Každý ví, že křídlo vytváří vztlak pouze tehdy, když se pohybuje vzhledem ke vzduchu. Tito. Charakter proudění vzduchu kolem horní a spodní plochy křídla přímo vytváří vztlak. Jak se to stane?
Zvažte profil křídla v proudu vzduchu:
Zde jsou linie proudění elementárních proudů vzduchu naznačeny tenkými čarami. Profil k proudovým liniím je pod úhel náběhu ? je úhel mezi profilovou tětivou a nerušenými liniemi proudění. Obvod horní části křídla je větší než spodní. Z tohoto důvodu, na základě úvah o spojitosti, je rychlost proudění v horní části okraje větší než ve spodní části. Pak se ukáže, že tlak nad křídlem je menší než pod ním. Fenomén klesajícího tlaku s rostoucí rychlostí proudění již dlouho studoval a popsal Daniel Bernoulli v roce 1738. Na základě výsledku jeho práce, konkrétně Bernoulliho rovnice, se tato skutečnost stává zcela zřejmou:
Kde p- tlak plynu v bodě; ? -- hustota plynu; proti-- rychlost proudění plynu; G- gravitační zrychlení; h-- výška vzhledem k počátku; ? -- adiabatická konstanta.
Ukazuje se, že v různých bodech profilu vzduch tlačí na křídlo různými silami. Rozdíl mezi místním tlakem na povrchu profilu a tlakem vzduchu v nerušeném proudění lze znázornit ve formě šipek kolmých na obrys profilu, takže směr a délka šipek jsou úměrné tomuto rozdílu. . Potom bude obrázek rozložení tlaku podél profilu vypadat takto:
Zde je jasně vidět, že na spodní tvořící přímce profilu je přetlak - protitlak vzduchu. Nahoře je naopak vakuum. Navíc je větší tam, kde je rychlost proudění vyšší. Zde je pozoruhodné, že velikost vakua na horním povrchu je několikrát větší než tlak na spodním povrchu. Vektorový součet všech těchto šipek vznikne aerodynamická síla R, kterým vzduch působí na pohybující se křídlo:
Rozložením této síly na vertikální Y a horizontální X složky získáme výtah křídlo a síla jeho tažení. Z obrázku rozložení tlaku je zřejmé, že velká část zdvihové síly není tvořena podpěrou na spodní tvořící přímce profilu, ale podtlakem na horní.
Místo působení síly R závisí na charakteru rozložení tlaku po povrchu profilu. Se změnou úhlu náběhu se změní i rozložení tlaku. Spolu s ním se změní i vektorový součet všech sil v absolutní velikosti, směru a místě působení. Mimochodem, ten druhý se jmenuje střed tlaku. S tím úzce souvisí koncept soustředit se profil. U symetrických profilů se tyto body shodují. U asymetrických se při změně úhlu náběhu mění poloha středu tlaku na tětivě, což velmi ztěžuje výpočty. Pro jejich zjednodušení byl zaveden koncept ohniska. Výslednice aerodynamických sil se přitom nerozdělila na dvě složky, ale na tři - ke vztlakovým a odporovým silám se přičetl křídlový moment. Tato zdánlivě nelogická technika umožnila umístěním bodu působení zvedací síly do ohniska profilu zafixovat jeho polohu a učinit jej nezávislým na úhlu náběhu. Technika je pohodlná, ale nesmíme zapomenout na křídlo, které se v tuto chvíli objeví.
Vakuum v horní části profilu lze nejen měřit pomocí přístrojů, ale za určitých podmínek jej lze vidět i na vlastní oči. Jak je známo, při prudké expanzi vzduchu může vlhkost v něm obsažená okamžitě kondenzovat do kapiček vody. Kdo byl na letecké show, mohl vidět, jak se při ostrém manévrování letadla odlamují proudy bílého závoje z horní plochy křídla. Jedná se o vodní páru, zkondenzovanou při výboji na malé kapičky vody, které se velmi rychle opět vypaří a stanou se neviditelnými.
Eh! Kéž bych mohl vzlétnout!..
Mám doma chladnou zázvorovou kočku. Je „přiměřeně dobře živený“, jak se sluší na útulnou kočku domácí, a přestože běhá jako elektrické koště, má ne úplně kočičí vlastnost: bojí se výšek. Z tohoto důvodu bohužel nemůže být létající kočkou, ale občas se zjevně chce vznést do vzduchu, třeba jen skočit na příborník. Nadváha k tomu ale bohužel nepřispívá, takže občas musíte nebohému zvířeti pomoci, tedy zvednout ho rukama a položit tam, kde jeho duše tak dychtí.
No, ptáte se, co mají společného kočka a letadlo? Ano, obecně nic, až na jednu velmi důležitou věc. Oba mají váhu, která je táhne k zemi. A abyste mohli vyšplhat některé na příborník a některé výš, potřebujete sílu, která tuto váhu překoná. Pro mou sedmikilovou kočku je to síla mých rukou, ale pro mnohatunového „železného ptáka“ to zná každý. Odkud to pochází? Vše je obecně docela jednoduché :-)…
Začněme „jednoduchým začátkem“ :-). Hlavní roli v této věci hraje křídlo letadla (jmenovitě křídlo skládající se ze dvou konzol, nikoli křídel, v pokračování mého druhého). Pro jednoduchost uvažujme o klasickém aerodynamickém.
Aerodynamický zdvih
Vzduch proudící kolem křídla letadla se dělí na dva proudy: nad křídlem a pod ním. Dolní tok teče dál, jako by se nic nestalo, a horní se zužuje. Vždyť profil křídla je nahoře vypouklý! A nyní, aby horním prouděním prošlo stejné množství vzduchu a za stejnou dobu jako spodním prouděním, potřebuje se pohybovat rychleji, protože samotný proud se zúžil. Dále vstoupí v platnost Bernoulliho zákon: čím vyšší je rychlost proudění, tím nižší je tlak v něm, a tedy i naopak. Tento zákon je znázorněn velmi jednoduše. Pokud vezmete nepříliš úzkou vodorovnou hadici (objímku) z tenké průhledné gumy a pod mírným tlakem do ní nalijete vodu. co uvidíš? Nic zvláštního, voda jen rychle vyteče druhým koncem. Ale pokud je na tomto druhém konci napůl zavřený kohoutek, pak okamžitě uvidíte, že voda vytéká, ale pomalu a stěny objímky nabobtnaly, to znamená, že průtok se snížil a tlak se zvýšil.
Takže... Při pohybu v proudu vzduchu nad křídlem je tlak menší než pod ním. Kvůli tomuto rozdílu, . Tlačí křídlo letadla a tím i samotné letadlo nahoru. Čím vyšší rychlost, tím větší zdvih. A pokud se rovná hmotnosti, pak letadlo letí vodorovně. No, rychlost závisí na chodu leteckého motoru. Mimochodem, pokles tlaku nad horní částí křídla je vidět na vlastní oči.
Kondenzace vodní páry nad horní plochou křídla v důsledku prudkého poklesu tlaku
V ostře manévrujícím letadle (obvykle se tak děje na letecké přehlídce) se nad horní plochou křídla objevuje něco jako proudy bílého závoje. To je způsobeno rychlým poklesem tlaku a kondenzací vodní páry ve vzduchu.
Mimochodem, nemohu si nevzpomenout na další jednoduchou, ale velmi přesně ilustrující teorii této problematiky, školní zkušenost. Pokud vezmete malý úzký list papíru za jeho krátkou stranu a přiložíte jej k ústům a fouknete na něj vodorovně, prověšený list se okamžitě rychle zvedne. Může za to stejná zvedací síla. Foukáme přes list - proudění se zrychluje, což znamená, že tlak v něm klesá, ale pod listem zůstává stejný. Zvedne list do vodorovné polohy. Proces v zásadě podobný práci s profilem.
No, to se zdá být vše? Mohu létat? I přes výše uvedené zcela logické vysvětlení (podle mě :-)) bych řekl, že je to málo pravděpodobné :-). Je třeba chápat, že popsaný případ má stále soukromý charakter. Profil může být přeci symetrický, pak nad ním a pod ním nebude takové rozložení tlaku a podtlaku.
Kromě toho může být takový profil také umístěn pod úhlem k toku (což se nejčastěji stává). A právě tento úhel, kterému se říká úhel náběhu, bude hrát velkou roli při formování vztlakové síly křídla, které samo bude mít jiný charakter. O tomto v. A toto bude „jednoduché pokračování“ :-).
Ve skutečnosti je samozřejmě úplná teorie této problematiky mnohem složitější a podrobně vysvětlený Bernoulliho zákon zde nelze provést. To je již oblast fyziky a aerodynamiky, protože v našem uvažovaném případě je samotný případ . V blízké budoucnosti se této oblasti s jejími pojmy a pojmy trochu dotkneme, ale hlubší studium vyžaduje takříkajíc komunikaci se základními vědami.
Postscript po roce.
20.11.12 Moje záliby v oblasti psaní webových stránek jsou nyní téměř rok staré. A tak bylo potřeba vnést do tohoto, jednoho z mých úplně prvních článků, nějaké upřesnění. Zdá se, že lidé, kteří to čtou, jsou omezeni na toto. Tento přístup je nesprávný, protože po něm si určitě musíte přečíst další článek ve stejné sekci, napsaný téměř okamžitě po prvním. Článek “s kočkou” 🙂 je zjednodušená verze a toto jsem zmínil (zde je úhel náběhu nulový), je to něco jako úvod do aerodynamiky (také mimochodem maximálně zjednodušený :-)) , proto je styl prezentace tak volný :-). Pro správné pochopení problematiky však bez druhého nemůže existovat.
Kvůli své tehdejší nezkušenosti jsem to řekl poněkud nezřetelně a hlavně jsem nedal odkaz na „jednoduché pokračování“... dávám to teď. Omlouvám se nepříliš znalým čtenářům (zkušení už vše vědí i beze mě :-))... ráda vás uvidím na svých stránkách :-)...
Fotky jsou klikatelné.
- Y je zvedací síla
- P- to je trakce,
- - okraj profilu,
- p- hodnota tlaku,
- n- normální k profilu
Koeficient zdvihu
- zvedací síla (N) - koeficient vztlaku = 0,5...1,5 - hustota vzduchu ve výšce letu (kg/m³) - rychlost volného průtoku (m/s) - charakteristická plocha (m²)
Tento součinitel, jehož hodnota podle Smeatonových výpočtů byla 1,005, se používal více než 100 let a teprve pokusy bratří Wrightů, při kterých zjistili, že vztlaková síla působící na kluzáky je slabší než vypočítaná, umožnily zpřesnit „Smeaton Coefficient“ na hodnotu 1,0033.
Při výpočtu pomocí tohoto vzorce je důležité nezaměňovat hmotnost a hmotnostní hustotu vzduchu. Hustota hmotnosti za standardních atmosférických podmínek (na úrovni země při teplotě +15 ° C) je rovna =1,225 kg/m3. Ale v aerodynamických výpočtech se často používá hmotnostní hustota vzduchu, která se rovná 0,125 kg*s 2 /m 4. V tomto případě se zvedací síla Y nezjišťuje v newtonech (N), ale v kilogramech (kg). Knihy o aerodynamice ne vždy objasňují, o jaké hustotě a rozměru vztlaku mluvíme, takže v kontroverzních situacích musíte zkontrolovat vzorce a snížit měrné jednotky.
Mýty a mylné představy
Vysvětlení populárního mýtu o vztlaku křídla je následující:
- Křídlo má dole a nahoře asymetrický profil
- Plynulý proud vzduchu je křídlem rozdělen na dvě části, z nichž jedna prochází nad křídlem a druhá pod ním.
- Uvažujeme laminární proudění, při kterém proudění vzduchu těsně přiléhá k povrchu křídla
- Protože je profil asymetrický, aby se za křídlem v jednom bodě opět sbíhalo, musí „horní“ proudění urazit delší vzdálenost než „spodní“, takže vzduch nad křídlem se musí pohybovat vyšší rychlostí než pod tím
- Podle Bernoulliho zákona se statický tlak v proudění s rostoucí rychlostí proudění snižuje, takže v proudění nad křídlem bude statický tlak nižší
- Rozdíl tlaků v proudění pod křídlem a nad ním tvoří vztlakovou sílu
Všichni jsme ale asi viděli letadla létající hlavou dolů v převrácené poloze na leteckých přehlídkách. Nepadají a obrácené křídlo stále vytváří vztlak.
Jaký je důvod chyby? Ukazuje se, že ve výše uvedené úvaze je bod č. 4 zcela nesprávný (a obecně řečeno jednoduše vytržený). Vizualizace proudění vzduchu kolem křídla v aerodynamickém tunelu ukazuje, že přední proudění, rozdělené křídlem na dvě části, se za hranou křídla vůbec neuzavírá.
Jednoduše řečeno, vzduch „neví“, že se potřebuje pohybovat určitou rychlostí kolem křídla, aby splnil nějakou podmínku, která se nám zdá samozřejmá. A přestože rychlost proudění nad křídlem je skutečně vyšší než pod ním, není to příčinou vzniku vztlaku, ale důsledkem skutečnosti, že nad křídlem je oblast nízkého tlaku a oblast zvýšeného tlaku pod křídlem. Když vzduch vstoupí do řídké oblasti z oblasti normálního tlaku, je urychlen tlakovým rozdílem, a když vstoupí do oblasti se zvýšeným tlakem, je zpomalen. Důležitý konkrétní příklad takového „nebernoullevovského“ chování jasně demonstrují ekranoplány: jak se křídlo přibližuje k zemi, jeho vztlaková síla se zvyšuje (oblast vysokého tlaku je tlačena zemí), zatímco v rámci „bernoullevovského“ uvažování tvoří křídlo spárované se zemí něco jako zužující se tunel, který by v rámci naivního uvažování musel zrychlovat vzduch a tím přitahovat křídlo k zemi, stejně jako se to dělá v podobných úvahách o "Vzájemná přitažlivost parníků proplouvajících paralelními kurzy." Navíc v případě ekranoplánu je situace v mnoha ohledech ještě horší, protože jedna ze „zdí“ tohoto tunelu se pohybuje vysokou rychlostí směrem ke křídlu, čímž dále „zrychluje“ vzduch a přispívá k ještě většímu snížení ve výtahu. Skutečná praxe „efektu obrazovky“ však ukazuje přesně opačný trend a jasně ukazuje nebezpečí logiky uvažování o vztlaku založené na naivních pokusech odhadnout pole rychlostí proudění vzduchu kolem křídla.
Napište recenzi na článek "Lifting force"
Poznámky
Odkazy
- zkopírovat z webového archivu
Úryvek charakterizující zvedací sílu
"Další pokuta za galicismus," řekl ruský spisovatel, který byl v obývacím pokoji. – „Radost z toho, že nejsem v ruštině."Nikomu neprokazuješ laskavost," pokračovala Julie k milicionáři, aniž by věnovala pozornost spisovatelově poznámce. „Za tu žíravost můžu já,“ řekla, „a pláču, ale pro potěšení říct vám pravdu jsem připravena zaplatit víc; Nejsem zodpovědná za galicizmy,“ obrátila se na spisovatele: „Nemám ani peníze, ani čas, jako princ Golitsyn, vzít si učitele a studovat ruštinu. "Tady je," řekla Julie. "Počkej... [Kdy.] Ne, ne," obrátila se k milici, "nechytíš mě." "Když mluví o slunci, vidí jeho paprsky," řekla hostitelka a laskavě se usmála na Pierra. "Mluvili jsme jen o tobě," řekla Julie se svobodou lží, která je charakteristická pro sekulární ženy. "Říkali jsme, že váš pluk bude pravděpodobně lepší než Mamonovův."
"Ach, neříkej mi o mém pluku," odpověděl Pierre, políbil svou hostitelku ruku a posadil se vedle ní. - Jsem z něj tak unavená!
– Jistě tomu budete velet sám? “ řekla Julie a lstivě a posměšně si vyměnila pohledy s milicionářem.
Milicionář v přítomnosti Pierra už nebyl tak žíravý a na jeho tváři bylo vidět, co znamená Juliin úsměv. Navzdory jeho nepřítomnosti a dobré povaze Pierrova osobnost okamžitě zastavila všechny pokusy o zesměšnění v jeho přítomnosti.
"Ne," odpověděl Pierre se smíchem a rozhlédl se kolem svého velkého, tlustého těla. "Pro Francouze je příliš snadné mě udeřit a obávám se, že nebudu schopen dostat se na koně...
Mezi lidmi vybranými pro předmět rozhovoru skončila Juliina společnost u Rostovových.
"Říkají, že jejich záležitosti jsou velmi špatné," řekla Julie. - A je tak hloupý - sám hrabě. Razumovští chtěli koupit jeho dům a jeho majetek u Moskvy a to vše se vleče. Je ceněný.
"Ne, zdá se, že k prodeji dojde jednoho z těchto dnů," řekl někdo. – I když teď je šílené kupovat cokoli v Moskvě.
- Z čeho? - řekla Julie. – Opravdu si myslíte, že Moskvě hrozí nebezpečí?
- Proč jdeš?
- Já? To je divné. Jdu, protože... no, protože všichni jdou, a pak nejsem Johanka z Arku ani Amazonka.
- No, ano, ano, dej mi ještě hadry.
"Pokud se mu podaří věci dotáhnout do konce, může splatit všechny své dluhy," pokračoval milicionář o Rostovovi.
- Dobrý starý muž, ale velmi pauvre sire [špatný]. A proč tu tak dlouho žijí? Už dlouho chtěli jít do vesnice. Zdá se, že už je Natalie v pořádku? “ zeptala se Julie Pierra s potutelným úsměvem.
"Čekají mladšího syna," řekl Pierre. „Připojil se k Obolenskym kozákům a odešel do Bílé Cerkve. Tvoří se tam pluk. A teď ho převedli k mému pluku a čekají na něj každý den. Hrabě už dlouho chtěl jet, ale hraběnka nikdy nebude souhlasit s opuštěním Moskvy, dokud nedorazí její syn.
"Viděl jsem je onehdy u Arkharovů." Natalie opět vypadala hezčí a veselejší. Nazpívala jednu romanci. Jak snadné je to pro některé lidi!
-Co se děje? “ zeptal se Pierre nespokojeně. Julie se usmála.
"Víš, hrabě, že rytíři jako ty existují pouze v románech Madame Suzy."
- Který rytíř? Z čeho? “ zeptal se Pierre a zčervenal.
- No tak, drahý hrabě, c "est la fable de tout Moscou. Obdivuji, ma parole d" honneur. [to ví celá Moskva. Opravdu, divím se ti.]
- Pokuta! Pokuta! - řekl milicionář.
- Dobře tedy. Nemůžeš mi říct, jaká je to nuda!
"Chceš to vědět o fable de tout Moscou?" [Co ví celá Moskva?] - řekl Pierre naštvaně a vstal.
- No tak, hrabě. Víš!
"Nic nevím," řekl Pierre.
– Vím, že jsi byl kamarád s Natalie, a proto... Ne, s Verou jsem vždycky přátelštější. Cette chere Vera! [Tato sladká Vero!]
"Ne, madame," pokračoval Pierre nespokojeným tónem. "Vůbec jsem se neujal role rytíře Rostové a nebyl jsem s nimi skoro měsíc." Ale nerozumím krutosti...
"Qui s"promiňte - s"obviňujte, [Kdo se omlouvá, obviňuje sám sebe.] - řekla Julie, usmála se a zamávala žmolkem, a aby měla poslední slovo, okamžitě změnila konverzaci. "Co, zjistil jsem dnes: chudák Marie Volkonskaja včera přijel do Moskvy." Slyšel jsi, že ztratila otce?
- Opravdu! Kde je? "Moc bych ji rád viděl," řekl Pierre.
– Včera jsem s ní strávil večer. Dnes nebo zítra ráno jede se svým synovcem do moskevské oblasti.
- No, jak se má? - řekl Pierre.
-Nic, jsem smutný. Ale víte, kdo ji zachránil? Tohle je celý román. Nicholas Rostov. Obklíčili ji, chtěli ji zabít, zranili její lidi. Přiběhl dovnitř a zachránil ji...
"Další román," řekl milicionář. "Tento všeobecný útěk byl rozhodně proveden proto, aby se všechny staré nevěsty vdávaly." Catiche je jedna, princezna Bolkonskaya je druhá.
"Víš, že si opravdu myslím, že je un petit peu amoureuse du jeune homme." [trochu zamilovaný do mladého muže.]
- Pokuta! Pokuta! Pokuta!
– Ale jak to můžeš říct rusky?...
Když se Pierre vrátil domů, dostal dva Rastopchinovy plakáty, které byly toho dne přineseny.
První řekl, že fáma, že hrabě Rostopchin má zakázáno opustit Moskvu, je nespravedlivá a že naopak hrabě Rostopchin je rád, že dámy a kupecké manželky Moskvu opouštějí. "Méně strachu, méně zpráv," stálo na plakátu, "ale odpovídám svým životem, že v Moskvě nebude žádný padouch." Tato slova Pierrovi poprvé jasně ukázala, že Francouzi budou v Moskvě. Druhý plakát říkal, že náš hlavní byt je ve Vjazmě, že hrabě Wittschstein porazil Francouze, ale protože se mnoho obyvatel chce vyzbrojit, jsou pro ně ve zbrojnici připraveny zbraně: šavle, pistole, zbraně, ke kterým se obyvatelé mohou dostat. levná cena. Tón plakátů už nebyl tak hravý jako v předchozích Chigirinových rozhovorech. Pierre o těchto plakátech přemýšlel. Očividně ten strašlivý bouřkový mrak, na který vzýval ze všech sil své duše a který v něm zároveň vzbuzoval mimovolnou hrůzu - zjevně se tento mrak blížil.
V každé letecké designérské kanceláři existuje příběh o prohlášení hlavního konstruktéra. Mění se pouze autor prohlášení. A zní to takto: "Celý život jsem pracoval na letadlech, ale stále nechápu, jak ten kus železa létá!" Ve skutečnosti, Newtonův první zákon ještě nebyl zrušen a letadlo je jednoznačně těžší než vzduch. Musíte přijít na to, jaká síla brání mnohatunovému autu spadnout na zem.
Způsoby cestování letadlem
Cestovat lze třemi způsoby:
- Aerostatické, kdy se zvedání ze země provádí pomocí tělesa, jehož měrná hmotnost je nižší než hustota atmosférického vzduchu. Jedná se o balóny, vzducholodě, sondy a další podobné konstrukce.
- Jet, což je hrubá síla tryskového proudu ze spáleného paliva, což mu umožňuje překonat gravitační sílu.
- A konečně aerodynamická metoda vytváření vztlaku, kdy se zemská atmosféra používá jako nosná látka pro vozidla těžší než vzduch. Letadla, vrtulníky, vírníky, kluzáky a mimochodem ptáci se pohybují právě touto metodou.
Aerodynamické síly
Při pohybu vzduchem na letoun působí čtyři hlavní vícesměrné síly. Obvykle jsou vektory těchto sil směrovány dopředu, dozadu, dolů a nahoru. Tedy skoro labuť, rak a štika. Síla tlačí letadlo dopředu je generována motorem, dozadu je přirozená síla odporu vzduchu a dolů je síla gravitace. No a co brání pádu letadla, je zvedací síla generovaná prouděním vzduchu díky proudění kolem křídla.
Standardní atmosféra
Stav vzduchu, jeho teplota a tlak se mohou v různých částech zemského povrchu výrazně lišit. V souladu s tím se všechny vlastnosti letadel při letu na jednom nebo druhém místě budou lišit. Proto jsme se pro pohodlí a sjednocení všech charakteristik a výpočtů do jednoho jmenovatele dohodli na definování tzv. standardní atmosféry s těmito základními parametry: tlak 760 mm Hg nad mořem, hustota vzduchu 1,188 kg na metr krychlový, rychlost zvuk 340,17 metrů za sekundu, teplota +15 ℃. S rostoucí nadmořskou výškou se tyto parametry mění. Existují speciální tabulky, které odhalují hodnoty parametrů pro různé výšky. Pomocí těchto indikátorů se provádějí všechny aerodynamické výpočty, stejně jako stanovení charakteristik letových výkonů letadel.
Nejjednodušší princip vytváření výtahu
Pokud do proudu vzduchu vložíte plochý předmět, například vystrčením dlaně z okénka jedoucího auta, ucítíte tuto sílu, jak se říká, „na prstech“. Když otočíte dlaní pod malým úhlem vůči proudu vzduchu, okamžitě cítíte, že kromě odporu vzduchu se objevila další síla, tahající nahoru nebo dolů v závislosti na směru úhlu natočení. Úhel mezi rovinou těla (v tomto případě dlaní) a směrem proudění vzduchu se nazývá úhel náběhu. Ovládáním úhlu náběhu můžete ovládat i zdvih. Snadno si všimnete, že s rostoucím úhlem náběhu se bude síla tlačící dlaň nahoru zvyšovat, ale až do určitého bodu. A když se dosáhne úhlu blízkého 70-90 stupňům, úplně zmizí.
Křídlo letadla
Hlavní nosnou plochou, která vytváří vztlak, je křídlo letadla. Profil křídla má obvykle zakřivený kapkovitý tvar, jak je znázorněno na obrázku.
Když vzduch proudí kolem křídla, rychlost vzduchu proudícího podél horní části křídla převyšuje rychlost spodního proudění. V tomto případě je statický tlak vzduchu v horní části nižší než pod křídlem. Rozdíl tlaku tlačí křídlo nahoru a vytváří vztlak. Pro zajištění tlakového rozdílu jsou proto všechny profily křídel vyrobeny asymetricky. Pro křídlo se symetrickým profilem při nulovém úhlu náběhu je vztlaková síla při horizontálním letu nulová. S takovým křídlem jej lze vytvořit pouze změnou úhlu náběhu. Existuje další složka zvedací síly - indukční. Je tvořeno zkosením proudění vzduchu směrem dolů zakřivenou spodní plochou křídla, což přirozeně vede ke vzniku zpětné síly směřující nahoru a působící na křídlo.
Výpočet
Vzorec pro výpočet vztlakové síly křídla letadla je následující:
- Cy je součinitel vztlaku.
- S - oblast křídla.
- V je rychlost volného toku.
- P - hustota vzduchu.
Pokud je vše jasné s hustotou vzduchu, plochou křídla a rychlostí, pak koeficient vztlaku je hodnota získaná experimentálně a není konstanta. Liší se v závislosti na profilu křídla, jeho poměru stran, úhlu náběhu a dalších hodnotách. Jak vidíte, závislosti jsou většinou lineární, s výjimkou rychlosti.
Tento záhadný koeficient
Koeficient vztlaku křídla je nejednoznačná hodnota. Složité vícestupňové výpočty jsou stále ověřovány experimentálně. To se obvykle provádí ve větrném tunelu. Pro každý profil křídla a pro každý úhel náběhu bude jeho hodnota jiná. A protože křídlo samo o sobě nelétá, ale je součástí letadla, provádějí se takové testy na odpovídajících zmenšených kopiích modelů letadel. Méně často se křídla testují samostatně. Na základě výsledků četných měření každého konkrétního křídla je možné sestrojit závislost koeficientu na úhlu náběhu a také různé grafy odrážející závislost vztlaku na rychlosti a profilu konkrétního křídla, as i na instalované křídlové mechanizaci. Ukázkový graf je uveden níže.
Tento koeficient v podstatě charakterizuje schopnost křídla přeměnit tlak nasávaného vzduchu na vztlak. Jeho obvyklá hodnota je od 0 do 2. Rekord je 6. Člověk má k přirozené dokonalosti ještě hodně daleko. Například tento koeficient pro orla, když se zvedne ze země s uloveným gopherem, dosahuje hodnoty 14. Z výše uvedeného grafu je zřejmé, že zvětšení úhlu náběhu způsobí zvýšení vztlaku až do určitého úhlu. hodnoty. Poté se efekt ztrácí a dokonce jde opačným směrem.
Zastavení průtoku
Jak se říká, všeho je dobré s mírou. Každé křídlo má svůj limit z hlediska úhlu náběhu. Takzvaný superkritický úhel náběhu vede k poruše proudění na horní ploše křídla a zbavuje ho vztlaku. Zablokování se vyskytuje nerovnoměrně po celé ploše křídla a je doprovázeno odpovídajícími, extrémně nepříjemnými jevy, jako je otřesy a ztráta ovladatelnosti. Kupodivu tento jev málo závisí na rychlosti, i když také ovlivňuje, ale hlavním důvodem výskytu přetažení je intenzivní manévrování doprovázené nadkritickými úhly náběhu. Právě kvůli tomu došlo k jediné havárii letadla Il-86, kdy pilot, který se chtěl „předvést“ na prázdném letadle bez cestujících, začal prudce nabírat výšku, což skončilo tragicky.
Odpor
Ruku v ruce se vztlakem přichází odporová síla, která brání letadlu v pohybu vpřed. Skládá se ze tří prvků. Jedná se o třecí sílu, která vzniká působením vzduchu na letadlo, sílu, která vzniká rozdílem tlaku v oblastech před křídlem a za křídlem a výše diskutovanou indukční složku, protože vektor jeho působení směřuje nejen nahoru, což přispívá ke zvýšení zdvihu, ale také zpět, protože je spojencem odporu. Navíc jednou ze složek indukčního odporu je síla, která vzniká prouděním vzduchu přes konce křídla, způsobující vírové proudění zvyšující zkosení směru pohybu vzduchu. Vzorec pro aerodynamický odpor je absolutně totožný se vzorcem pro vztlak, s výjimkou koeficientu Su. Mění se na koeficient Cx a určuje se také experimentálně. Jeho hodnota zřídka přesahuje jednu desetinu jednotky.
Aerodynamická kvalita
Poměr vztlaku k síle odporu se nazývá aerodynamická kvalita. Zde je třeba vzít v úvahu jednu vlastnost. Protože vzorce pro vztlakové a odporové síly jsou s výjimkou koeficientů stejné, lze předpokládat, že aerodynamická kvalita letadla je určena poměrem koeficientů Su a Cx. Graf tohoto vztahu pro určité úhly náběhu se nazývá polární křídlo. Příklad takového grafu je uveden níže.
Moderní letadla mají poměr vztlaku k odporu v oblasti 17-21 a kluzáky - až 50. To znamená, že u letadel je vztlaková síla křídla za optimálních podmínek 17-21krát větší než síla odporu. Oproti letadlu bratří Wrightů s hodnocením 6,5 je pokrok v designu zřejmý, ale do orla s nešťastným gopherem v tlapách má ještě hodně daleko.
Letové režimy
Různé letové režimy vyžadují různé aerodynamické vlastnosti. Při cestovním horizontálním letu je rychlost letadla poměrně vysoká a koeficient vztlaku, úměrný druhé mocnině rychlosti, je vysokých hodnot. Hlavní věcí je zde minimalizovat odpor. Při vzletu a zejména při přistání hraje rozhodující roli součinitel vztlaku. Rychlost letadla je nízká, ale vyžaduje stabilní polohu ve vzduchu. Ideálním řešením tohoto problému by bylo vytvoření tzv. adaptivního křídla, které mění své zakřivení a rovnoměrnou plochu v závislosti na letových podmínkách přibližně stejně jako ptáci. To se sice konstruktérům nepodařilo, ale změny součinitele vztlaku je dosaženo použitím mechanizace křídla, zvětšení plochy i zakřivení profilu, což zvýšením odporu výrazně zvyšuje vztlakovou sílu. U stíhacích letounů byla použita změna zametání křídel. Inovace umožnila snížit odpor při vysokých rychlostech a zvýšit vztlak při nízkých rychlostech. Tato konstrukce se však ukázala jako nespolehlivá a v poslední době byly frontové letouny vyráběny s pevným křídlem. Dalším způsobem, jak zvýšit vztlak křídla letadla, je dodatečně profouknout křídlo proudem z motorů. To je realizováno na vojenských transportních letounech An-70 a A-400M, které se díky této vlastnosti vyznačují zkrácenými vzdálenostmi vzletu a přistání.
AERODYNAMICKÉ SÍLY
PROUD VZDUCHU PROUD TĚLES
Při proudění kolem pevného tělesa dochází k deformaci proudu vzduchu, což vede ke změnám rychlosti, tlaku, teploty a hustoty proudů proudění. V blízkosti povrchu proudnicového tělesa tak vzniká oblast proměnlivých rychlostí a tlaků vzduchu. Přítomnost tlaků různé velikosti na povrchu pevného tělesa vede ke vzniku aerodynamických sil a momentů. Rozložení těchto sil závisí na povaze proudění kolem tělesa, jeho poloze v proudění a konfiguraci tělesa. Ke studiu fyzikálního vzoru proudění kolem pevných těles se používají různé metody k zobrazení viditelného vzoru proudění kolem tělesa. Viditelný vzor proudění vzduchu kolem těles se obvykle nazývá aerodynamické spektrum.
K získání aerodynamických spekter se používají přístroje jako kouřovody (obr. 1), bource morušového, optická výzkumná opatření (pro nadzvukové proudění) atd.
Rýže. 1 Kouřový kanál
1 - zdroj kouře; 2 - proudy kouře; 3 - aerodynamické tělo; 4 – ventilátor
V kouřovém kanálu je aerodynamické spektrum vytvářeno proudy kouře, které se uvolňují ze speciálního kuřáka do proudu vzduchu proudícího kolem těla.
Podstatou metody využívající hedvábné nitě je, že v zájmových místech jsou na povrch proudnicového tělesa nalepeny speciální hedvábné nitě, které se při foukání přes těleso nacházejí podél proudů obtékajících těleso. Poloha hedvábí se používá k posouzení povahy toku blízko povrchu těla.
Uvažujme aerodynamická spektra některých těles.
Plochá deska (obr. 2), umístěný v toku pod úhlem 90°, vytváří dosti prudkou změnu směru pohybu toku obtékajícího kolem něj: zpomalení toku před ním, stlačení toků na jeho okrajích a formace přímo za okrajem desky ražby a velké víry, které vyplňují celou oblast za záznamem. Za deskou lze pozorovat jasně viditelný souproudý proud. Před deskou bude tlak větší než v nerušeném proudění a za deskou se vlivem řídnutí tlak sníží.
|
|
|
Rýže. 2 Aerodynamické spektrum ploché desky a koule
Symetrické aerodynamické tělo (ve tvaru kapky). má hladší proudění v přední i ocasní části.
V řezu A - B (největší hodnota průřezu, aerodynamické spektrum vykazuje největší deformaci proudnic, jejich největší stlačení. V ocasní části se tvoří malé proudové víry, které vytvářejí souproudý proud a jsou unášeny pryč. tokem, postupně slábnoucí (obr. 3).
Rýže. 3 Aerodynamické spektrum aerodynamického tělesa
Zjednodušené, asymetrické tělo charakterem proudění se blíží proudnicovému symetrickému a liší se velikostí deformací proudů v horní a dolní části tělesa (viz obr. 4).
Rýže. 4 Aerodynamické spektrum aerodynamického asymetrického těla (profil křídla)
Největší deformace proudů je pozorována tam, kde má těleso největší zakřivení povrchu tělesa (bod K). V oblasti tohoto bodu jsou proudy stlačeny a jejich průřez se zmenšuje. Spodní, méně zakřivený povrch má malý vliv na proudění. Zde dochází k tzv. asymetrickému proudění. Když proud vzduchu proudí kolem symetrických (a asymetrických) proudnicových těles umístěných pod určitým úhlem A k vektoru rychlosti nerušeného proudění (obr. 5), budeme mít také obraz asymetrického proudění kolem sebe a získáme aerodynamické spektrum podobné tomu, které získáme při proudění kolem asymetrického proudnicového tělesa (viz obr. 4).
Rýže. 5 Aerodynamické spektrum proudnicového tělesa (profil křídla) umístěného v proudu pod úhlem A
Na horní ploše tělesa, v místě největšího stlačení paprsků, bude podle zákona spojitosti paprsků pozorováno místní zvýšení rychlosti proudění a následně pokles tlaku. Na spodním povrchu bude deformace proudění menší, a proto bude menší změna rychlosti a tlaku.
Je snadné vidět, že stupeň deformace proudů v toku bude záviset na konfiguraci tělesa a jeho poloze v toku. Při znalosti spektra proudění kolem tělesa je možné vypočítat hodnotu tlaku vzduchu pro každý bod a posoudit tak velikost a povahu působení aerodynamických sil. Protože tlakové síly různé velikosti působí na různé body na povrchu proudnicového tělesa (profil křídla), bude jejich výsledná síla odlišná od nuly. Tento rozdíl v tlaku v různých bodech na povrchu pohybujícího se křídla je hlavním faktorem zodpovědným za vznik aerodynamických sil.
Velikost povrchových tlaků pro různá tělesa se zjišťuje v laboratořích foukáním v aerodynamických tunelech. Získané hodnoty tlaku pro každý bod jsou vyneseny do speciálních grafů (obr. 6)
Kromě tlakových sil působí na povrch křídla tangenciálně k němu třecí síly, které jsou způsobeny viskozitou vzduchu a jsou zcela určeny procesy probíhajícími v mezní vrstvě.
Sečtením tlakových a třecích sil rozložených po ploše křídla dostaneme výslednou sílu, tzv. celková aerodynamická síla .
Bod působení celkové aerodynamické síly na tětivu profilu křídla se nazývá centrum tlak.
Rýže. 6 Rozložení tlaku podél profilu křídla
KŘÍDLO A JEHO ÚČEL
Křídlo letadla je navrženo tak, aby generovalo vztlak potřebný k udržení letounu ve vzduchu.
Čím větší je vztlaková síla a čím menší odpor, tím vyšší je aerodynamická kvalita křídla.
Vztlak a odpor křídla závisí na geometrických charakteristikách křídla. Geometrická charakteristika křídla spočívá hlavně v charakteristikách křídla v půdorysu a charakteristikách profilu křídla.
GEOMETRICKÉ CHARAKTERISTIKY KŘÍDLA
Geometrické charakteristiky křídla jsou redukovány především na charakteristiku tvaru křídla v půdorysu a na charakteristiku profilu křídla. Půdorysně lze tvarovat křídla moderních letadel (obr. 7): elipsoidní (a), obdélníkový (b), lichoběžníkový (c), šípový (d) a trojúhelníkový (e)
Nejlepší aerodynamický tvar je eliptický tvar, ale takové křídlo je náročné na výrobu a proto se používá jen zřídka. Obdélníkové křídlo je z aerodynamického hlediska méně výhodné, ale je mnohem jednodušší na výrobu. Lichoběžníkové křídlo má lepší aerodynamické vlastnosti než obdélníkové, ale je poněkud obtížnější na výrobu.
Šikmá a trojúhelníková křídla jsou aerodynamicky horší než lichoběžníková a obdélníková při podzvukových rychlostech, ale při transsonických a nadzvukových rychlostech mají významné výhody. Proto se taková křídla používají pouze u letadel létajících transsonickou a nadzvukovou rychlostí.
Rýže. 7 Plány křídel
Rýže. 8 Úhel příčného V křídla
Rýže. 9 Geometrické charakteristiky křídla
Půdorysný tvar křídla je charakterizován jeho rozpětím, plochou protažení, zužováním, vychýlením (obr. 9) a příčným PROTI(obr. 8)
Rozpětí křídel L je vzdálenost mezi konci křídla v přímce.
Oblast křídla s ohledem na S cr omezený obrysy křídla.
Plocha lichoběžníkového a zameteného křídla se vypočítá jako plochy dvou lichoběžníků
(2.1)
Kde b 0 - kořenová tětiva, m;
b až - koncová tětiva, m;
Průměrná tětiva křídla, m.
Prodloužení křídla l nazval poměr rozpětí křídla ke střední tětivě
Pokud místo toho b prům dosaďte jeho hodnotu z rovnosti (2.1), pak bude prodloužení křídla určeno vzorcem
U moderních nadzvukových a transsonických letadel nepřesahuje poměr stran křídla 2 – 5. U nízkorychlostních letounů může poměr stran dosáhnout 12 – 15, u kluzáků až 25.
Zúžení křídla h nazývá se poměr osové tětivy k tětivě koncové
U podzvukových letadel kužel křídla obvykle nepřesahuje 3, ale u transsonických a nadzvukových letadel se může pohybovat v širokých mezích.
Úhel zametání C nazývaný úhel mezi linií náběžné hrany křídla a příčnou osou letadla. Sweep lze také měřit podél ohniskové linie (1/4 tětivy od útočné hrany) nebo podél jiné linie křídla. U transsonických letadel dosahuje 45° a u nadzvukových letadel dosahuje 60°.
Úhel příčného V křídla nazýváme úhel mezi příčnou osou letadla a spodní plochou křídla (obr. 8). Moderní letadla mají příčný úhel PROTI se pohybuje od +5° do -15°.
Profil křídla se nazývá tvar jeho průřezu. Profily mohou být (obr. 10): symetrické a asymetrické. Asymetrické zase mohou být bikonvexní, plankonvexní, konkávně-konvexní a tvaru S. Čočkovitý a klínový tvar lze použít pro nadzvuková letadla.
Moderní letadla používají především symetrické a bikonvexní asymetrické profily.
Hlavní charakteristiky profilu jsou: tětiva profilu, relativní tloušťka, relativní zakřivení (obr. 11).
Profilová tětiva b nazývaný úsečka spojující dva nejvzdálenější body profilu.
Rýže. 10 Tvary profilu křídla
1 - symetrický; 2 - není symetrický; 3 - plankonvexní; 4 - bikonvexní; 5 - tvar S; 6 - lamino; 7 - lentikulární; 8 - kosočtvercový tvar; 9 - D prominentní
Rýže. jedenáct Geometrické vlastnosti profilu:
b - profilová tětiva; C max - největší tloušťka; f max - šipka zakřivení; x c - souřadnice největší tloušťky
Rýže. 12 Úhly náběhu křídel
Rýže. 13 Celková aerodynamická síla a její působiště
R - celková aerodynamická síla; Y - zdvihací síla; Q - tažná síla; A - úhel náběhu; q - kvalitní úhel
Relativní tloušťka profilu S se nazývá poměr maximální tloušťky S max k akordu, vyjádřeno v procentech:
(2.5)
Poloha maximální tloušťky profilu X c vyjádřeno jako procento délky tětivy a měřeno od palce nohy
(2.6)
U moderních letadel se relativní tloušťka profilu pohybuje v rozmezí 4-16 %.
Relativní zakřivení profilu F se nazývá maximální poměr zakřivení F k akordu, vyjádřeno v procentech.
Maximální vzdálenost od osy profilu k tětivě určuje zakřivení profilu. Střední čára profilu je nakreslena ve stejné vzdálenosti od horního a spodního obrysu profilu.
(2.7)
U symetrických profilů je relativní zakřivení nulové, ale u asymetrických profilů je tato hodnota jiná než nula a nepřesahuje 4 %.
PRŮMĚRNÝ AERODYNAMICKÝ TĚROV KŘÍDLA
Jakýkoli rotační pohyb letadla za letu nastává kolem jeho těžiště. Proto je důležité umět rychle určit polohu CG a vědět, jak se změní vyvážení, když se změní jeho poloha. Poloha těžiště je zpravidla orientována vzhledem k průměrné aerodynamické tětivě křídla.
Průměrná aerodynamická tětiva křídla (SAH) se nazývá tětiva takového obdélníkového křídla, které má stejnou plochu jako dané křídlo, velikost celkové aerodynamické síly a polohu středu tlaku (CP) při stejných úhlech náběhu (obr. 14).
Rýže. 14 Průměrné aerodynamické tětivy křídel
Velikost a souřadnice SAR pro každé letadlo jsou určeny během procesu návrhu a jsou uvedeny v technickém popisu.
Pokud velikost a poloha SAR tohoto letadla nejsou známy, lze je přibližně určit. Pro lichoběžníkové rozvinuté křídlo SAR odhodlaný geometrickou konstrukcí. K tomu je křídlo letadla nakresleno v půdorysu (a v určitém měřítku). Na pokračování kořenové tětivy je uložen segment o velikosti shodné s koncovou tětivou (obr. 15) a na pokračování koncové tětivy (vpřed) je uložen segment rovný kořenové tětivě. Konce segmentů jsou spojeny přímkou. Poté nakreslete středovou čáru křídla, spojující přímý střed kořenové a koncové tětivy. Průměrná aerodynamická tětiva bude procházet průsečíkem těchto dvou čar (SAH).
Rýže. 15 Geometrická definice MAR
Znát velikost a polohu SAR na letadle a brát to jako základní čáru, určit polohu těžiště letadla, těžiště křídla atd. vzhledem k němu.
Aerodynamická síla letadla je generována křídlem a je aplikována ve středu tlaku. Střed tlaku a těžiště se zpravidla neshodují, a proto vzniká moment síly. Velikost tohoto momentu závisí na velikosti síly a vzdálenosti mezi CG a středem tlaku, jehož poloha je definována jako vzdálenost od počátku SAR, vyjádřeno v lineárních množstvích nebo v procentech délky SAH.
Rýže. 16 Poloha těžiště letadla
Rýže. 17 Výpočet vyrovnání při změně hmotnosti letadla
TAŽENÍ KŘÍDLA
Táhnout - to je odpor proti pohybu křídla letadla ve vzduchu. Skládá se z profilové, indukční a vlnové impedance:
X cr = X cr + X ind + X B. (2.8)
Charakteristická impedance nebude uvažován, protože k němu dochází při rychlostech letu nad 450 km/h.
Odolnost profilu se skládá z odolnosti proti tlaku a odolnosti proti tření:
X pr = X D + X tr .(2.9)
Odolnost vůči tlaku - to je rozdíl tlaku před a za křídlem. Čím větší je tento rozdíl, tím větší je tlaková odolnost. Rozdíl tlaků závisí na tvaru profilu, jeho relativní tloušťce a zakřivení (obr. 18, naznačeno na obr. SX- koeficient odporu profilu).
Rýže. 18 Graf odporu profilu versus tloušťka profilu
Čím větší je relativní tloušťka S profilu, čím více se tlak zvyšuje před křídlem a tím více klesá za křídlem, na jeho odtokové hraně. V důsledku toho se zvyšuje rozdíl tlaků a v důsledku toho se zvyšuje odpor tlaku. Proudění vzduchu kolem křídel letounů Jak-52 a Jak-55 v operačním rozsahu úhlů náběhu (lineární úsek charakteristiky C y =f( A ) dochází bez oddělení mezní vrstvy od celé plochy profilu křídla, v důsledku toho vzniká tlaková odolnost vlivem rozdílu tlaků mezi přední a zadní částí křídla. Velikost odporu tlaku je malá. Vznik tlakové odolnosti je doprovázen tvorbou slabých vírů v doprovodném paprsku vytvořeném z mezní vrstvy.
Když proudění vzduchu obtéká profil křídla v úhlech náběhu blízkých kritickému úhlu, výrazně se zvyšuje tlaková odolnost. V tomto případě se prudce zvětší rozměry vířivého souproudého paprsku a samotných vírů.
Odolnost proti tření vzniká v důsledku projevu viskozity vzduchu v mezní vrstvě proudění kolem profilu křídla. Velikost třecích sil závisí na struktuře mezní vrstvy a stavu proudnicového povrchu křídla (jeho drsnosti). V laminární mezní vrstvě vzduchu je třecí odpor menší než v turbulentní mezní vrstvě. V důsledku toho, čím větší část povrchu křídla obtéká laminární mezní vrstva proudění vzduchu, tím nižší je třecí odpor.
Velikost třecího odporu je ovlivněna: rychlostí letadla; drsnost povrchu; tvar křídla. Čím vyšší je rychlost letu, tím hůře je povrch křídla zpracován a čím silnější je profil křídla, tím větší je třecí odpor.
Rýže. 19 Obtékat křídlo o konečném rozpětí
Pro snížení třecího odporu při přípravě letadla k letu je nutné zachovat hladkost povrchu křídla a částí letadla, zejména špičky křídla. Změna úhlů náběhu nemá prakticky žádný vliv na velikost třecího odporu.
Vztah mezi třecím odporem a tlakovým odporem do značné míry závisí na tloušťce profilu (viz obr. 18). Z obrázku je patrné, že s rostoucí relativní tloušťkou profilu roste podíl, který lze přičíst odolnosti vůči tlaku. Totéž lze říci analýzou a porovnáním profilů letounů Jak-52 a Jak-55.
Indukční reaktance - jedná se o zvýšení odporu spojeného s vytvořením vztlakové síly křídla.Když kolem křídla proudí nerušený proud vzduchu, vzniká tlakový rozdíl nad a pod křídlem.V důsledku toho část vzduchu na koncích křídla křídla proudí ze zóny vyššího tlaku do zóny nižšího tlaku (obr. 19).
Proud vzduchu proudí od spodního povrchu křídla k hornímu a je superponován na proudění vzduchu proudícího na horní část křídla, což vede ke vzniku turbulence ve vzduchové hmotě za odtokovou hranou, tedy víru. se tvoří lano. Vzduch ve vířivém laně rotuje. Rychlost rotace vírového lana je různá, ve středu je největší, a jak se vzdaluje od osy víru, klesá.
Rýže. 20 Odklon proudění vzduchu směrem dolů způsobený vírovou linií
Protože vzduch má viskozitu, rotující vzduch ve svazku s sebou nese okolní vzduch. Vírové svazky levého a pravého půlkřídla se otáčejí různými směry tak, že pohyb vzdušných hmot v rámci křídla směřuje shora dolů.
Tento pohyb vzduchových hmot uděluje proudění vzduchu proudícímu kolem křídla další rychlost směrem dolů. V tomto případě jakákoliv část vzduchu proudí kolem křídla rychlostí PROTI, vychyluje se rychlostí dolů U. Velikost této rychlosti je nepřímo úměrná vzdálenosti bodu od osy vírového lana, tedy v konečném důsledku prodloužení křídla, rozdílu tlaků nad a pod křídlem a tvaru křídla. v plánu.
Roh Da, kterým je vychylován proud vzduchu proudící kolem křídla rychlostí PROTI indukované vertikální rychlostí U, nazývaný úhel proudění (obr. 20). Jeho hodnota závisí na hodnotě vertikální rychlosti vyvolané vírovým lanem a rychlosti nabíhajícího proudění PROTI:
(2.10)
Proto je vzhledem ke zkosení toku skutečný úhel náběhu Aist křídlo v každé sekci se bude lišit od geometrického nebo zdánlivého úhlu náběhu Akaždý podle částky Da(obr. 21):
(2.11)
Jak známo, vztlak křídla Y vždy kolmo na přicházející proud a jeho směr. Proto se vektor vztlaku křídla odchyluje o úhel Da a kolmo ke směru proudění vzduchu PROTI.
Zvedací síla nebude celá síla Y" a jeho součást Y, směřující kolmo na přicházející proud:
Rýže. 21 Vznik indukční reaktance
Rýže. 22 Závislost součinitele odporu vzduchu C x na úhlu náběhu Jak-52 a
Jak-55
Vzhledem k malé velikosti Da Uvažujeme další složku síly Y" budou rovné
(2.13)
Tato složka směřuje podél toku a nazývá se indukční reaktance (obr. 21).
Chcete-li zjistit hodnotu indukční reaktance, musíte vypočítat rychlost U a úhel proudění.
Závislost úhlu úkosu proudění na protažení křídla a součiniteli vztlaku Sna a tvar křídla v půdorysu vyjadřuje vzorec
Kde A- koeficient zohledňující tvar křídla v půdorysu.
Pro křídla letounu koeficient A rovná se
(2.15)
Kde lef- prodloužení křídla bez zohlednění plochy trupu, která zabírá část křídla;
d- hodnota závislá na tvaru křídla v půdorysu.
Dosadíme hodnoty vzorců (2.14), (2.15) do vzorce (2.13), transformací dostaneme
(2.16)
Kde CXi- koeficient indukční reaktance.
Určuje se vzorcem Ze vzorce je zřejmé, že C x přímo úměrné součiniteli vztlaku a nepřímo úměrné poměru stran křídla.
Při nulovém úhlu náběhu AÓ indukční reaktance bude nulová.
Při nadkritických úhlech náběhu je narušeno plynulé obtékání profilu křídla a následně vzorec pro určení Cx1 nepřijatelné pro stanovení jeho hodnoty.
Od hodnoty SX je nepřímo úměrná poměru stran křídla, takže letadla určená pro lety na dlouhé vzdálenosti mají vysoký poměr stran křídla: l=14…15.
AERODYNAMICKÁ KVALITA KŘÍDLA
Z aerodynamického hlediska by bylo nejvýhodnější křídlo, které má schopnost vytvořit co největší vztlak s co nejnižším odporem. Pro posouzení aerodynamické dokonalosti křídla je představen koncept aerodynamické kvality křídla.
Aerodynamická kvalita křídla je poměr vztlakové síly k síle odporu křídla při daném úhlu náběhu.
Kde Y- zvedací síla, kg;
Q- tažná síla, kg. Dosazení hodnot do vzorce Y a Q , dostaneme
Čím větší je aerodynamická kvalita křídla, tím je dokonalejší. Množství kvality pro moderní letadla může dosáhnout 14-15 a pro kluzáky 45-50. To znamená, že křídlo letadla může vyvinout vztlakovou sílu, která několikanásobně převyšuje odpor 14-15krát, a pro kluzáky i v 50krát.
Aerodynamickou kvalitu charakterizuje úhel (viz obr. 13).
Úhel mezi vektory vztlaku a celkovými aerodynamickými silami se nazývá úhel kvality. Čím větší je aerodynamická kvalita, tím menší je úhel kvality a naopak.
Aerodynamická kvalita křídla, jak je vidět ze vzorce (2.18), závisí na stejných faktorech jako koeficienty C y A C x, tedy na úhlu náběhu, tvaru profilu, půdorysu křídla, letovém Machově čísle a povrchové úpravě.
VLIV NA AERODYNAMICKOU KVALITU ÚHLU ÚTOKU.
Na základě známých hodnot aerodynamických koeficientů C y A C x nakreslete graf pro různé úhly náběhu NA = f ( A) (obr. 23).
Z grafu vyplývá, že s nárůstem úhlu náběhu na určitou hodnotu roste aerodynamická kvalita. Při určitém úhlu náběhu kvalita dosahuje maximální hodnoty K max. Tento úhel nazývá se nejvýhodnější úhel náběhu, A naivní .
Při nulovém úhlu náběhu A Ó Kde S na =0 aerodynamická kvalita bude nulová.
Vliv na aerodynamickou kvalitu tvaru profilu je spojen s relativní tloušťkou a zakřivením profilu. V tomto případě má velký vliv tvar obrysů profilu, tvar špičky a poloha maximální tloušťky profilu podél tětivy (obr. 24).
Rýže. 23 Graf závislosti aerodynamické kvality na úhlu náběhu
Rýže. 24 Závislost aerodynamické kvality na úhlu náběhu a tloušťce profilu
Rýže. 25 . Tvorba sací síly
Rýže. 26 Změna aerodynamické kvality křídla v závislosti na Machově čísle
Při obtékání profilů se zaoblenými a zesílenými špičkami se na špičce profilu vytváří sací síla, která může výrazně snížit odpor. Největší hodnoty dosahuje při úhlech náběhu blízkých Anaivní kdy sací síla může převýšit třecí sílu (obr. 25).
Chcete-li získat větší hodnoty NAMax je zvolena optimální tloušťka a zakřivení profilu, tvary obrysu a prodloužení křídla.
Půdorys křídla také ovlivňuje aerodynamickou kvalitu křídla. Pro dosažení nejvyšších hodnot kvality je nejlepší tvar křídla eliptický se zaoblenou náběžnou hranou. Toto křídlo má nejmenší indukční odpor. Zvýšení poměru stran křídla snižuje jeho indukovaný odpor (pamatujte) a tím zvyšuje aerodynamickou účinnost.
Jak se číslo zvyšuje M letu před nástupem vlnové krize se kvalita mírně zvýší (pro daný úhel náběhu), protože se zvyšuje projev stlačitelnosti vzduchu C y . S nástupem vlnové krize kvalita prudce klesá, protože klesá koeficient vztlaku a C x zvyšuje (obr. 26).
Stav povrchu křídla (drsnost, zvlnění, odchylka od daného tvaru) ovlivňuje hodnotu odporu profilu. Zlepšením stavu povrchu křídla (nebo jeho udržováním v dobrém stavu) je tedy možné zlepšit aerodynamickou kvalitu letounu.
KONSTRUKCE AERODYNAMICKÝCH VLASTNOSTÍ KŘÍDEL A LETADEL
KŘÍDLO POLAR
Pro různé výpočty letových charakteristik křídla je zvláště důležité znát současnou změnu C y A C x v rozsahu letových úhlů náběhu. Za tímto účelem je vykreslen graf závislosti koeficientu C y z C x, zvaná polara.
Pro konstrukci poláry pro dané křídlo se křídlo (nebo jeho model) fouká v aerodynamickém tunelu pod různými úhly náběhu. Při foukání se hodnoty zdvihové síly měří pro každý úhel náběhu pomocí aerodynamických vah Y a tažné síly Q. Po určení velikosti sil Y a Q pro daný profil jsou vypočteny jejich aerodynamické koeficienty. Ze vzorce pro vztlakové a odporové síly zjistíme:
(2.20)
Tento výpočet se provádí pro každý úhel náběhu. Výsledky měření a výpočtů se zapisují do tabulky.
Pro konstrukci poláry jsou nakresleny dvě vzájemně kolmé osy. Hodnoty jsou vyneseny na svislé ose C y , a vodorovně - C x . Váhy pro C y A C x Obvykle se berou různé.
Přijato pro C y vezměte měřítko 5krát větší než pro C x , protože v rámci letových úhlů náběhu je rozsah změny C y několikanásobně větší než rozsah změn C x . Každý bod výsledného grafu odpovídá určitému úhlu náběhu.
Jméno "polární" se vysvětluje tím, že tuto křivku lze považovat za polární diagram sestrojený na souřadnicích celkového koeficientu aerodynamické síly S R A j , Kde j - úhel sklonu celkové aerodynamické síly R ke směru přibližující se rychlosti proudění (za předpokladu, že stupnice Cy a Cx vzít to samé).
Rýže. 27 Princip konstrukce křídelní poláry
Rýže. 28 Polarita křídla
Nakreslíme-li vektor z počátku souřadnic (obr. 27) v kombinaci se středem tlaku profilu do libovolného bodu na polárně, pak bude představovat úhlopříčku obdélníku, jehož strany jsou vždy stejné S y A C x . koeficient odporu a vztlaku z úhlů náběhu - tzv. polarita křídla.
Vzhledem k tomu, koeficienty S y A C x jsou úměrné aerodynamickým silám, pak je snadné ověřit, že úhel mezi vektory S r A S y , představuje kvalitativní úhel q. Kvalitní úhel q lze přímo měřit na polárce postavené na stejných měřítcích S y A C x, a protože poláry jsou stavěny zpravidla na různých měřítkových koeficientech S y A C x , pak se z poměru určí úhel jakosti
Polárka je konstruována pro velmi specifické křídlo s danými geometrickými rozměry a tvarem profilu (obr. 28). Na základě polarity křídla lze určit řadu charakteristických úhlů náběhu.
Nulový úhel zdvihu A Ó je v průsečíku poláry a osy C x . Při tomto úhlu náběhu je koeficient vztlaku nulový (S y = 0).
Pro křídla moderních letadel to obvykle bývá A Ó = .
Úhel náběhu, při kterém C x má nejmenší hodnotu A C h.min . se zjistí nakreslením tečny k polární rovnoběžné s osou S y . U moderních profilů křídel se tento úhel pohybuje od 0 do 1°.
Nejvýhodnější úhel náběhu Anaivní . Protože při nejvýhodnějším úhlu náběhu je aerodynamická kvalita křídla maximální, úhel mezi osou S y a tečna nakreslená z počátku, tj. úhel kvality , při tomto úhlu náběhu, podle vzorce (2.19), bude minimální. Proto určit A naivní musíte nakreslit tečnu k polární z počátku. Dotykový bod bude odpovídat A naivní . Pro moderní křídla A naivní leží uvnitř 4-6°.
Kritický úhel náběhu AKréta . Pro určení kritického úhlu náběhu je nutné nakreslit tečnu k polární rovnoběžné s osou C x . Kontaktní místo bude odpovídat A Kréta . Pro křídla moderních letadel A Kréta = 16-30°.
Úhly náběhu se stejnou aerodynamickou kvalitou se najdou nakreslením sečny od počátku k polární. Na průsečíkech najdeme úhly náběhu (1 A a 2 ) při létání, ve kterém bude aerodynamická kvalita stejná a nutně menší NA Max .
POLÁRNÍ LETADLA
Jednou z hlavních aerodynamických charakteristik letadla je polára letadla. Dříve bylo zjištěno, že koeficient vztlaku křídla S y roven koeficientu vztlaku celého letadla a koeficient odporu letadla pro každý úhel náběhu je větší C x křídlo podle velikosti C x vr , tj.
Proto lze poláru letadla získat přidáním množství C x vr Na C x křídlo na křídelní polárce pro odpovídající úhly náběhu. Polarita letadla bude posunuta doprava od polarity křídla o určitou hodnotu C x vr (obr. 29). Typicky je letadlová polárka postavena pomocí omezujících dat S y =f( A ) A C x = f( A ), získané experimentálně foukáním modelů v aerodynamických tunelech. Úhly náběhu na polární rovinu letadla se nastavují horizontálním překládáním úhlů náběhu vyznačených na polární rovině křídla.
Stanovení aerodynamických charakteristik a charakteristických úhlů náběhu podél polarity letadla se provádí stejným způsobem jako u polarity křídla.
Nulový úhel náběhu zdvihu A letadla se prakticky neliší od úhlu náběhu křídla s nulovým vztlakem. Protože na uhlí 0 vztlaková síla je nulová, pak je při tomto úhlu náběhu možný pouze svislý pohyb letadla směrem dolů, nazývaný vertikální střemhlav nebo vertikální skluz pod úhlem 90°.
Rýže. 29 Křídlové a letecké poláry
Rýže. 30 Letadlové poláry s vysunutými klapkami
Úhel náběhu, při kterém má koeficient odporu minimální hodnotu () je umístěn rovnoběžně s osou S y tečnou k polární. Při létání pod tímto úhlem náběhu dojde k nejmenší ztrátě odporu. Při tomto úhlu náběhu (nebo v jeho blízkosti) je let prováděn maximální rychlostí.
Nejvýhodnější úhel náběhu ( A naivní ) odpovídá nejvyšší hodnotě aerodynamické kvality letadla. Graficky je tento úhel, stejně jako u křídla, určen nakreslením tečny k polárně z počátku. Graf ukazuje, že sklon tečny k polárně letadla je větší než sklon tečny k polárně křídla. A od té doby
(2.22)
pak můžeme dojít k závěru, že maximální kvalita letadla jako celku je vždy nižší než maximální aerodynamická kvalita jednotlivého křídla.
Ze stejného grafu je zřejmé, že nejpříznivější úhel náběhu letounu je o 2 - 3° větší než nejpříznivější úhel náběhu křídla.
Rýže. 31 Letadlové poláry pro různá M čísla
Kritický úhel náběhu letadla (AKréta) jeho hodnota se neliší od hodnoty stejného úhlu pro křídlo.
Na Obr. 29 ukazuje poláry letadla ve třech verzích:
- klapky jsou zatažené;
- klapky jsou vysunuty do vzletové polohy ( d 3 = 20°);
- klapky jsou vysunuty do přistávací polohy ( d 3 = 45°).
Zvednutí vztlakových klapek do vzletové polohy (d 3 = 15-25°) umožňuje zvýšit maximální součinitel vztlaku Su max s relativně malým zvýšením součinitele odporu vzduchu. To umožňuje snížit potřebnou minimální rychlost letu, která prakticky určuje rychlost vzletu letadla při startu. Vysunutím vztlakových klapek (nebo vztlakových klapek) do vzletové polohy se délka rozjezdu zkrátí až o 25 %.
Při vysunutí vztlakových klapek (nebo vztlakových klapek) do přistávací polohy (d 3 = 45 - 60°) může vzrůst maximální součinitel vztlaku až na 80 %, což prudce snižuje přistávací rychlost a délku běhu. Odpor se však zvyšuje rychleji než vztlaková síla, takže aerodynamická kvalita je výrazně snížena. Tato okolnost je ale využívána jako pozitivní provozní faktor - strmost trajektorie při klouzání před přistáním se zvyšuje a tím se letoun stává méně náročným na kvalitu přiblížení na přistávací dráhu.
Dříve jsme zvažovali poláry křídla a letadla pro takové rychlosti letu (čísla M), kdy by se dal zanedbat vliv stlačitelnosti. Když se však takových čísel dosáhne M, při které již nelze zanedbávat stlačitelnost ( M> 0,6 - 0,7) koeficienty vztlaku a odporu musí být stanoveny s přihlédnutím ke korekci na stlačitelnost.
(2.23)
kde Su сж je součinitel vztlaku zohledňující stlačitelnost;
Su nestlačitelný průtokový koeficient vztlakové síly nestlačitelného průtoku pro stejný úhel náběhu jako Su stlačený.
Až do čísel jsou všechny poláry prakticky stejné, ale ve velkých číslech M začnou se posouvat doprava a zároveň zvyšují sklon k ose C x . Polární posun doprava (velký C x ) z důvodu zvýšení součinitele odporu profilu vlivem stlačitelnosti vzduchu a s dalším zvýšením počtu (M> 0,75 - 0,8) kvůli vzniku vlnového odporu (obr. 31).
Zvýšení sklonu polár se vysvětluje zvýšením koeficientu indukčního odporu, protože při stejném úhlu náběhu v podzvukovém proudění stlačitelného plynu se úměrně zvětší Aerodynamická kvalita letadla od okamžiku stlačitelnosti. účinek se znatelně projevuje začíná snižovat.
MECHANIZACE KŘÍDLA
U moderních letadel, aby bylo dosaženo vysokých letově-taktických vlastností, zejména pro dosažení vysokých letových rychlostí, je jak plocha křídla, tak jeho poměr stran výrazně zmenšena. A to negativně ovlivňuje aerodynamickou kvalitu letadla a zejména vzletové a přistávací vlastnosti.
Pro udržení letadla ve vzduchu v přímém letu konstantní rychlostí je nutné, aby se vztlaková síla rovnala hmotnosti letadla - Y = G . Ale od
(2.24)
Ze vzorce (2.24) vyplývá, že pro udržení letadla ve vzduchu na nejnižší rychlosti (např. při přistání) je nutné, aby koeficient vztlaku S y byl největší. nicméně S y lze zvýšit zvětšením úhlu náběhu pouze do AKréta . Zvýšení úhlu náběhu větší než kritický vede k narušení proudění na horní ploše křídla a k prudkému poklesu S y , což je nepřijatelné. Proto, aby byla zajištěna rovnost vztlaku a hmotnosti letadla, je nutné zvýšit rychlost letu .
Z těchto důvodů jsou přistávací rychlosti moderních letadel poměrně vysoké. To značně komplikuje start a přistání a zvyšuje dolet letadla.
Pro zlepšení výkonu při vzletu a přistání a zajištění bezpečnosti při vzletu a zejména přistání je nutné pokud možno snížit přistávací rychlost. Chcete-li to provést, musíte S y bylo možná víc. Nicméně profily křídel mají velký Ne Max , mají zpravidla velké hodnoty odporu Cxmin , protože mají velkou relativní tloušťku a zakřivení. A nárůst Cx.min , zabraňuje zvýšení maximální rychlosti letu. Vytvořit profil křídla, který současně splňuje dva požadavky: dosažení vysokých maximálních rychlostí a nízkých přistávacích rychlostí - téměr nemožné.
Při navrhování profilů křídel letadel se proto nejprve snaží zajistit maximální rychlost a pro snížení přistávací rychlosti se na křídlech používají speciální zařízení, tzv. křídlová mechanizace.
Použitím mechanizovaného křídla se velikost NeMax , což umožňuje snížit přistávací rychlost a délku rozběhu letadla po přistání, snížit rychlost letadla v okamžiku vzletu a zkrátit délku rozjezdu. Použití mechanizace zlepšuje stabilitu a ovladatelnost letounu při vysokých úhlech náběhu. Snížení rychlosti při startu a přistání navíc zvyšuje bezpečnost jejich provádění a snižuje náklady na stavbu ranvejí.
Mechanizace křídla tedy slouží ke zlepšení vzletových a přistávacích charakteristik letadla zvýšením maximální hodnoty součinitele vztlaku křídla NeMax .
Podstata mechanizace křídla spočívá v tom, že pomocí speciálních zařízení se zvětšuje zakřivení profilu (v některých případech plochy křídla), v důsledku čehož se mění schéma proudění. Výsledkem je zvýšení maximální hodnoty součinitele vztlaku.
Tato zařízení jsou zpravidla řízena za letu: při letu s nízkými úhly náběhu (při vysokých rychlostech letu) se nepoužívají, ale používají se pouze při vzletu a přistání, kdy se nezvětší úhel náběhu. zajistit požadované množství zdvihu.
Existují následující typy mechanizace křídel : klopy, klopy, lamely, ohebné ponožky křídla, ovládání mezní vrstvy, proudové klapky .
štít je vychylovací plocha, která v zatažené poloze přiléhá ke spodní, zadní ploše křídla. Štít je jedním z nejjednodušších a nejběžnějších prostředků pro zvýšení Su max.
Nárůst Su max při vychýlení klapky se vysvětluje změnou tvaru profilu křídla, kterou lze podmíněně snížit na zvětšení efektivního úhlu náběhu a konkávnosti (zakřivení) profilu.
Při vychýlení klapky se mezi křídlem a klapkou vytvoří vírová sací zóna. Snížený tlak v této zóně zasahuje částečně k hornímu povrchu profilu na odtokové hraně a způsobuje odsávání mezní vrstvy z povrchu ležícího proti proudu. Sacím účinkem klapky je zabráněno zastavení proudění při vysokých úhlech náběhu, rychlost proudění přes křídlo se zvyšuje a tlak klesá. Kromě toho, vychýlení klapky zvyšuje tlak pod křídlem zvýšením efektivního zakřivení profilu a efektivního úhlu náběhu A ef .
Díky tomu se uvolněním vztlakových klapek zvyšuje rozdíl relativních tlaků nad a pod křídlem, a tím i součinitel vztlaku Ne .
Na Obr. Obrázek 35 ukazuje graf závislosti S y z úhlu náběhu pro křídlo s různými polohami klapek: zataženo, vzlet d = 15°, přistání d = 40°.
Při vychýlení klapky celá křivka Ne sch = f( A ) se pohybuje nahoru téměř ve stejné vzdálenosti od křivky Ne = f ( A ) hlavní profil.
Graf ukazuje, že když je klapka vychýlena do přistávací polohy (d = 40°), přírůstek Ne je 50-60% a kritický úhel náběhu se snižuje o 1-3°.
Pro zvýšení účinnosti klapky je konstrukčně řešena tak, že se při vychýlení současně posouvá zpět, směrem k odtokové hraně křídla. Tím se zvyšuje účinnost sání mezní vrstvy z horní plochy křídla a délka vysokotlaké zóny pod křídlem.
Při vychýlení vztlakové klapky se současně se zvýšením součinitele vztlaku zvyšuje i součinitel odporu vzduchu a zároveň klesá aerodynamická kvalita křídla.
Klapka . Klapka je vychylovací část odtokové hrany křídla nebo plocha, která vybíhá (při současném vychýlení dolů) zpět zpod křídla. Podle konstrukce jsou klapky rozděleny na jednoduché (bezdrážkové), jednodrážkové a vícedrážkové .
Rýže. 32 Profil křídla s klapkou pohybující se dozadu
Rýže. 33 Klapky: a - bezdrážkové; b - štěrbinové
Bezdrážková klapka zvyšuje koeficient vztlaku S y zvýšením zakřivení profilu. Pokud je mezi špičkou klapky a křídlem speciálně profilovaná mezera, zvyšuje se účinnost klapky, protože vzduch procházející vysokou rychlostí zužující se mezerou zabraňuje bobtnání a narušení mezní vrstvy. Pro další zvýšení účinnosti klapek se někdy používají klapky se dvěma štěrbinami, které zvyšují součinitel vztlaku S y profil až 80 %.
Zvýšení Su max křídla při vysunutí vztlakových klapek nebo vztlakových klapek závisí na řadě faktorů: jejich relativní velikosti, úhlu vychýlení, úhlu vychýlení křídla. Na zametených křídlech je účinnost mechanizace obvykle menší než na rovných křídlech. Vychýlení klapek, stejně jako klapek, je doprovázeno nejen zvýšením S y , ale v ještě větší míře nárůstem S X , aerodynamická kvalita se proto při vysunutí mechanizace snižuje.
Kritický úhel náběhu s vysunutými klapkami se mírně zmenšuje, což umožňuje získat Cmax s menším zdvihem přídě letadla (obr. 36).
Rýže. 34 Profil křídla se štítem
Rýže. 35 Vliv uvolnění klapek na křivku Cy=f( A)
Rýže. 36 Letadlové polárky se zasunutými a vysunutými klapkami
Lamela je malé křídlo umístěné před křídlem (obr. 37).
Lamely jsou pevné nebo automatické.
Pevné lamely na speciálních stojanech jsou trvale upevněny v určité vzdálenosti od špičky profilu křídla. Při létání v malých úhlech náběhu jsou automatické lamely proudem vzduchu pevně přitlačeny ke křídlu. Při letu ve vysokých úhlech náběhu se mění rozložení tlaku podél profilu, v důsledku čehož se lamela zdá být vysátá. Lamela se automaticky vysune (obr. 38).
Při vysunutí lamely se mezi křídlem a lamelou vytvoří zužující se mezera. Zvyšuje se rychlost vzduchu procházejícího touto mezerou a jeho kinetická energie. Mezera mezi lamelou a křídlem je profilována tak, že proud vzduchu opouštějící mezeru je směrován vysokou rychlostí po horní ploše křídla. V důsledku toho se zvyšuje rychlost mezní vrstvy, stává se stabilnější při vysokých úhlech náběhu a její separace je tlačena zpět do vysokých úhlů náběhu. V tomto případě se kritický úhel náběhu profilu výrazně zvětší (o 10°-15°) a Cy max se zvýší v průměru o 50% (obr. 39).
Lamely se obvykle neinstalují po celém rozpětí, ale pouze na jeho koncích. Kromě zvýšení součinitele vztlaku se totiž zvyšuje účinnost křidélek a tím se zlepšuje boční stabilita a ovladatelnost. Instalace lamely po celém rozpětí by výrazně zvýšila kritický úhel náběhu křídla jako celku a pro jeho realizaci při přistání by bylo nutné provést velmi vysoké vzpěry hlavního podvozku.
Rýže. 37 Slat
Rýže. 38 Princip činnosti automatické lamely: a - malé úhly náběhu; b – velké úhly náběhu
Pevné lamely Jsou instalovány zpravidla na nízkorychlostních letadlech, protože takové lamely výrazně zvyšují odpor, což je překážkou pro dosažení vysokých rychlostí letu.
Vyklápěcí špička (Obr. 40) se používá na křídlech s tenkým profilem a ostrou náběžnou hranou, aby se zabránilo přetažení za náběžnou hranou při vysokých úhlech náběhu.
Změnou úhlu sklonu pohyblivého nosu lze pro libovolný úhel náběhu zvolit polohu, kdy bude obtékání profilu plynulé. Tím se zlepší aerodynamické vlastnosti tenkých křídel při vysokých úhlech náběhu. V tomto případě se může zvýšit aerodynamická kvalita.
Zakřivení profilu vychýlením špičky zvyšuje Sumax křídla bez výrazné změny kritického úhlu náběhu.
Rýže. 39 Křivka Su =f ( A ) pro křídlo s lamelami
Rýže. 40 Vyklápěcí špička křídla
Řízení hraniční vrstvy (obr. 41) je jedním z nejúčinnějších typů mechanizace křídla a vychází z toho, že mezní vrstva je buď nasávána do křídla, nebo odfukována z jeho horní plochy.
K odsávání mezní vrstvy nebo k jejímu odfukování se používají speciální ventilátory nebo kompresory leteckých motorů s plynovou turbínou.
Nasáváním inhibovaných částic z mezní vrstvy do křídla se zmenšuje tloušťka vrstvy, zvyšuje se její rychlost v blízkosti plochy křídla a podporuje se plynulé obtékání horní plochy křídla při vysokých úhlech náběhu.
Vyfouknutí mezní vrstvy zvyšuje rychlost pohybu částic vzduchu v mezní vrstvě, čímž se zabrání zastavení proudění.
Ovládání hraniční vrstvy funguje dobře v kombinaci s klapkami nebo klapkami.
Rýže. 41 Řízení hraniční vrstvy
Rýže. 42 Trysková klapka
Trysková klapka (obr. 42) představuje proud plynů proudící vysokou rychlostí pod určitým úhlem dolů ze speciální štěrbiny umístěné v blízkosti odtokové hrany křídla. Proud plynu v tomto případě ovlivňuje proudění proudící kolem křídla jako vychýlená klapka, v důsledku čehož se tlak před proudovou klapkou (pod křídlem) zvyšuje a za ní snižuje, což způsobuje zvýšení rychlost proudění nad křídlem. Navíc vzniká reaktivní síla R, vytvořený proudícím proudem.
Účinnost proudové klapky závisí na úhlu náběhu křídla, úhlu výstupu proudnice a velikosti náporové síly R. Používají se pro tenká, šikmá křídla s nízkým poměrem stran. Trysková klapka umožňuje zvýšený koeficient vztlaku Ne Max 5-10krát .
K vytvoření proudu se používají plyny vycházející z proudového motoru.
POHYB STŘEDU TLAKU KŘÍDLA A LETADLA
Střed tlaku křídla se nazývá průsečík výsledných aerodynamických sil s tětivou křídla.
Poloha středu tlaku je určena jeho souřadnicí XD - vzdálenost od náběžné hrany křídla, kterou lze vyjádřit ve zlomcích tětivy
Směr síly R určeno úhlem j , vytvořený se směrem nerušeného proudění vzduchu (obr. 43, a). Z obrázku je zřejmé, že
Kde NA - aerodynamická kvalita profilu.
Rýže. 43 Střed tlaku křídla a změna jeho polohy v závislosti na úhlu náběhu
Poloha středu tlaku závisí na tvaru profilu a úhlu náběhu. Na Obr. 43, b ukazuje, jak se mění poloha středu tlaku v závislosti na úhlu náběhu pro profily letounů Jak 52 a Jak-55, křivka 1 - pro letoun Jak-55, křivka 2 - pro letoun Jak-52.
Z grafu je zřejmé, že pozice CD při změně úhlu náběhu symetrického profilu letounu Jak-55 zůstává nezměněn a nachází se přibližně ve 1/4 vzdálenosti od špičky tětivy.
stůl 1
Označení hmotnosti (nákladu)
Prázdné letadlo
Vzletová hmotnost
Pilot v předním kokpitu
Pilot v zadním kokpitu
Palivo v nádržích
Olej v nádržích
Při změně úhlu náběhu se mění rozložení tlaku podél profilu křídla, a proto se střed tlaku pohybuje po tětivě (u asymetrického profilu letounu Jak-52), jak je znázorněno na Obr. 44. Například při záporném úhlu náběhu letounu Jak 52 přibližně rovném -1° jsou tlakové síly v příďové a ocasní části profilu směrovány v opačných směrech a jsou stejné. Tento úhel náběhu se nazývá nulový úhel náběhu.
Rýže. 44 Posouvání středu přítlaku křídla letounu Jak-52 při změně úhlu náběhu
Při mírně větším úhlu náběhu jsou tlakové síly směřující nahoru větší než síla směřující dolů, jejich výslednice Y bude ležet za větší silou (II), tj. střed tlaku bude umístěn v ocasní části profilu. S dalším zvýšením úhlu náběhu se umístění maximálního tlakového rozdílu posouvá stále blíže k náběžné hraně křídla, což přirozeně způsobuje pohyb CD podél tětivy k náběžné hraně křídla (III, IV).
Nejvíce vpředu CD v kritickém úhlu útoku A cr = 18° (V).
Načítání...