerodinamične površine krila (njegove hrapavosti). U laminarnom graničnom sloju zraka otpor trenja je manji nego u turbulentnom graničnom sloju. Posljedično, što više površine krila laminarni granični sloj strujanja zraka struji okolo, otpor trenja je manji.
Na količinu otpora trenja utiču: brzina aviona; hrapavost površine; oblik krila. Što je veća brzina leta, površina krila je lošijeg kvaliteta i što je profil krila deblji, otpor trenja je veći.
Rice. 19 Teče oko krila konačnog raspona
Da bi se smanjio otpor trenja pri pripremi aviona za let, potrebno je održavati glatkoću površine krila i dijelova aviona, posebno vrha krila. Promjena uglova napada praktički nema utjecaja na količinu otpora trenja.
Odnos između otpora trenja i otpora na pritisak u velikoj mjeri ovisi o debljini profila (vidi sliku 18). Slika pokazuje da se povećanjem relativne debljine profila povećava udio koji se može pripisati otpornosti na pritisak. Isto se može reći i analizom i poređenjem profila aviona Jak-52 i Jak-55.
Induktivna reaktansa - ovo je povećanje otpora povezano sa formiranjem sile dizanja krila. Kada neometano strujanje vazduha struji oko krila, razlika pritiska nastaje iznad i ispod krila. Kao rezultat toga, deo vazduha na krajevima krila krila teče iz zone višeg pritiska u zonu nižeg pritiska (slika 19).
Zračni tok teče od donje površine krila ka gornjoj i nadovezuje se na strujanje zraka koji teče na gornji dio krila, što dovodi do stvaranja turbulencije u zračnoj masi iza zadnje ivice, odnosno vrtloga. formira se konopac. Vazduh u vrtložnom užetu se rotira. Brzina rotacije vrtlog užeta je različita, u centru je najveća, a udaljavanjem od ose vrtloga opada.
Rice. 20 Skretanje protoka zraka prema dolje uzrokovano vorteks linijom
Pošto vazduh ima viskoznost, rotirajući vazduh u snopu nosi sa sobom okolni vazduh. Vrtložni snopovi lijevog i desnog polukrila rotiraju u različitim smjerovima na način da je unutar krila kretanje zračnih masa usmjereno odozgo prema dolje.
Ovo kretanje vazdušnih masa daje dodatnu brzinu naniže protoku vazduha koji struji oko krila. U ovom slučaju, bilo koji dio zraka koji struji oko krila brzinom V, skreće naniže pri brzini U. Veličina ove brzine obrnuto je proporcionalna udaljenosti tačke od ose vrtložnog užeta, odnosno, konačno, izduženju krila, razlici pritisaka iznad i ispod krila i obliku krila u planu.
Ugao Da, kojim se odbija strujanje zraka koji struji oko krila brzinom V izazvano vertikalnom brzinom U, nazvan ugao protoka (Sl. 20). Njegova vrijednost ovisi o vrijednosti vertikalne brzine izazvane vrtložnim užetom i brzini nadolazećeg toka V:
(2.10)
Dakle, zbog nagiba protoka, pravi napadni ugao aist krilo u svakoj sekciji će se razlikovati od geometrijskog ili prividnog ugla napada asvaki po iznosu Da(Sl. 21):
(2.11)
Kao što je poznato, podizanje krila Y uvijek okomito na nadolazeći tok i njegov smjer. Stoga vektor podizanja krila odstupa za ugao Da i okomito na smjer strujanja zraka V.
Sila dizanja neće biti cijela sila Y" i njegovu komponentu Y, usmjeren okomito na nadolazeći tok:
Rice. 21 Formiranje induktivne reaktanse
Rice. 22 Zavisnost koeficijenta otpora C x od napadnog ugla Yak-52 i
Yak-55
Zbog male veličine Da Razmatramo drugu komponentu sile Y" biće jednaki
(2.13)
Ova komponenta je usmjerena duž toka i zove se induktivna reaktansa (Sl. 21).
Da biste pronašli vrijednost induktivne reaktancije, morate izračunati brzinu U i ugao protoka.
Zavisnost ugla nagiba strujanja o izduženju krila i koeficijentu uzgona WITHat a oblik krila u planu je izražen formulom
Gdje A- koeficijent koji uzima u obzir oblik krila u planu.
Za krila aviona koeficijent A jednaki
(2.15)
Gdje lef- produžetak krila bez uzimanja u obzir površine trupa, koji zauzima dio krila;
d- vrijednost u zavisnosti od oblika krila u tlocrtu.
Zamijenimo vrijednosti formula (2.14), (2.15) u formulu (2.13), transformirajući je, dobićemo
(2.16)
Gdje Cxi- koeficijent induktivne reaktanse.
Određuje se formulom.Iz formule je jasno da C x direktno proporcionalan koeficijentu uzgona i obrnuto proporcionalan omjeru širine i visine krila.
Pri nultom napadnom kutu podizanja aO induktivna reaktancija će biti nula.
Pri superkritičnim uglovima napada poremećen je glatki tok oko profila krila i, posljedično, formula za određivanje Cx1 nije prihvatljivo za određivanje njegove vrijednosti.
Pošto vrednost WITHX je obrnuto proporcionalan omjeru širine krila, tako da avioni dizajnirani za letove na velike udaljenosti imaju visok omjer krila: l=14…15.
AERODINAMIČKA KVALITETA WING
Sa aerodinamičke tačke gledišta, najpovoljnije bi bilo krilo koje ima sposobnost stvaranja najvećeg mogućeg uzgona uz najmanji mogući otpor. Za procjenu aerodinamičkog savršenstva krila uvodi se koncept aerodinamičkog kvaliteta krila.
Aerodinamički kvalitet krila je omjer sile uzgona i sile otpora krila pri datom napadnom kutu.
Gdje Y- sila dizanja, kg;
Q- sila otpora, kg. Zamjena vrijednosti u formulu Y i Q , dobijamo
Što je veći aerodinamički kvalitet krila, to je ono savršenije. Količina kvaliteta koju moderni avioni mogu dostići 14-15 , i za jedrilice 45-50. To znači da krilo aviona može proizvesti silu podizanja koja premašuje otpor za faktor 14-15 puta, a za jedrilice čak i u 50 puta.
Aerodinamički kvalitet karakteriše ugao (vidi sliku 13).
Ugao između vektora uzgona i ukupnih aerodinamičkih sila naziva se ugao kvaliteta. Što je veći aerodinamički kvalitet, manji je ugao kvaliteta, i obrnuto.
Aerodinamički kvalitet krila, kao što se vidi iz formule (2.18), zavisi od istih faktora kao i koeficijenti C y I C x, odnosno o napadnom uglu, obliku profila, obliku krila, Mahovom broju leta i površinskoj obradi.
UTICAJ NA AERODINAMIČKI KVALITET NAPADNOG UGALA.
Na osnovu poznatih vrijednosti aerodinamičkih koeficijenata C y I C x nacrtajte grafikon za različite uglove napada TO = f ( a) (Sl. 23).
Grafikon pokazuje da se povećanjem napadnog ugla na određenu vrijednost povećava aerodinamička kvaliteta. Pri određenom napadnom kutu kvaliteta dostiže svoju maksimalnu vrijednost K max. Ovaj ugao naziva se najpovoljnijim napadnim uglom, a naivno .
Pri nultom napadnom kutu podizanja a O Gdje WITH at =0 aerodinamički kvalitet će biti nula.
Utjecaj na aerodinamičku kvalitetu oblika profila povezan je s relativnom debljinom i zakrivljenošću profila. U ovom slučaju veliki utjecaj imaju oblik kontura profila, oblik prsta i položaj maksimalne debljine profila duž tetive (Sl. 24).
Rice. 23 Grafikon zavisnosti aerodinamičkog kvaliteta od napadnog ugla
Rice. 24 Ovisnost aerodinamičkog kvaliteta od napadnog ugla i debljine profila
Rice. 25 . Formiranje usisne sile
Rice. 26 Promjena aerodinamičke kvalitete krila ovisno o Mahovom broju
Prilikom strujanja oko profila sa zaobljenim i zadebljanim prstima, na vrhu profila se formira usisna sila koja može značajno smanjiti otpor. Svoju najveću vrijednost postiže pri napadnim uglovima blizu anaivno kada usisna sila može premašiti silu trenja (slika 25).
Da biste dobili veće vrijednosti TOMax odabiru se optimalna debljina i zakrivljenost profila, oblici konture i izduženje krila.
Oblik krila također utječe na aerodinamički kvalitet krila. Za postizanje najviših vrijednosti kvaliteta, najbolji oblik krila je eliptični sa zaobljenim prednjim rubom. Ovo krilo ima najmanji induktivni otpor. Povećanje omjera krila smanjuje njegov inducirani otpor (zapamtite) i stoga povećava aerodinamičku efikasnost.
Kako se broj povećava M let prije nego se pojavi talasna kriza, kvalitet će se blago povećati (za dati ugao napada), budući da se povećava manifestacija kompresije zraka C y . Sa početkom talasne krize, kvaliteta naglo opada jer se smanjuje koeficijent uzgona i C x povećava (slika 26).
Stanje površine krila (hrapavost, valovitost, odstupanje od datog oblika) utiče na vrijednost otpora profila. Stoga je poboljšanjem stanja površine krila (ili održavanjem u dobrom stanju) moguće poboljšati aerodinamički kvalitet aviona.
KONSTRUKCIJA AERODINAMSKIH KARAKTERISTIKA KRILA I AVIONA
WING POLAR
Za različite proračune letnih karakteristika krila posebno je važno znati istovremenu promjenu C y I C x u rasponu napadnih uglova leta. U tu svrhu se iscrtava graf zavisnosti koeficijenta C y od C x, zove polara.
Da bi se konstruisao polar za dato krilo, krilo (ili njegov model) se puše u aerotunelu pod različitim uglovima napada. Prilikom duvanja mjere se vrijednosti sile podizanja za svaki napadni ugao pomoću aerodinamičkih vaga Y i sile otpora Q. Odredivši veličinu sila Y i Q za dati profil izračunavaju se njihovi aerodinamički koeficijenti. Iz formule za sile podizanja i otpora nalazimo:
(2.20)
Ovaj proračun je napravljen za svaki napadni ugao. Rezultati mjerenja i proračuna unose se u tabelu.
Da bi se konstruirao polar, nacrtane su dvije međusobno okomite ose. Vrijednosti su iscrtane na okomitoj osi C y , a na horizontali - C x . Vage za C y I C x Obično se uzimaju različiti.
Prihvaćeno za C y uzmite skalu 5 puta veću od za C x , budući da se u napadnim uglovima leta raspon mijenja C y nekoliko puta veći od raspona promjene C x . Svaka tačka rezultujućeg grafikona odgovara određenom kutu napada.
Naziv "polarni" objašnjava se činjenicom da se ova kriva može smatrati polarnim dijagramom konstruiranim na koordinatama koeficijenta ukupne aerodinamičke sile Sa R I j , Gdje j - ugao nagiba ukupne aerodinamičke sile R u smjeru nadolazeće brzine protoka (pod uvjetom da skala C y i C x uzmi isto).
Rice. 27 Princip konstrukcije polarnog krila
Rice. 28 Polaritet krila
Ako povučemo vektor iz ishodišta koordinata (slika 27), u kombinaciji sa centrom pritiska profila, do bilo koje tačke na polari, tada će on predstavljati dijagonalu pravougaonika čije su stranice respektivno jednake. WITH y I C x . koeficijent otpora i uzgona iz napadnih uglova - takozvani polaritet krila.
Pošto su koeficijenti WITH y I C x su proporcionalne aerodinamičkim silama, onda je lako provjeriti da je ugao između vektora Sa r I WITH y , predstavlja ugao kvaliteta q. Ugao kvaliteta q može se direktno izmjeriti na polaru izgrađenom na jednakim skalama WITH y I C x, a pošto se polari grade, po pravilu, na različitim koeficijentima skale WITH y I C x , tada se ugao kvaliteta određuje iz omjera
Polar je konstruisan za vrlo specifično krilo sa zadatim geometrijskim dimenzijama i oblikom profila (sl. 28). Na osnovu polariteta krila može se odrediti niz karakterističnih uglova napada.
Nulti ugao podizanja a O nalazi se na presjeku polara i ose C x . Pri ovom napadnom kutu koeficijent dizanja je nula (SA y = 0).
Za krila modernih aviona to je obično a O = .
Napadni ugao pod kojim C x ima najmanju vrijednost a C h.min . nalazi se povlačenjem tangente na polarnu paralelu sa osom WITH y . Za moderne profile krila, ovaj ugao se kreće od 0 do 1°.
Najpovoljniji napadni ugao anaivno . Budući da je pri najpovoljnijem napadnom kutu aerodinamički kvalitet krila maksimalan, kut između osi WITH y a tangenta povučena iz ishodišta, odnosno ugao kvaliteta , pri ovom napadnom uglu, prema formuli (2.19), biće minimalan. Stoga, utvrditi a naivno morate povući tangentu na polarnu iz početka. Tačka dodira će odgovarati a naivno . Za moderna krila a naivno leži unutra 4 - 6°.
Kritični ugao napada aCrete . Da bi se odredio kritični ugao napada, potrebno je povući tangentu na polarnu, paralelnu osi C x . Tačka kontakta će odgovarati a Crete . Za moderna krila aviona a Crete = 16-30°.
Napadni uglovi sa istim aerodinamičkim kvalitetom nalaze se povlačenjem sekansa od početka do pola. Na tačkama preseka nalazimo napadne uglove (a 1 I a 2 ) prilikom letenja, u kojem će aerodinamički kvalitet biti isti i nužno manji TO Max .
POLAR AIRCRAFT
Jedna od glavnih aerodinamičkih karakteristika aviona je polarna. Prethodno je utvrđeno da je koeficijent podizanja krila WITH y jednak koeficijentu uzgona čitavog aviona, a koeficijent otpora aviona za svaki napadni ugao je veći C x krilo po veličini C x vr , tj.
Dakle, polar aviona se može dobiti dodavanjem količine C x vr To C x krilo na polarnom krilu za odgovarajuće napadne uglove. Polaritet aviona će biti pomaknut udesno od polariteta krila za iznos C x vr (Sl. 29). Tipično, polarni avion se gradi korištenjem podataka ograničenja WITH y =f( a ) I C x =f( a ), dobijeno eksperimentalno puhanjem modela u aerotunelima. Napadni uglovi na polarnu ravan aviona postavljaju se horizontalnim prevođenjem napadnih uglova označenih na polarnoj ravni krila.
Određivanje aerodinamičkih karakteristika i karakterističnih napadnih uglova duž polariteta aviona vrši se na isti način kao i kod polariteta krila.
Napadni ugao podizanja nula a avion se praktički ne razlikuje od napadnog ugla krila bez podizanja. Jer na ugalj a 0 sila dizanja je nula, tada je pri ovom napadnom kutu moguće samo vertikalno kretanje aviona naniže, što se naziva vertikalni zaron ili vertikalno klizanje pod uglom od 90°.
Rice. 29 Polari krila i aviona
Rice. 30 Polar za avion sa izvučenim zakrilcima
Napadni ugao pri kojem koeficijent otpora ima minimalnu vrijednost () nalazi se paralelno sa osom WITH y tangenta na polarnu. Kada letite pod ovim uglom napada, bit će najmanji gubitak otpora. Pod ovim uglom napada (ili blizu njega) let se izvodi maksimalnom brzinom.
Najpovoljniji napadni ugao ( a naivno ) odgovara najvišoj vrijednosti aerodinamičkog kvaliteta aviona. Grafički, ovaj ugao, baš kao i za krilo, određen je povlačenjem tangente na polar iz početka. Grafikon pokazuje da je nagib tangente na polarnu stranu aviona veći od nagiba tangente na pola krila. I od tada
(2.22)
onda možemo zaključiti da je maksimalni kvalitet aviona u celini uvek manji od maksimalnog aerodinamičkog kvaliteta pojedinačnog krila.
Iz istog grafikona je jasno da je najpovoljniji napadni ugao aviona za 2 - 3° veći od najpovoljnijeg napadnog ugla krila.
Rice. 31 Polari aviona za različite M brojeve
Kritični napadni ugao aviona (aCrete) njegova vrijednost se ne razlikuje od vrijednosti istog ugla za krilo.
Na sl. 29 prikazuje polare aviona u tri verzije:
- zakrilci su uvučeni;
- zakrilci su izvučeni u položaj za polijetanje ( d 3 = 20°);
- zakrilci su prošireni u položaj za sletanje ( d 3 = 45°).
Podizanje zakrilaca u položaj za polijetanje (d 3 = 15-25°) omogućava vam povećanje maksimalnog koeficijenta podizanja Su max uz relativno malo povećanje koeficijenta otpora. Time je moguće smanjiti potrebnu minimalnu brzinu leta, koja praktično određuje brzinu poletanja aviona pri poletanju. Postavljanjem zakrilaca (ili zakrilaca) u položaj za polijetanje, dužina poletanja se smanjuje do 25%.
Kada se zakrilci (ili zakrilci) ispruže u položaj za sletanje (d 3 = 45 - 60°), maksimalni koeficijent uzgona može porasti na 80%, što naglo smanjuje brzinu sletanja i dužinu trčanja. Međutim, otpor raste brže od sile dizanja, tako da je aerodinamički kvalitet značajno smanjen. Ali ova se okolnost koristi kao pozitivan operativni faktor - povećava se strmina putanje tokom klizanja prije slijetanja i, posljedično, zrakoplov postaje manje zahtjevan za kvalitetu prilaza sletnoj traci.
Ranije smo razmatrali polare krila i aviona za takve brzine leta (brojevi M), kada bi se uticaj kompresibilnosti mogao zanemariti. Međutim, kada se dođu do takvih brojeva M, pri čemu se kompresibilnost više ne može zanemariti ( M> 0,6 - 0,7) koeficijenti uzgona i otpora moraju se odrediti uzimajući u obzir korekciju za kompresibilnost.
(2.23)
gdje je Su sž koeficijent uzgona uzimajući u obzir kompresibilnost;
Su koeficijent nestišljivog protoka sile uzgona nestišljivog protoka za isti napadni ugao kao Su komprimovani.
Sve do brojeva, svi polari su praktički isti, ali u velikim brojevima M počinju se pomicati udesno i istovremeno povećavati nagib prema osi C x . Polarni pomak udesno (veliko C x ) zbog povećanja koeficijenta otpornosti profila zbog utjecaja kompresije zraka, a uz daljnje povećanje broja (M> 0,75 - 0,8) zbog pojave talasnog otpora (Sl. 31).
Povećanje nagiba polara objašnjava se povećanjem koeficijenta induktivnog otpora, budući da će se pri istom napadnom kutu u podzvučnom strujanju kompresibilnog plina proporcionalno povećavati Aerodinamički kvalitet aviona od trenutka kompresibilnosti učinak se primjetno manifestira počinje opadati.
MEHANIZACIJA KRILA
Na savremenim avionima, da bi se dobile visoke letno-taktičke karakteristike, posebno da bi se postigle velike brzine leta, značajno se smanjuju i površina krila i njegov omjer širine i visine. A to negativno utiče na aerodinamički kvalitet aviona, a posebno na karakteristike poletanja i sletanja.
Da bi se avion održao u zraku u ravnom letu pri konstantnoj brzini, potrebno je da sila dizanja bude jednaka težini aviona - Y = G . Ali pošto
(2.24)
Iz formule (2.24) proizilazi da je za držanje aviona u zraku pri najmanjoj brzini (pri slijetanju npr.) potrebno da koeficijent uzgona WITH y bio najveći. kako god WITH y može se povećati povećanjem napadnog ugla samo do aCrete . Povećanje napadnog ugla veće od kritičnog dovodi do poremećaja toka na gornjoj površini krila i do naglog smanjenja WITH y , što je neprihvatljivo. Stoga, da bi se osigurala jednakost uzgona i težine aviona, potrebno je povećati brzinu leta .
Zbog ovih razloga, brzine sletanja savremenih aviona su prilično velike. Ovo uvelike komplikuje polijetanje i slijetanje i povećava domet aviona.
Kako bi se poboljšale performanse uzlijetanja i slijetanja i osigurala sigurnost prilikom polijetanja, a posebno slijetanja, potrebno je smanjiti brzinu slijetanja ako je moguće. Da biste to uradili morate WITH y bilo možda i više. Međutim, profili krila imaju veliku Su Max , imaju, po pravilu, velike vrijednosti otpora Cxmin , budući da imaju veliku relativnu debljinu i zakrivljenost. I povećanje Cx.min , sprečava povećanje maksimalne brzine leta. Za proizvodnju profila krila koji istovremeno zadovoljava dva zahtjeva: postizanje velikih maksimalnih brzina i malih brzina slijetanja - skoro nemoguće.
Stoga se pri projektovanju profila krila aviona nastoji najprije osigurati maksimalna brzina, a za smanjenje brzine slijetanja koriste se posebni uređaji na krilima, nazvana krilna mehanizacija.
Korišćenjem mehanizovanog krila, veličina od SuMax , što omogućava smanjenje brzine sletanja i dužine zaleta aviona nakon sletanja, smanjenje brzine aviona u trenutku polijetanja i skraćivanje dužine poletanja. Upotreba mehanizacije poboljšava stabilnost i upravljivost aviona pri velikim napadnim uglovima. Osim toga, smanjenjem brzine prilikom polijetanja i slijetanja povećava se sigurnost njihovog izvođenja i smanjuje se trošak izgradnje piste.
Dakle, mehanizacija krila služi za poboljšanje karakteristika poletanja i sletanja aviona povećanjem maksimalne vrednosti koeficijenta podizanja krila SuMax .
Suština mehanizacije krila je da se uz pomoć posebnih uređaja povećava zakrivljenost profila (u nekim slučajevima i površina krila), zbog čega se mijenja obrazac strujanja. Rezultat je povećanje maksimalne vrijednosti koeficijenta podizanja.
Ovi uređaji se, po pravilu, kontrolišu u letu: kada se lete pod malim napadnim uglovima (pri velikim brzinama leta), ne koriste se, već se koriste samo tokom poletanja i sletanja, kada povećanje napadnog ugla ne dolazi do obezbediti potrebnu količinu podizanja.
Postoje sljedeće vrste krilne mehanizacije : preklopi, preklopi, letvice, čarape koje se mogu skretati krila, kontrola graničnog sloja, mlazne zakrilce .
Štit je skretna površina, koja je u uvučenom položaju uz donju, stražnju površinu krila. Štit je jedno od najjednostavnijih i najčešćih sredstava za povećanje Su max.
Povećanje Su max pri otklonu zakrilca objašnjava se promjenom oblika profila krila, koja se uslovno može svesti na povećanje efektivnog napadnog ugla i udubljenja (zakrivljenosti) profila.
Kada je zakrilac skrenut, između krila i zakrilca se formira vrtložna usisna zona. Smanjeni pritisak u ovoj zoni se proteže djelomično na gornju površinu profila na zadnjoj ivici i uzrokuje usisavanje graničnog sloja sa površine koja leži uzvodno. Zbog usisnog djelovanja zakrilca, sprječava se zastoj protoka pri velikim napadnim uglovima, brzina strujanja preko krila se povećava, a pritisak opada. Osim toga, otklon zakrilca povećava pritisak ispod krila povećanjem efektivne zakrivljenosti profila i efektivnog napadnog ugla a ef .
Zbog toga se otpuštanjem zakrilaca povećava razlika u relativnim pritiscima iznad i ispod krila, a samim tim i koeficijent uzgona Su .
Na sl. Slika 35 prikazuje graf zavisnosti WITH y iz napadnog ugla za krilo sa različitim položajima zakrilaca: uvučeno, uzlet d = 15°, sletanje d = 40°.
Kada je preklop otklonjen, cijela krivina Su sch = f( a ) kreće se prema gore gotovo jednako udaljeno od krive Su = f ( a ) glavni profil.
Grafikon pokazuje da kada je zakrilac skrenut u položaj za sletanje (d = 40°), prirast Su iznosi 50-60%, a kritični napadni ugao se smanjuje za 1-3°.
Kako bi se povećala efikasnost zakrilca, on je konstruktivno dizajniran tako da se, kada se otklone, istovremeno pomiče nazad, prema zadnjoj ivici krila. Time se povećava efikasnost usisavanja graničnog sloja sa gornje površine krila i dužina zone visokog pritiska ispod krila.
Prilikom otklona zakrilca, istovremeno sa povećanjem koeficijenta uzgona, raste i koeficijent otpora, dok se smanjuje aerodinamička kvaliteta krila.
Flap . Zakrilac je skretajući dio zadnje ivice krila ili površina koja se proteže (uz istovremeni otklon prema dolje) natrag ispod krila. Po dizajnu, poklopci se dijele na jednostavni (bez proreza), jednostruki i višestruki .
Rice. 32 Profil krila sa preklopom koji se pomera prema nazad
Rice. 33 Zaklopci: a - bez proreza; b - prorez
Preklop bez proreza povećava koeficijent podizanja WITH y povećanjem zakrivljenosti profila. Ako između vrha preklopa i krila postoji posebno profilisan razmak, efikasnost preklopa se povećava, jer zrak koji velikom brzinom prolazi kroz sužavajući zazor sprječava bubrenje i narušavanje graničnog sloja. Da bi se dodatno povećala efikasnost zakrilaca, ponekad se koriste zakrilci sa dvostrukim prorezom, koji povećavaju koeficijent podizanja WITH y profila do 80%.
Povećanje Su max krila pri izvlačenju zakrilaca ili zakrilaca zavisi od više faktora: njihove relativne veličine, ugla otklona, ugla zamaha krila. Na zamašenim krilima efikasnost mehanizacije je obično manja nego na ravnim krilima. Otklon zakrilaca, kao i zakrilaca, prati ne samo povećanje WITH y , ali u još većoj mjeri povećanjem WITH x , stoga, aerodinamički kvalitet opada kada se mehanizacija produži.
Kritični ugao napada sa ispruženim zakrilcima blago se smanjuje, što omogućava postizanje Cmax uz manje podizanje nosa aviona (Sl. 36).
Rice. 34 Profil krila sa štitom
Rice. 35 Utjecaj otpuštanja zakrilaca na krivulju Cy=f( a)
Rice. 36 Polari aviona sa uvučenim i izvučenim zakrilcima
Letvica je malo krilo koje se nalazi ispred krila (sl. 37).
Lamele su fiksne ili automatske.
Fiksne letvice na posebnim stalcima su trajno pričvršćene na određenoj udaljenosti od vrha profila krila. Prilikom letenja pod malim napadnim uglovima, automatske letvice su čvrsto pritisnute na krilo strujanjem vazduha. Prilikom letenja pod velikim napadnim uglovima mijenja se obrazac raspodjele pritiska duž profila, zbog čega se čini da je letvica isisana. Lamela se automatski izvlači (Sl. 38).
Kada se letvica produži, između krila i letvice formira se suženi razmak. Brzina zraka koji prolazi kroz ovaj procjep i njegova kinetička energija se povećavaju. Razmak između letvice i krila je profiliran na način da se strujanje zraka, napuštajući otvor, velikom brzinom usmjerava duž gornje površine krila. Kao rezultat, brzina graničnog sloja se povećava, on postaje stabilniji pri velikim napadnim uglovima, a njegovo odvajanje se vraća na visoke napadne uglove. U ovom slučaju kritični napadni ugao profila značajno raste (za 10°-15°), a Cy max raste u prosjeku za 50% (Sl. 39).
Tipično, letvice se ne postavljaju duž cijelog raspona, već samo na njegovim krajevima. To je zato što se, pored povećanja koeficijenta uzgona, povećava i efikasnost elerona, a to poboljšava bočnu stabilnost i upravljivost. Ugradnjom letvice duž cijelog raspona značajno bi se povećao kritični napadni ugao krila u cjelini, a za njegovu implementaciju pri slijetanju bilo bi potrebno podići glavne podupirače stajnog trapa.
Rice. 37 Slat
Rice. 38 Princip rada automatske letvice: a - mali napadni uglovi; b – veliki napadni uglovi
Fiksne letvice Ugrađuju se, u pravilu, na avione male brzine, jer takve letvice značajno povećavaju otpor, što je prepreka za postizanje velikih brzina leta.
Nozni prst koji se može skretati (Sl. 40) se koristi na krilima sa tankim profilom i oštrim prednjim rubom kako bi se spriječilo zastoj iza prednje ivice pri velikim napadnim uglovima.
Promjenom ugla nagiba pokretnog nosa, za bilo koji napadni ugao moguće je odabrati poziciju u kojoj će strujanje oko profila biti kontinuirano. Ovo će poboljšati aerodinamičke karakteristike tankih krila pri velikim napadnim uglovima. U tom slučaju može se povećati aerodinamička kvaliteta.
Zakrivljenje profila skretanjem vrha povećava Sumax krila bez značajnog mijenjanja kritičnog ugla napada.
Rice. 39 Kriva Su =f ( a ) za krilo sa letvicama
Rice. 40 Vrh krila koji se može okretati
Kontrola graničnog sloja (Sl. 41) je jedan od najefikasnijih vidova mehanizacije krila i svodi se na to da se granični sloj ili usisa u krilo ili otpuhne sa njegove gornje površine.
Za isisavanje graničnog sloja ili njegovo otpuhivanje koriste se posebni ventilatori ili kompresori plinskoturbinskih motora aviona.
Usisavanje inhibiranih čestica iz graničnog sloja u krilo smanjuje debljinu sloja, povećava njegovu brzinu u blizini površine krila i potiče kontinuirano strujanje oko gornje površine krila pri velikim napadnim uglovima.
Deflacija graničnog sloja povećava brzinu kretanja čestica vazduha u graničnom sloju, čime se sprečava zastoj protoka.
Kontrola graničnog sloja dobro funkcionira kada se kombinira sa preklopima ili klapnama.
Rice. 41 Kontrola graničnog sloja
Rice. 42 Jet flap
Jet flap (Sl. 42) predstavlja mlaz gasova koji teče velikom brzinom pod određenim uglom nadole iz posebnog proreza koji se nalazi blizu zadnje ivice krila. U tom slučaju mlaz gasa utiče na strujanje oko krila, poput otkrenutog zakrilca, usled čega se pritisak ispred mlaznog zakrilca (ispod krila) povećava, a iza njega smanjuje, izazivajući povećanje brzina strujanja iznad krila. Osim toga, stvara se reaktivna sila R, koju stvara mlaz koji teče.
Efikasnost mlaznog zakrilca zavisi od napadnog ugla krila, ugla izlaska mlaza i veličine sile potiska R. Koriste se za tanka, zakrivljena krila niskog omjera širine i visine. Mlazni zakrilac omogućava povećan koeficijent uzgona Su Max 5-10 puta .
Za stvaranje mlaza koriste se plinovi koji izlaze iz turbomlaznog motora.
KRETANJE CENTRA PRITISKA KRILA I AVIONA
Centar pritiska krila naziva se tačka preseka rezultantnih aerodinamičkih sila sa tetivom krila.
Položaj centra pritiska određen je njegovom koordinatom X D - udaljenost od prednje ivice krila, koja se može izraziti u dijelovima tetive
Smjer sile R određena uglom j , formiran sa smerom neometanog strujanja vazduha (Sl. 43, a). Iz slike je jasno da
Gdje TO - aerodinamički kvalitet profila.
Rice. 43 Centar pritiska krila i promjena njegovog položaja u zavisnosti od napadnog ugla
Položaj centra pritiska zavisi od oblika profila i napadnog ugla. Na sl. 43, b pokazuje kako se mijenja položaj centra pritiska u zavisnosti od napadnog ugla za profile aviona Yak 52 i Yak-55, kriva 1 - za avion Yak-55, kriva 2 - za avion Yak-52.
Iz grafikona je jasno da je pozicija CD kada se napadni ugao simetričnog profila aviona Yak-55 promijeni, on ostaje nepromijenjen i nalazi se na približno 1/4 udaljenosti od vrha tetive.
Tabela 1
Oznaka težine (tovara)
Prazan avion
Uzletna težina
Pilot u prednjem kokpitu
Pilot u zadnjem kokpitu
Gorivo u rezervoarima
Ulje u rezervoarima
Kada se napadni ugao promijeni, distribucija pritiska duž profila krila se mijenja, pa se stoga centar pritiska pomiče duž tetive (za asimetrični profil aviona Yak-52), kao što je prikazano na sl. 44. Na primjer, sa negativnim napadnim uglom aviona Yak 52, približno jednakim -1°, sile pritiska u nosnom i repnom dijelu profila su usmjerene u suprotnim smjerovima i jednake su. Ovaj napadni ugao se naziva napadnim uglom nula podizanja.
Rice. 44 Pomeranje centra pritiska krila aviona Jak-52 pri promeni napadnog ugla
Pri nešto većem napadnom kutu, sile pritiska usmjerene prema gore veće su od sile usmjerene naniže, njihova rezultanta Yće ležati iza veće sile (II), odnosno centar pritiska će se nalaziti u repnom delu profila. Daljnjim povećanjem napadnog ugla, lokacija maksimalne razlike pritiska pomiče se sve bliže prednjoj ivici krila, što prirodno uzrokuje kretanje CD duž tetive do prednjeg ruba krila (III, IV).
Najveća pozicija napred CD pod kritičnim uglom napada a cr = 18° (V).
Učitavanje...