Vsi vedo, da krilo ustvarja vzgon le, ko se premika glede na zrak. Tisti. Narava zračnega toka okoli zgornje in spodnje površine krila neposredno ustvarja vzgon. Kako se to zgodi?
Upoštevajte profil krila v zračnem toku:
Tukaj so črte toka elementarnih zračnih tokov označene s tankimi črtami. Profil do pretočnih linij je pod napadni kot ? je kot med tetivo profila in nemotenimi linijami toka. Obod zgornjega dela krila je večji od spodnjega. Zaradi tega je glede na vidike kontinuitete hitrost toka na vrhu roba večja kot na dnu. Potem se izkaže, da je tlak nad krilom manjši kot pod njim. Pojav padanja tlaka z naraščajočo hitrostjo toka je že dolgo preučeval in opisal Daniel Bernoulli leta 1738. Na podlagi rezultata njegovega dela, namreč Bernoullijeve enačbe, postane to dejstvo precej očitno:
Kje str-- tlak plina v točki; ? -- gostota plina; v-- hitrost pretoka plina; g-- gravitacijski pospešek; h-- višina glede na izvor; ? -- adiabatna konstanta.
Izkazalo se je, da na različnih točkah profila zrak pritiska na krilo z različnimi silami. Razliko med lokalnim tlakom na površini profila in zračnim tlakom v nemotenem toku lahko predstavimo v obliki puščic, pravokotnih na konturo profila, tako da sta smer in dolžina puščic sorazmerni s to razliko. . Potem bo slika porazdelitve tlaka vzdolž profila videti takole:
Tukaj lahko jasno vidite, da na spodnji generatrisi profila obstaja nadtlak - zračni protitlak. Na vrhu je, nasprotno, vakuum. Poleg tega je večja tam, kjer je pretok večji. Pri tem je treba omeniti, da je velikost vakuuma na zgornji površini nekajkrat večja od tlaka na spodnji površini. Vektorska vsota vseh teh puščic ustvari aerodinamična sila R, s katerim zrak deluje na gibljivo krilo:
Z razgradnjo te sile na navpično Y in vodoravno X komponento dobimo dvig krilo in moč njegovega upora. Iz slike porazdelitve tlaka je razvidno, da velik delež dvižne sile ne tvori podpora na spodnji generatrisi profila, temveč vakuum na zgornji.
Točka uporabe sile R je odvisna od narave porazdelitve tlaka po površini profila. S spreminjanjem vpadnega kota se spreminja tudi porazdelitev tlaka. Skupaj z njo se bo spremenila tudi vektorska vsota vseh sil v absolutni velikosti, smeri in točki uporabe. Mimogrede, slednji se imenuje središče pritiska. Z njim je tesno povezan koncept fokus profil. Pri simetričnih profilih te točke sovpadajo. Pri asimetričnih se s spremembo vpadnega kota spremeni položaj središča pritiska na tetivo, kar zelo oteži izračune. Da bi jih poenostavili, je bil uveden koncept fokusa. Hkrati rezultanta aerodinamičnih sil ni bila razdeljena na dve komponenti, ampak na tri - moment krila je bil dodan sili vzgona in upora. Ta na videz nelogična tehnika je s postavitvijo točke delovanja dvižne sile v žarišče profila omogočila fiksiranje njegovega položaja in neodvisnost od vpadnega kota. Tehnika je priročna, vendar ne smemo pozabiti na krilo, ki se pojavi v tem trenutku.
Vakuum na vrhu profila ni mogoče le izmeriti z instrumenti, ampak pod določenimi pogoji tudi videti na lastne oči. Kot je znano, lahko z ostrim širjenjem zraka vlaga, ki jo vsebuje, takoj kondenzira v vodne kapljice. Kdor je bil na letalskem mitingu, je lahko videl, kako se med ostrim manevriranjem letala z zgornje površine krila odcepijo curki bele koprene. To je vodna para, ki se med odvajanjem kondenzira v majhne kapljice vode, ki zelo hitro spet izhlapijo in postanejo nevidne.
Eh! Želim si, da bi lahko vzletel!..
Doma imam kul rjavo mačko. Je »srednje sit«, kot se za udobno domačo mačko spodobi, in čeprav teka naokrog kot električna metla, ima ne ravno mačjo lastnost: boji se višine. Zaradi tega, žal, ne more biti leteči maček, ampak včasih se očitno želi dvigniti v zrak, četudi le skočiti na kredenco. Vendar prekomerna teža žal ne pripomore k temu, zato je včasih treba ubogi živali pomagati, torej jo dvigniti z rokami in jo položiti tja, kjer je njena duša tako željna.
No, vprašate, kaj imata skupnega mačka in letalo? Ja, na splošno nič, razen ene zelo pomembne stvari. Oba imata težo, ki ju vleče k tlom. In da bi nekateri splezali na kredenco, drugi pa višje, potrebujete moč, ki bo premagala to težo. Za mojo sedemkilogramsko mačko je to moč mojih rok, za večtonsko "železno ptico" pa je to znano vsem. Od kod prihaja? Na splošno je vse precej preprosto :-)…
Začnimo s “preprostim začetkom” :-). Glavno vlogo pri tem igra krilo letala (in sicer krilo, sestavljeno iz dveh konzol, in ne kril, kot nadaljevanje mojega drugega). Za poenostavitev si oglejmo klasično aerodinamično.
Aerodinamični dvig
Zrak, ki teče okoli krila letala, se razdeli na dva toka: nad krilom in pod njim. Spodnji tok teče dalje, kot da se ni nič zgodilo, zgornji tok pa se zoži. Navsezadnje je profil krila konveksen na vrhu! In zdaj, da bi enaka količina zraka prešla skozi zgornji tok in v istem času kot v spodnjem toku, se mora premikati hitreje, ker je sam tok postal ožji. Nato začne veljati Bernoullijev zakon: večja kot je hitrost toka, nižji je tlak v njem in posledično obratno. Ta zakon je zelo preprosto prikazan. Če vzamete ne preozko vodoravno cev (tulec) iz tanke prozorne gume in vanjo pod rahlim pritiskom nalijete vodo. Kaj boste videli? Nič posebnega, voda bo le hitro odtekla skozi drugi konec. Če pa je na tem drugem koncu napol zaprta pipa, potem boste takoj videli, da voda teče ven, vendar počasi in da so stene tulca nabreknile, to pomeni, da se je pretok zmanjšal in tlak se je povečal.
Torej ... Pri gibanju v zračnem toku nad krilom je tlak manjši kot pod njim. Zaradi te razlike,. Potisne krilo letala in s tem tudi samo letalo navzgor. Višja kot je hitrost, večji je dvig. In če je enaka teži, potem letalo leti vodoravno. No, hitrost je odvisna od delovanja letalskega motorja. Mimogrede, padec tlaka na vrhu krila lahko vidite na lastne oči.
Kondenzacija vodne pare na zgornji površini krila kot posledica močnega padca tlaka
V letalu, ki močno manevrira (ponavadi se to zgodi na letalskem mitingu), se nad zgornjo površino krila pojavi nekaj podobnega tokovom bele tančice. To je posledica hitrega padca tlaka in kondenzacije vodne pare v zraku.
Mimogrede, ne morem si pomagati, da se ne spomnim še ene preproste, a zelo natančno ponazarjajoče teorijo tega vprašanja, šolske izkušnje. Če vzamete majhen ozek list papirja za krajšo stran in ga prinesete k ustom, vodoravno pihnete čez list, se povešeni list takoj hitro dvigne. Za to je kriva ista dvižna sila. Pihamo čez list - tok se pospeši, kar pomeni, da tlak v njem pade, pod listom pa ostane enak. Dvigne list v vodoravni položaj. Postopek, ki je v osnovi podoben delu profila.
No, zdi se, da je to vse? Ali lahko letim? Kljub zgoraj navedeni povsem logični razlagi (po mojem mnenju :-)), bi rekel, da je malo verjetna :-). Treba je razumeti, da je opisani primer še vedno zasebne narave. Navsezadnje je lahko profil simetričen, potem ne bo takšne porazdelitve tlaka in vakuuma nad in pod njim.
Poleg tega se lahko tak profil nahaja tudi pod kotom proti toku (kar se najpogosteje zgodi). In prav ta kot, ki se imenuje vpadni kot, bo imel veliko vlogo pri oblikovanju dvižne sile krila, ki bo sama po sebi drugačne narave. O tem v. In to bo "preprosto nadaljevanje" :-).
Dejansko je seveda celotna teorija tega vprašanja veliko bolj zapletena in Bernoullijevega zakona, ki je podrobno razložen, tukaj ni mogoče narediti. To je že področje fizike in aerodinamike, saj je v našem obravnavanem primeru sam primer . V bližnji prihodnosti se bomo nekoliko dotaknili tega področja z njegovimi izrazi in koncepti, vendar globlje študije zahtevajo tako rekoč komunikacijo s temeljnimi znanostmi.
Postscript po enem letu.
20.11.12 Moji hobiji pisanja spletnih strani so stari skoraj eno leto. In tako je bilo treba v ta, enega mojih prvih člankov, vnesti nekaj pojasnil. Zdi se, da so ljudje, ki jo berejo, omejeni na to. Ta pristop je napačen, saj morate po njem zagotovo prebrati naslednji članek v istem razdelku, napisan skoraj takoj za prvim. Članek "z mačko" 🙂 je poenostavljena različica in to sem omenil (tukaj je vpadni kot nič), to je nekaj kot uvod v aerodinamiko (tudi, mimogrede, čim bolj poenostavljeno :-)) , zato je slog predstavitve tako svoboden :-). Vendar pa za pravilno razumevanje vprašanja ne more obstajati brez drugega.
Zaradi takratne neizkušenosti sem to povedal nekoliko nerazločno, predvsem pa nisem dal povezave do “enostavnega nadaljevanja”... postavljam jo zdaj. Opravičujem se bralcem, ki niso preveč razgledani (izkušeni že vse vedo brez mene :-))... Vesel vas bom na svoji spletni strani :-)...
Fotografije so klikljive.
- Y je dvižna sila
- p- to je vleka,
- - obroba profila,
- str- vrednost tlaka,
- n- normalno na profil
Dvižni koeficient
- dvižna sila (N) - koeficient dviga = 0,5...1,5 - gostota zraka na višini leta (kg/m³) - hitrost prostega toka (m/s) - značilna površina (m²)
Ta koeficient, katerega vrednost je bila po Smeatonovih izračunih 1,005, so uporabljali več kot 100 let in šele poskusi bratov Wright, med katerimi so odkrili, da je vzgonska sila, ki deluje na jadralna letala, šibkejša od izračunane, so omogočili da izboljšate "Smeatonov koeficient" na vrednost 1,0033.
Pri izračunu po tej formuli je pomembno, da ne zamenjujete teže in masne gostote zraka. Gostota teže v standardnih atmosferskih pogojih (pri tleh pri temperaturi +15 ° C) je enaka =1,225 kg/m3. Toda v aerodinamičnih izračunih se pogosto uporablja masna gostota zraka, ki je enaka 0,125 kg * s 2 / m 4. V tem primeru se dvižna sila Y ne izračuna v newtonih (N), ampak v kilogramih (kg). Knjige o aerodinamiki ne pojasnjujejo vedno, o kateri gostoti in dimenziji vzgona govorimo, zato morate v spornih situacijah preveriti formule in zmanjšati merske enote.
Miti in napačne predstave
Priljubljen mit razlaga dviga kril je naslednji:
- Krilo ima spodaj in zgoraj asimetričen profil
- Neprekinjen tok zraka deli krilo na dva dela, od katerih eden poteka nad krilom, drugi pa pod njim.
- Upoštevamo laminarni tok, pri katerem je zračni tok tesno ob površini krila
- Ker je profil asimetričen, mora »zgornji« tok prepotovati daljšo razdaljo kot »spodnji«, da bi se znova zbližal za krilom v eni točki, zato se mora zrak nad krilom premikati z večjo hitrostjo kot pod njim
- Po Bernoullijevem zakonu se statični tlak v toku zmanjšuje z naraščajočo hitrostjo toka, zato bo v toku nad krilom statični tlak manjši
- Razlika v tlaku v toku pod krilom in nad njim predstavlja vzgonsko silo
Verjetno pa smo vsi na letalskih mitingih videli letala, ki so letela z glavo navzdol v obrnjenem položaju. Ne padejo in obrnjeno krilo še vedno ustvarja vzgon.
Kaj je razlog za napako? Izkazalo se je, da je v zgornjem sklepanju točka št. 4 popolnoma napačna (in na splošno vzeta iz nič). Vizualizacija zračnega toka okoli krila v vetrovniku kaže, da se fronta toka, ki jo krilo deli na dva dela, sploh ne zapira nazaj za robom krila.
Preprosto povedano, zrak »ne ve«, da se mora gibati z določeno hitrostjo okoli krila, da izpolni nek pogoj, ki se nam zdi očiten. In čeprav je hitrost toka nad krilom res večja kot pod njim, to ni vzrok za nastanek vzgona, temveč posledica dejstva, da je nad krilom območje nizkega tlaka in območje povečanega tlaka pod krilom. Ko zrak vstopi v redko območje iz območja normalnega tlaka, ga razlika v tlaku pospeši, ko vstopi v območje s povečanim tlakom, pa ga upočasni. Pomemben poseben primer takšnega »nebernoullejevskega« vedenja jasno prikazujejo ekranoplani: ko se krilo približuje tlom, se njegova dvižna sila povečuje (območje visokega tlaka pritiska tla), medtem ko znotraj okvira »Bernoullejevskega« razmišljanja tvori krilo v paru s tlemi nekaj podobnega ožajočemu se tunelu, ki bi v okviru naivnega razmišljanja moral pospešiti zrak in s tem pritegniti krilo k tlom, tako kot je storjeno v podobnem razmišljanju o "vzajemna privlačnost parnikov, ki plujejo vzporedno." Še več, pri ekranoplanu je situacija v marsičem še slabša, saj se ena od »sten« tega tunela z veliko hitrostjo pomika proti krilu in s tem dodatno »pospeši« zrak in prispeva k še večjemu zmanjšanju v dvigalu. Vendar pa realna praksa "efekta zaslona" kaže ravno nasproten trend, ki jasno prikazuje nevarnost logike razmišljanja o vzgonu, ki temelji na naivnih poskusih ugibanja polja hitrosti zračnega toka okoli krila.
Napišite oceno o članku "Dvižna sila"
Opombe
Povezave
- kopija iz spletnega arhiva
Odlomek, ki označuje dvižno silo
"Še ena kazen za galicizem," je rekel ruski pisatelj, ki je bil v dnevni sobi. – »Užitek, da ne govorim rusko.»Nikomur ne delaš nobene usluge,« je nadaljevala Julie miličniku, ne da bi se ozirala na pisateljevo opazko. »Jaz sem kriva za jedkost,« je rekla, »in jočem, toda za veselje, da vam povem resnico, sem pripravljena plačati več; Nisem odgovorna za galicizme,« se je obrnila k pisatelju: »Nimam ne denarja ne časa, kot knez Golicin, da bi vzela učitelja in se učila v ruščini.« "Tukaj je," je rekla Julie. "Kaj naprej ... [Kdaj.] Ne, ne," se je obrnila k milici, "ne boste me ujeli." »Ko govorijo o soncu, vidijo njegove žarke,« je rekla gostiteljica in se prijazno nasmehnila Pierru. »Samo o tebi sva govorila,« je rekla Julie s svobodo laži, značilno za sekularne ženske. "Rekli smo, da bo vaš polk verjetno boljši od Mamonovega."
"Oh, ne govori mi o mojem polku," je odgovoril Pierre, poljubil roko svoje gospodinje in se usedel poleg nje. - Tako sem se ga naveličala!
– Gotovo boš sam poveljeval? – je rekla Julie in se zvito in posmehljivo spogledala z miličnikom.
Miličnik v Pierrovi prisotnosti ni bil več tako jedek in njegov obraz je izražal začudenje nad tem, kaj pomeni Julijin nasmeh. Kljub njegovi raztresenosti in dobri naravi je Pierrejeva osebnost takoj ustavila vse poskuse posmeha v njegovi prisotnosti.
»Ne,« je v smehu odgovoril Pierre in se ozrl po svojem velikem, debelem telesu. "Francozi me prelahko udarijo in bojim se, da ne bom mogel na konja ...
Med ljudmi, ki so bili izbrani za predmet pogovora, je Julieina družba končala pri Rostovih.
"Pravijo, da so njihove zadeve zelo slabe," je rekla Julie. - In tako neumen je - sam grof. Razumovskyi so želeli kupiti njegovo hišo in njegovo posest v bližini Moskve in vse to se vleče. On je cenjen.
"Ne, zdi se, da bo prodaja potekala v teh dneh," je rekel nekdo. – Čeprav je zdaj noro karkoli kupovati v Moskvi.
- Od česa? – je rekla Julie. – Ali res mislite, da obstaja nevarnost za Moskvo?
- Zakaj greš?
- JAZ? To je čudno. Grem, ker ... no, ker gredo vsi, potem pa nisem Ivana Orleanska ali Amazonka.
- No, ja, ja, daj mi še cunje.
"Če mu uspe izpeljati stvari, lahko poplača vse svoje dolgove," je o Rostovu nadaljeval miličnik.
- Dober starec, a zelo slab oče [slab]. In zakaj tako dolgo živijo tukaj? Že dolgo so si želeli v vas. Se zdi, da je Natalie zdaj dobro? « je Julie vprašala Pierra in se zvito nasmehnila.
"Pričakujeta mlajšega sina," je povedal Pierre. »Pridružil se je kozakom Obolenskega in odšel v Bilo Cerkovo. Tam se formira polk. In zdaj so ga premestili v moj polk in ga čakajo vsak dan. Grof si je že dolgo želel oditi, a grofica nikoli ne bo pristala zapustiti Moskve, dokler ne pride njen sin.
»Pred dnevi sem jih videl pri Arkharovih. Natalie je bila spet videti lepša in vesela. Pela je eno romanco. Kako enostavno je nekaterim!
-Kaj se dogaja? « je nezadovoljno vprašal Pierre. Julie se je nasmehnila.
"Veste, grof, da takšni vitezi, kot ste vi, obstajajo samo v romanih Madame Suza."
- Kateri vitez? Od česa? « je vprašal Pierre in zardel.
- No, dajte no, dragi grof, c "est la fable de tout Moscou. Je vous admire, ma parole d" honneur. [vsa Moskva to ve. Res, presenečen sem nad tabo.]
- Globa! Globa! - je rekel miličnik.
- V redu potem. Ne moreš mi povedati, kako dolgočasno je!
"Qu"est ce qui est la fable de tout Moscou? [Kaj ve vsa Moskva?] - je jezno rekel Pierre in vstal.
- Daj no, grof. Ti veš!
"Ničesar ne vem," je rekel Pierre.
– Vem, da si bil prijatelj z Natalie, in zato ... Ne, vedno sem bolj prijazen z Vero. Cette chere Vera! [Ta sladka Vera!]
"Ne, madame," je nezadovoljno nadaljeval Pierre. "Vloge viteza Rostove sploh nisem prevzel in nisem bil z njimi že skoraj mesec dni." Ampak ne razumem krutosti...
“Qui s"excuse - s"accuse, [Kdor se opraviči, se obtoži.] - je rekla Julie, se nasmejala in mahala s kosmičem, in da je imela zadnjo besedo, je takoj spremenila pogovor. »Kaj, danes sem izvedel: uboga Marie Volkonskaya je včeraj prispela v Moskvo. Ste slišali, da je izgubila očeta?
- res! Kje je? "Zelo bi jo rad videl," je rekel Pierre.
– Včeraj sem preživel večer z njo. Danes ali jutri zjutraj gre z nečakom v moskovsko regijo.
- No, kako je? - je rekel Pierre.
- Nič, žalosten sem. Toda ali veste, kdo jo je rešil? To je cel roman. Nikolaj Rostov. Obkolili so jo, jo hoteli pobiti, ranili njene ljudi. Prihitel je in jo rešil ...
"Še en roman," je rekel miličnik. "Ta splošni pobeg je bil odločno storjen, da bi se vse stare neveste poročile." Catiche je ena, princesa Bolkonskaya je druga.
"Veste, da res mislim, da je un petit peu amoureuse du jeune homme." [malo zaljubljena v mladeniča.]
- Globa! Globa! Globa!
– Toda kako lahko to rečeš v ruščini?..
Ko se je Pierre vrnil domov, je dobil dva Rastopchinova plakata, ki sta ju prinesla tisti dan.
Prvi je rekel, da so govorice, da je grofu Rostopchinu prepovedano zapustiti Moskvo, nepravične in da je, nasprotno, grof Rostopchin vesel, da dame in trgovske žene zapuščajo Moskvo. "Manj strahu, manj novic," je pisalo na plakatu, "toda z življenjem odgovarjam, da v Moskvi ne bo zlobneža." Te besede so Pierru prvič jasno pokazale, da bodo Francozi v Moskvi. Na drugem plakatu je pisalo, da je naše glavno stanovanje v Vjazmi, da je grof Wittschstein premagal Francoze, a ker se mnogi prebivalci želijo oborožiti, je v arzenalu zanje pripravljeno orožje: sablje, pištole, puške, ki jih prebivalci lahko dobijo. poceni cena. Ton plakatov ni bil več tako igriv kot v Chigirinovih prejšnjih pogovorih. Pierre je razmišljal o teh plakatih. Očitno tisti strašni nevihtni oblak, ki ga je klical z vso močjo svoje duše in ki mu je obenem vzbujal nehote grozo - očitno se je ta oblak bližal.
V vsakem letalskem oblikovalskem biroju je zgodba o izjavi glavnega oblikovalca. Spremeni se samo avtor izjave. In sliši se takole: "Vse življenje delam na letalih, a še vedno ne razumem, kako ta kos železa leti!" Dejansko prvi Newtonov zakon še ni bil preklican in letalo je očitno težje od zraka. Ugotoviti morate, katera sila preprečuje, da bi večtonski avto padel na tla.
Načini potovanja z letalom
Obstajajo trije načini potovanja:
- Aerostatično, ko se dviganje od tal izvaja s pomočjo telesa, katerega specifična teža je nižja od gostote atmosferskega zraka. To so baloni, zračne ladje, sonde in druge podobne strukture.
- Curek, ki je surova sila curka iz zgorelega goriva, ki mu omogoča, da premaga gravitacijsko silo.
- In končno, aerodinamična metoda ustvarjanja vzgona, ko se zemeljska atmosfera uporablja kot nosilna snov za vozila, težja od zraka. Na ta način se premikajo letala, helikopterji, žiroplani, jadralna letala in mimogrede tudi ptice.
Aerodinamične sile
Pri gibanju po zraku na letalo delujejo štiri glavne večsmerne sile. Običajno so vektorji teh sil usmerjeni naprej, nazaj, navzdol in navzgor. Se pravi skoraj labod, rak in ščuka. Silo, ki potiska letalo naprej, ustvarja motor, nazaj je naravna sila zračnega upora, navzdol pa sila gravitacije. No, tisto, kar prepreči padec letala, je dvižna sila, ki jo ustvari zračni tok zaradi toka okoli krila.
Standardno vzdušje
Stanje zraka, njegova temperatura in tlak se lahko na različnih delih zemeljske površine močno razlikujejo. V skladu s tem se bodo vse značilnosti letal med letenjem na enem ali drugem mestu razlikovale. Zato smo se zaradi udobja in da bi vse značilnosti in izračune združili na en imenovalec, dogovorili, da definiramo tako imenovano standardno atmosfero z naslednjimi osnovnimi parametri: tlak 760 mm Hg nad morsko gladino, gostota zraka 1,188 kg na kubični meter, hitrost zvok 340,17 metrov na sekundo, temperatura +15 ℃. Z naraščanjem nadmorske višine se ti parametri spreminjajo. Obstajajo posebne tabele, ki razkrivajo vrednosti parametrov za različne višine. Vsi aerodinamični izračuni, kot tudi določanje značilnosti letenja letal, se izvajajo s pomočjo teh indikatorjev.
Najenostavnejši princip ustvarjanja dvigala
Če postavite ploščat predmet v prihajajoči zračni tok, na primer tako, da dlan potisnete skozi okno premikajočega se avtomobila, lahko to silo občutite, kot pravijo, »na prstih«. Ko obrnete dlan pod majhnim kotom glede na tok zraka, takoj začutite, da se poleg zračnega upora pojavi še ena sila, ki vleče navzgor ali navzdol, odvisno od smeri kota vrtenja. Kot med ravnino telesa (v tem primeru dlani) in smerjo zračnega toka imenujemo vpadni kot. Z nadzorom vpadnega kota lahko nadzorujete tudi dvig. Preprosto lahko opazite, da se bo s povečevanjem vpadnega kota povečala sila, ki potiska dlan navzgor, vendar do določene točke. In ko je dosežen kot blizu 70-90 stopinj, bo popolnoma izginil.
Letalsko krilo
Glavna nosilna površina, ki ustvarja vzgon, je krilo letala. Profil krila ima običajno ukrivljeno obliko solze, kot je prikazano na sliki.
Ko zrak teče okoli krila, hitrost zraka, ki teče vzdolž vrha krila, presega hitrost spodnjega toka. V tem primeru postane statični zračni tlak na vrhu nižji kot pod krilom. Razlika v tlaku potisne krilo navzgor in ustvari vzgon. Zato so za zagotovitev razlike v tlaku vsi profili kril narejeni asimetrično. Za krilo s simetričnim profilom pri ničelnem vpadnem kotu je vzgonska sila v vodoravnem letu enaka nič. S takšnim krilom ga ustvarimo le tako, da spremenimo vpadni kot. Obstaja še ena komponenta dvižne sile - induktivna. Nastane zaradi poševnine zračnega toka navzdol z ukrivljeno spodnjo površino krila, kar seveda vodi do pojava povratne sile, usmerjene navzgor in deluje na krilo.
Izračun
Formula za izračun vzgonske sile krila letala je naslednja:
- Cy je koeficient vzgona.
- S - območje krila.
- V je hitrost prostega toka.
- P - gostota zraka.
Če je z gostoto zraka, površino kril in hitrostjo vse jasno, potem je koeficient vzgona eksperimentalno pridobljena vrednost in ni konstanta. Razlikuje se glede na profil krila, njegovo razmerje stranic, vpadni kot in druge vrednosti. Kot lahko vidite, so odvisnosti večinoma linearne, z izjemo hitrosti.
Ta skrivnostni koeficient
Koeficient vzgona krila je dvoumna vrednost. Kompleksni večstopenjski izračuni se še vedno eksperimentalno preverjajo. To se običajno izvaja v vetrovniku. Za vsak profil krila in za vsak vpadni kot bo njegova vrednost drugačna. In ker samo krilo ne leti, ampak je del letala, se tovrstni testi izvajajo na ustreznih pomanjšanih kopijah modelov letal. Manj običajno se krila testirajo ločeno. Na podlagi rezultatov številnih meritev vsakega posameznega krila je mogoče sestaviti odvisnost koeficienta od vpadnega kota, kot tudi različne grafe, ki odražajo odvisnost vzgona od hitrosti in profila posameznega krila, kot tudi na vgrajeni krilni mehanizaciji. Vzorčni graf je prikazan spodaj.
V bistvu ta koeficient označuje sposobnost krila, da pretvori pritisk vhodnega zraka v vzgon. Njegova običajna vrednost je od 0 do 2. Rekord je 6. Človek je še zelo daleč od naravne popolnosti. Na primer, ta koeficient za orla, ko se dvigne od tal z ujetim lubadarjem, doseže vrednost 14. Iz zgornjega grafa je očitno, da povečanje vpadnega kota povzroči povečanje vzgona do določenega kota. vrednote. Po tem se učinek izgubi in gre celo v nasprotno smer.
Zastoj pretoka
Kot pravijo, je vse dobro v zmernih količinah. Vsako krilo ima svojo omejitev vpadnega kota. Tako imenovani superkritični vpadni kot povzroči razpad toka na zgornji površini krila, kar mu odvzame vzgon. Zastoj se pojavi neenakomerno po celotnem območju krila in ga spremljajo ustrezni, izjemno neprijetni pojavi, kot sta tresenje in izguba nadzora. Nenavadno je, da je ta pojav malo odvisen od hitrosti, čeprav tudi vpliva, vendar je glavni razlog za pojav zastoja intenzivno manevriranje, ki ga spremljajo superkritični koti napada. Prav zaradi tega se je zgodila edina nesreča letala Il-86, ko je pilot, ki se je želel "pokazati" na praznem letalu brez potnikov, močno začel pridobivati na višini, kar se je končalo tragično.
Odpornost
Z roko v roki z vzgonom prihaja sila upora, ki letalu preprečuje premikanje naprej. Sestavljen je iz treh elementov. To je sila trenja, ki nastane zaradi delovanja zraka na letalo, sila, ki nastane zaradi razlike v tlaku v območjih pred krilom in za krilom, in zgoraj obravnavana induktivna komponenta, saj vektor Njegovo delovanje ni usmerjeno samo navzgor, kar prispeva k povečanju vzgona, ampak tudi nazaj, saj je zaveznik upora. Poleg tega je ena od komponent induktivnega upora sila, ki nastane zaradi pretoka zraka skozi konca krila, kar povzroči vrtinčne tokove, ki povečajo naklon smeri gibanja zraka. Formula za aerodinamični upor je popolnoma enaka formuli za vzgon, z izjemo koeficienta Su. Spreminja se v koeficient Cx in se tudi eksperimentalno določi. Njegova vrednost redko presega eno desetino enote.
Aerodinamična kakovost
Razmerje med vzgonsko in uporno silo se imenuje aerodinamična kakovost. Tukaj je treba upoštevati eno lastnost. Ker sta formuli za vzgonsko in uporno silo, z izjemo koeficientov, enaki, lahko domnevamo, da je aerodinamična kakovost letala določena z razmerjem koeficientov Su in Cx. Graf tega razmerja za določene vpadne kote imenujemo polara krila. Primer takšnega grafa je prikazan spodaj.
Sodobna letala imajo razmerje vzgona in upora v območju 17-21, jadralna letala pa do 50. To pomeni, da je na letalih vzgonska sila krila v optimalnih pogojih 17-21-krat večja od sile upora. V primerjavi z letalom bratov Wright z oceno 6,5 je napredek v oblikovanju očiten, a je do orla z nesrečnim lubadarjem v šapah še daleč.
Načini letenja
Različni načini letenja zahtevajo različne aerodinamične lastnosti. Med potovalnim vodoravnim letom je hitrost letala precej visoka, koeficient vzgona, sorazmeren s kvadratom hitrosti, pa ima visoke vrednosti. Glavna stvar pri tem je zmanjšati odpornost. Pri vzletu in predvsem pristanku ima vzgonski koeficient odločilno vlogo. Hitrost letala je majhna, vendar zahteva stabilno lego v zraku. Idealna rešitev tega problema bi bila izdelava tako imenovanega adaptivnega krila, ki spreminja svojo ukrivljenost in enakomerno površino glede na pogoje letenja na približno enak način kot to počnejo ptice. Medtem ko projektantom to ni uspelo, spreminjanje koeficienta vzgona dosežemo z uporabo krilne mehanizacije, s čimer povečamo tako površino kot ukrivljenost profila, ki s povečanjem upora bistveno poveča vzgonsko silo. Pri bojnih letalih je bila uporabljena sprememba zamaha kril. Inovacija je omogočila zmanjšanje upora pri visokih hitrostih in povečanje vzgona pri nizkih hitrostih. Vendar se je izkazalo, da je ta zasnova nezanesljiva in pred kratkim so letala za čelno linijo izdelovali s fiksnimi krili. Drugi način povečanja vzgona krila letala je dodatno pihanje krila s tokom iz motorjev. To se izvaja na vojaških transportnih letalih An-70 in A-400M, za katera je zaradi te lastnosti značilna skrajšana vzletna in pristajalna razdalja.
AERODINAMIČNE SILE
ZRAČNI TOK TOK TELES
Pri gibanju okoli trdnega telesa je zračni tok podvržen deformacijam, kar vodi do sprememb v hitrosti, tlaku, temperaturi in gostoti v tokovih. Tako se v bližini površine aerodinamičnega telesa ustvari območje spremenljivih hitrosti zraka in tlakov. Prisotnost tlakov različnih velikosti na površini trdnega telesa povzroči nastanek aerodinamičnih sil in momentov. Porazdelitev teh sil je odvisna od narave toka okoli telesa, njegovega položaja v toku in konfiguracije telesa. Za preučevanje fizičnega vzorca toka okoli trdnih teles se uporabljajo različne metode za prikaz vidnega vzorca toka okoli telesa. Vidni vzorec toka zraka okoli teles se običajno imenuje aerodinamični spekter.
Za pridobivanje aerodinamičnih spektrov se uporabljajo instrumenti, kot so dimni kanali (slika 1), sviloprejke, optične raziskovalne mere (za nadzvočne tokove) itd.
riž. 1 Dimni kanal
1 - vir dima; 2 - tokovi dima; 3 - poenostavljeno telo; 4 – ventilator
V dimnem kanalu ustvarjajo aerodinamični spekter tokovi dima, ki se sproščajo iz posebnega dimnika v zračni tok, ki teče okoli telesa.
Bistvo metode z uporabo svilenih niti je, da se na zanimivih mestih na površino poenostavljenega telesa prilepijo posebne svilene niti, ki se ob pihanju po telesu nahajajo vzdolž potokov, ki tečejo okoli telesa. Položaj svil se uporablja za presojo narave toka blizu površine telesa.
Oglejmo si aerodinamične spektre nekaterih teles.
Ravna plošča (Sl. 2), postavljen v tok pod kotom 90 °, ustvarja precej ostro spremembo smeri gibanja toka, ki teče okoli njega: upočasnitev toka pred njim, stiskanje tokov na njegovih robovih in tvorba neposredno za robom redčitvene plošče ter veliki vrtinci, ki zapolnjujejo celotno območje za zapisom. Za ploščo je mogoče opaziti jasno viden istotočni tok. Pred ploščo bo tlak večji kot v nemotenem toku, za ploščo pa se bo zaradi redčenja tlak zmanjšal.
|
|
|
riž. 2 Aerodinamični spekter ravne plošče in krogle
Simetrično poenostavljeno (v obliki kapljice) telo ima bolj gladek vzorec pretoka v sprednjem in repnem delu.
V prerezu A - B (največja presečna vrednost, aerodinamični spekter kaže največjo deformacijo curkov, njihovo največjo kompresijo. V repnem delu nastajajo majhni tokovni vrtinci, ki ustvarjajo istotočni curek in se odnašajo ob toku, postopoma bledi (slika 3).
riž. 3 Aerodinamični spekter poenostavljenega telesa
Poenostavljeno, asimetrično telo glede na naravo toka je blizu poenostavljeno simetričnemu in se razlikuje po stopnji deformacije tokov v zgornjem in spodnjem delu telesa (glej sliko 4).
riž. 4 Aerodinamični spekter poenostavljenega asimetričnega telesa (profil krila)
Največjo deformacijo tokov opazimo tam, kjer ima telo največjo ukrivljenost telesne površine (točka K). V območju te točke so tokovi stisnjeni in njihov presek se zmanjša. Nižja, manj ukrivljena površina malo vpliva na vzorec toka. Tu pride do tako imenovanega asimetričnega toka. Ko zračni tok teče okoli simetričnih (in asimetričnih) aerodinamičnih teles, postavljenih pod določenim kotom a vektorju hitrosti nemotenega toka (slika 5), bomo imeli tudi sliko nesimetričnega toka okoli sebe in dobili aerodinamični spekter, podoben tistemu, ki ga dobimo pri obtoku nesimetričnega pretočnega telesa (glej sliko 4).
riž. 5 Aerodinamični spekter aerodinamičnega telesa (profil krila), postavljenega v tok pod kotom a
Na zgornji površini telesa, na mestu največjega stiskanja curkov, bo po zakonu o kontinuiteti curkov opaziti lokalno povečanje hitrosti toka in posledično zmanjšanje tlaka. Na spodnji površini bo deformacija toka manjša, zato bo sprememba hitrosti in tlaka manjša.
Preprosto je videti, da bo stopnja deformacije tokov v toku odvisna od konfiguracije telesa in njegovega položaja v toku. Če poznamo spekter toka okoli telesa, je mogoče izračunati vrednost zračnega tlaka za vsako točko in tako presoditi velikost in naravo delovanja aerodinamičnih sil. Ker tlačne sile različnih velikosti delujejo na različne točke na površini poenostavljenega telesa (profil krila), bo njihova rezultantna sila drugačna od nič. Ta razlika v tlaku na različnih točkah na površini premikajočega se krila je glavni dejavnik, odgovoren za pojav aerodinamičnih sil.
Velikost površinskih tlakov za različna telesa ugotavljajo v laboratorijih s pihanjem v vetrovnikih. Dobljene vrednosti tlaka za vsako točko so narisane na posebnih grafih (slika 6)
Poleg tlačnih sil na površino krila tangencialno nanjo delujejo sile trenja, ki jih povzroča viskoznost zraka in so v celoti določene s procesi, ki se pojavljajo v mejni plasti.
Če seštejemo sile pritiska in trenja, porazdeljene po površini krila, dobimo rezultanto sile, ki se imenuje skupna aerodinamična sila .
Točka uporabe skupne aerodinamične sile na tetivo profila krila se imenuje center pritisk.
riž. 6 Porazdelitev tlaka vzdolž profila krila
KRILO IN NAMEN
Letalsko krilo je zasnovano za ustvarjanje vzgona, potrebnega za ohranjanje letala v zraku.
Večja ko je vzgonska sila in manjši upor, večja je aerodinamična kakovost krila.
Vzgon in upor krila sta odvisna od geometrijskih značilnosti krila. Geometrijske značilnosti krila se v glavnem nanašajo na značilnosti krila v tlorisu in značilnosti profila krila.
GEOMETRIJSKE ZNAČILNOSTI KRILA
Geometrijske značilnosti krila se reducirajo predvsem na značilnosti oblike krila v tlorisu in na značilnosti profila krila. Krila sodobnega letala so lahko tlorisno oblikovana (slika 7): elipsoidna (a), pravokotna (b), trapezna (c), puščica (d) in trikotna (e)
Najboljša aerodinamična oblika je eliptična oblika, vendar je takšno krilo težko izdelati in se zato redko uporablja. Pravokotno krilo je z aerodinamičnega vidika manj ugodno, vendar je veliko lažje za izdelavo. Trapezoidno krilo ima boljše aerodinamične lastnosti kot pravokotno, vendar je nekoliko težje izdelati.
Swept in trikotna krila so aerodinamično slabša od trapeznih in pravokotnih pri podzvočnih hitrostih, vendar imajo pri transoničnih in nadzvočnih hitrostih pomembne prednosti. Zato se takšna krila uporabljajo samo na letalih, ki letijo s transonično in nadzvočno hitrostjo.
riž. 7 Tlorisi kril
riž. 8 Kot prečnega V krila
riž. 9 Geometrijske značilnosti krila
Oblika krila v tlorisu je označena z razponom, območjem raztezka, zožitvijo, zamahom (slika 9) in prečnim V(slika 8)
Razpon kril L je razdalja med koncema krila v ravni liniji.
Območje krila iz spoštovanja do S kr omejena s konturami krila.
Območje trapeznega in poševnega krila se izračuna kot ploščini dveh trapezov
(2.1)
Kje b 0 - koreninski strun, m;
b do - končna tetiva, m;
Povprečna tetiva krila, m.
Podaljšek krila l imenovano razmerje med razponom kril in srednjo tetivo
Če namesto tega b povprečje nadomestite njegovo vrednost iz enačbe (2.1), potem bo raztezek krila določen s formulo
Pri sodobnih nadzvočnih in transoničnih letalih razmerje stranic kril ne presega 2-5, pri letalih z nizko hitrostjo lahko doseže razmerje stranic 12-15, pri jadralnih letalih pa do 25.
Zoženje krila h imenovano razmerje med aksialno tetivo in končno tetivo
Pri podzvočnih letalih konus krila običajno ne presega 3, pri transoničnih in nadzvočnih letalih pa se lahko spreminja v širokih mejah.
Kot zamaha c imenujemo kot med linijo prednjega roba krila in prečno osjo letala. Zamah se lahko meri tudi vzdolž goriščne črte (1/4 tetive od napadalnega roba) ali vzdolž druge črte krila. Pri transsoničnih letalih doseže 45°, pri nadzvočnih letalih pa 60°.
Kot prečnega V krila imenujemo kot med prečno osjo letala in spodnjo površino krila (slika 8). Sodobna letala imajo prečni kot V se giblje od +5° do -15°.
Profil krila se imenuje oblika njegovega preseka. Profili so lahko (slika 10): simetrični in asimetrični. Asimetrične pa so lahko bikonveksne, plano-konveksne, konkavno-konveksne in v obliki črke S. Za nadzvočna letala se lahko uporabljajo lečaste in klinaste oblike.
Sodobna letala uporabljajo predvsem simetrične in bikonveksne asimetrične profile.
Glavne značilnosti profila so: tetiva profila, relativna debelina, relativna ukrivljenost (slika 11).
Profilna tetiva b imenovan odsek ravne črte, ki povezuje dve najbolj oddaljeni točki profila.
riž. 10 Oblike profila krila
1 - simetrično; 2 - ni simetrično; 3 - plano-konveksno; 4 - bikonveksno; 5 - v obliki črke S; 6 - laminiran; 7 - leča; 8 - v obliki diamanta; 9 - D vidno
riž. enajst Geometrijske značilnosti profila:
b - profilni akord; C max - največja debelina; f max - puščica ukrivljenosti; x c - koordinata največje debeline
riž. 12 Krilni napadni koti
riž. 13 Skupna aerodinamična sila in njena točka uporabe
R - skupna aerodinamična sila; Y - dvižna sila; Q - sila upora; a - napadni kot; q - kakovosten kot
Relativna debelina profila z se imenuje razmerje največje debeline Z maks na akord, izraženo v odstotkih:
(2.5)
Položaj maksimalne debeline profila X c izraženo kot odstotek dolžine tetive in merjeno od prsta
(2.6)
Za sodobna letala je relativna debelina profila v območju 4-16%.
Relativna ukrivljenost profila f imenovano največje razmerje ukrivljenosti f na akord, izraženo v odstotkih.
Največja razdalja od središčnice profila do tetive določa ukrivljenost profila. Srednja črta profila je narisana na enaki razdalji od zgornje in spodnje konture profila.
(2.7)
Pri simetričnih profilih je relativna ukrivljenost enaka nič, pri asimetričnih profilih pa je ta vrednost drugačna od nič in ne presega 4 %.
POVPREČNO AERODINAMIČNO KRILO
Vsako rotacijsko gibanje letala med letom se zgodi okoli njegovega težišča. Zato je pomembno, da lahko hitro določite položaj CG in veste, kako se bo uravnoteženje spremenilo, ko se spremeni njegov položaj. Položaj težišča je praviloma usmerjen glede na povprečno aerodinamično tetivo krila.
Povprečna aerodinamična tetiva krila (SAH) imenujemo tetiva takšnega pravokotnega krila, ki ima enako površino kot dano krilo, velikost skupne aerodinamične sile in položaj središča tlaka (CP) pri enakih vpadnih kotih (slika 14).
riž. 14 Povprečne aerodinamične tetive kril
Magnituda in koordinate SAR za posamezno letalo se določijo med projektiranjem in so navedene v tehničnem opisu.
Če sta velikost in položaj SAR tega letala niso znani, jih je mogoče približno določiti. Za trapezno razgrnjeno krilo SAR odločen z geometrijsko konstrukcijo. Da bi to naredili, je krilo letala narisano v načrtu (in v določenem merilu). Na nadaljevanje korenske tetive se odloži segment, ki je po velikosti enak končni tetivi (slika 15), na nadaljevanje končne tetive (naprej) pa segment, ki je enak korenski tetivi. Konci segmentov so povezani z ravno črto. Nato narišite srednjo črto krila, ki povezuje ravno sredino korena in končne strune. Povprečna aerodinamična tetiva bo potekala skozi presečišče teh dveh črt (SAH).
riž. 15 Geometrijska definicija MAR
Poznavanje velikosti in položaja SAR na letalu in ga vzamemo za osnovno črto, določimo položaj težišča letala, središča tlaka krila itd. glede nanj.
Aerodinamično silo letala ustvarja krilo in deluje v središču tlaka. Središče tlaka in težišče se praviloma ne ujemata in zato nastane moment sile. Velikost tega momenta je odvisna od velikosti sile in razdalje med CG in središčem pritiska, katerega položaj je definiran kot razdalja od začetka SAR, izraženo v linearnih količinah ali kot odstotek dolžine SAH.
riž. 16 Položaj težišča letala
riž. 17 Izračun poravnave ob spremembi teže letala
WING DRAG
povlecite - to je upor proti gibanju krila letala v zraku. Sestavljen je iz profilne, induktivne in valovne impedance:
X cr = X cr + X ind + X B. (2.8)
Karakteristična impedanca ne bo upoštevan, saj se pojavi pri hitrosti leta nad 450 km/h.
Profilna odpornost sestoji iz odpornosti proti tlaku in odpornosti proti trenju:
X pr = X D + X tr .(2.9)
Tlačna odpornost - to je razlika v tlaku pred in za krilom. Večja kot je ta razlika, večja je tlačna odpornost. Razlika v tlaku je odvisna od oblike profila, njegove relativne debeline in ukrivljenosti (slika 18, prikazana na sliki). ZX- koeficient odpornosti profila).
riž. 18 Graf odpornosti profila v odvisnosti od debeline profila
Večja je relativna debelina z profila, bolj narašča tlak pred krilom in bolj se zmanjšuje za krilom, na njegovem zadnjem robu. Posledično se poveča tlačna razlika in posledično poveča tlačni upor. Zračni tok okoli kril letal Jak-52 in Jak-55 v območju delovanja vpadnih kotov (linearni odsek karakteristike C y =f( a ) nastane brez ločitve mejne plasti od celotne površine profila krila, posledično nastane tlačni upor zaradi razlike v tlaku med sprednjim in zadnjim delom krila. Količina tlačnega upora je majhna. Pojav tlačnega upora spremlja nastanek šibkih vrtincev v spremljajočem curku, ki nastane iz mejne plasti.
Ko zračni tok teče okoli profila krila pri vpadnih kotih blizu kritičnega kota, se tlačni upor znatno poveča. V tem primeru se dimenzije vrtinčnega sotočnega curka in samih vrtincev močno povečajo.
Odpornost na trenje nastane zaradi manifestacije viskoznosti zraka v mejni plasti toka okoli profila krila. Velikost tornih sil je odvisna od strukture mejne plasti in stanja poenostavljene površine krila (njene hrapavosti). V laminarni mejni plasti zraka je torni upor manjši kot v turbulentni mejni plasti. Posledično, večji del površine krila, okoli katerega teče laminarna mejna plast zračnega toka, nižji je torni upor.
Na količino trenja vpliva: hitrost letala; hrapavost površine; oblika krila. Višja kot je hitrost leta, slabša je kakovost obdelave površine krila in debelejši kot je profil krila, večja je odpornost proti trenju.
riž. 19 Tok okoli krila s končnim razponom
Za zmanjšanje tornega upora pri pripravi letala na let je treba ohraniti gladkost površine krila in delov letala, zlasti konice krila. Spreminjanje vpadnih kotov praktično ne vpliva na količino trenja.
Razmerje med odpornostjo proti trenju in odpornostjo na pritisk je v veliki meri odvisno od debeline profila (glej sliko 18). Iz slike je razvidno, da se z večanjem relativne debeline profila poveča delež, ki ga je mogoče pripisati tlačnemu uporu. Enako lahko trdimo z analizo in primerjavo profilov letal Jak-52 in Jak-55.
Induktivna reaktanca - to je povečanje upora, povezano z nastankom dvižne sile krila. Ko nemoten zračni tok teče okoli krila, nastane razlika v tlaku nad in pod krilom. Kot rezultat, del zraka na koncih krila krila teče iz območja višjega tlaka v območje nižjega tlaka (slika 19).
Zračni tok teče od spodnje površine krila proti zgornji in se superponira na zračni tok, ki teče na zgornji del krila, kar povzroči nastanek turbulence v zračni masi za zadnjim robom, t.j. vrtinca. nastane vrv. Zrak v vrtinčni vrvi se vrti. Hitrost vrtenja vrtinčne vrvi je različna, v središču je največja, z oddaljevanjem od osi vrtinca pa se zmanjšuje.
riž. 20 Odklon zračnega toka navzdol zaradi vrtinčne linije
Ker ima zrak viskoznost, vrteči se zrak v snopu nosi s seboj okoliški zrak. Vrtinski snopi levega in desnega polkrila se vrtijo v različnih smereh tako, da je znotraj krila gibanje zračnih mas usmerjeno od zgoraj navzdol.
To gibanje zračnih mas daje zračnemu toku, ki teče okoli krila, dodatno hitrost navzdol. V tem primeru kateri koli del zraka, ki teče okoli krila s hitrostjo V, pri hitrosti odkloni navzdol U. Velikost te hitrosti je obratno sorazmerna z oddaljenostjo točke od osi vrtinčne vrvi, torej navsezadnje z raztezkom krila, z razliko tlaka nad in pod krilom ter z obliko krila. v načrtu.
Kotiček Da, s katerim se odkloni zračni tok, ki teče okoli krila s hitrostjo V ki jih povzroča navpična hitrost U, imenujemo pretočni kot (Slika 20). Njegova vrednost je odvisna od vrednosti navpične hitrosti, ki jo povzroča vrtinčna vrv, in hitrosti prihajajočega toka V:
(2.10)
Zato je zaradi poševnega toka pravi vpadni kot aist krilo v vsakem delu se bo razlikovalo od geometrijskega ali navideznega vpadnega kota avsak po znesku Da(slika 21):
(2.11)
Kot je znano, dvig krila Y vedno pravokotno na prihajajoči tok in njegovo smer. Zato vektor vzgona krila odstopa za kot Da in pravokotno na smer pretoka zraka V.
Dvižna sila ne bo celotna sila Y" in njegova komponenta Y, usmerjen pravokotno na prihajajoči tok:
riž. 21 Nastanek induktivne reaktanse
riž. 22 Odvisnost koeficienta upora C x od napadnega kota Yak-52 in
Jak-55
Zaradi majhnosti Da Upoštevamo drugo komponento sile Y" bo enakovreden
(2.13)
Ta komponenta je usmerjena vzdolž toka in se imenuje induktivna reaktanca (Slika 21).
Če želite najti vrednost induktivne reaktanse, morate izračunati hitrost U in kot pretoka.
Odvisnost poševnega kota toka od raztezka krila in koeficienta vzgona Zpri oblika krila v tlorisu pa je izražena s formulo
Kje A- koeficient, ki upošteva obliko krila v načrtu.
Za krila letala koeficient A enako
(2.15)
Kje lef- razširitev krila brez upoštevanja površine trupa, ki zavzema del krila;
d- vrednost, ki je odvisna od oblike krila v tlorisu.
Nadomestimo vrednosti formul (2.14), (2.15) v formulo (2.13) in jo preoblikujemo, dobimo
(2.16)
Kje Cxjaz- koeficient induktivne reaktance.
Določena je s formulo. Iz formule je razvidno, da C x neposredno sorazmeren s koeficientom vzgona in obratno sorazmeren z razmerjem stranic krila.
Pri ničelnem vpadnem kotu dviga aO induktivna reaktanca bo enaka nič.
Pri nadkritičnih vpadnih kotih je moteno gladko oblivanje profila krila in posledično formula za določanje Cx1 ni sprejemljivo za določitev njegove vrednosti.
Od vrednosti ZX je obratno sorazmeren z razmerjem kril, zato imajo letala, zasnovana za lete na dolge razdalje, visoko razmerje kril: l=14…15.
AERODINAMIČNA KAKOVOST KRILA
Z aerodinamičnega vidika bi bilo najugodnejše krilo, ki bi lahko ustvarilo največji možni vzgon z najmanjšim možnim uporom. Za oceno aerodinamične popolnosti krila je uveden koncept aerodinamične kakovosti krila.
Aerodinamična kakovost krila je razmerje med vzgonsko silo in uporno silo krila pri danem vpadnem kotu.
Kje Y- dvižna sila, kg;
Q- uporna sila, kg. Zamenjava vrednosti v formulo Y in Q , dobimo
Večja kot je aerodinamična kakovost krila, bolj popolno je. Količina kakovosti za sodobna letala lahko doseže 14-15 , in za jadralna letala 45-50. To pomeni, da lahko krilo letala proizvede vzgonsko silo, ki presega upor za faktor 14-15 krat, za jadralna letala pa celo v 50-krat.
Aerodinamična kakovost je označena s kotom (glej sliko 13).
Kot med vektorji vzgona in skupnimi aerodinamičnimi silami se imenuje kakovostni kot. Večja kot je aerodinamična kakovost, manjši je kakovostni kot in obratno.
Aerodinamična kakovost krila, kot je razvidno iz formule (2.18), je odvisna od istih dejavnikov kot koeficienti C y in C x, tj. na vpadni kot, obliko profila, tloris krila, Machovo število leta in obdelavo površine.
VPLIV NA AERODINAMIČNO KAKOVOST NAPADNEGA KOTA.
Na podlagi znanih vrednosti aerodinamičnih koeficientov C y in C x izrišite graf za različne napadalne kote TO = f ( a) (Slika 23).
Graf kaže, da se s povečanjem vpadnega kota na določeno vrednost poveča aerodinamična kakovost. Pri določenem vpadnem kotu doseže kakovost največjo vrednost K max. Ta kot imenovan najugodnejši napadalni kot, a naiven .
Pri ničelnem vpadnem kotu dviga a O Kje Z pri =0 aerodinamična kakovost bo nič.
Vpliv na aerodinamično kakovost oblike profila je povezan z relativno debelino in ukrivljenostjo profila. Pri tem imajo velik vpliv oblika kontur profila, oblika konice in položaj maksimalne debeline profila vzdolž tetive (slika 24).
riž. 23 Graf odvisnosti aerodinamične kakovosti od vpadnega kota
riž. 24 Odvisnost aerodinamične kakovosti od vpadnega kota in debeline profila
riž. 25 . Nastanek sesalne sile
riž. 26 Sprememba aerodinamične kakovosti krila glede na Machovo število
Pri oblivanju profilov z zaobljenimi in odebeljenimi konicami se na konici profila oblikuje sesalna sila, ki lahko bistveno zmanjša upor. Največjo vrednost doseže pri vpadnih kotih blizu anaiven ko lahko sesalna sila preseže silo trenja (slika 25).
Za večje vrednosti TOmaks izbrana je optimalna debelina in ukrivljenost profila, konturne oblike in raztezek krila.
Oblika krila vpliva tudi na aerodinamično kakovost krila. Za doseganje najvišjih vrednosti kakovosti je najboljša oblika krila eliptična z zaobljenim sprednjim robom. To krilo ima najmanjši induktivni upor. Povečanje razmerja stranic krila zmanjša njegov inducirani upor (ne pozabite) in s tem poveča aerodinamično učinkovitost.
Ko se število poveča M let, preden se pojavi valovna kriza, se bo kakovost nekoliko povečala (za dani vpadni kot), saj se manifestacija stisljivosti zraka poveča C y . Z nastopom valovne krize se kakovost močno zmanjša, ker se koeficient vzgona zmanjša in C x poveča (slika 26).
Stanje površine krila (hrapavost, valovitost, odstopanje od dane oblike) vpliva na vrednost upora profila. Zato je mogoče z izboljšanjem stanja površine krila (ali vzdrževanjem v dobrem stanju) izboljšati aerodinamično kakovost letala.
KONSTRUKCIJA AERODINAMIČNIH KARAKTERISTIK KRILA IN LETALA
KRILO POLAR
Za različne izračune letnih karakteristik krila je še posebej pomembno poznavanje sočasne spremembe C y in C x v območju napadnih kotov leta. V ta namen se izriše graf odvisnosti koeficienta C y od C x, imenovan polara.
Za izdelavo polara za dano krilo se krilo (ali njegov model) razpihne v vetrovniku pod različnimi vpadnimi koti. Pri pihanju se vrednosti dvižne sile merijo za vsak vpadni kot z uporabo aerodinamičnih tehtnic Y in vlečne sile Q. Po določitvi velikosti sil Y in Q za dani profil se izračunajo njihovi aerodinamični koeficienti. Iz formule za sile vzgona in upora dobimo:
(2.20)
Ta izračun je narejen za vsak vpadni kot. Rezultate meritev in izračunov vnesemo v tabelo.
Za konstrukcijo polare narišemo dve medsebojno pravokotni osi. Vrednosti so narisane na navpični osi C y , in vodoravno - C x . Tehtnice za C y in C x Ponavadi se vzamejo drugačni.
Sprejeto za C y vzemite merilo, ki je 5-krat večje kot za C x , saj se znotraj vpadnih kotov leta obseg spreminja C y nekajkrat večji od obsega spremembe C x . Vsaka točka nastalega grafa ustreza določenemu vpadnemu kotu.
Ime "polar" je razloženo z dejstvom, da je to krivuljo mogoče obravnavati kot polarni diagram, zgrajen na koordinatah celotnega koeficienta aerodinamične sile z R in j , Kje j - kot naklona skupne aerodinamične sile R v smeri hitrosti prihajajočega toka (pod pogojem, da merilo C y in C x vzemi enako).
riž. 27 Načelo izdelave polarnega krila
riž. 28 Polariteta krila
Če potegnemo vektor iz izhodišča koordinat (slika 27), skupaj s središčem tlaka profila, na katero koli točko na polari, potem bo predstavljal diagonalo pravokotnika, katerega stranice so enake. Z l in C x . koeficient upora in vzgona od vpadnih kotov - tako imenovana polarnost krila.
Ker so koeficienti Z l in C x so sorazmerne z aerodinamičnimi silami, potem je enostavno preveriti, da je kot med vektorjema Z r in Z l , predstavlja kakovostni kot q. Kakovostni kot q je mogoče neposredno izmeriti na polari, zgrajeni na enakih skalah Z l in C x, in ker so polari praviloma zgrajeni na različnih koeficientih lestvice Z l in C x , potem je kot kakovosti določen iz razmerja
Polar je izdelan za zelo specifično krilo z danimi geometrijskimi dimenzijami in obliko profila (slika 28). Na podlagi polarnosti krila je mogoče določiti številne značilne vpadne kote.
Ničelni kot dviga a O je na presečišču polare in osi C x . Pri tem vpadnem kotu je koeficient vzgona enak nič (Z l = 0).
Za krila sodobnih letal je običajno a O = .
Vpadni kot, pri katerem C x ima najmanjšo vrednost a C h.min . najdemo tako, da narišemo tangento na polaro vzporedno z osjo Z l . Pri sodobnih profilih kril se ta kot giblje od 0 do 1°.
Najbolj ugoden napadalni kot anaiven . Ker je pri najugodnejšem vpadnem kotu aerodinamična kakovost krila največja, je kot med osmi Z l in tangenta, ki poteka iz izhodišča, tj. kakovostni kot, pri tem vpadnem kotu, v skladu s formulo (2.19), bo minimalna. Zato za določitev a naiven iz izhodišča morate potegniti tangento na polaro. Točka dotika bo ustrezala a naiven . Za moderna krila a naiven leži znotraj 4 - 6°.
Kritični napadni kot aKreta . Za določitev kritičnega napadnega kota je potrebno narisati tangento na polaro, vzporedno z osjo C x . Kontaktna točka bo ustrezala a Kreta . Za sodobna letalska krila a Kreta = 16-30°.
Vpadne kote z enako aerodinamično kakovostjo najdemo tako, da potegnemo sekanto od izhodišča do polare. Na presečiščih najdemo vpadne kote (a 1 in a 2 ) pri letenju, pri katerem bo aerodinamična kakovost enaka in nujno manjša TO maks .
POLARNO LETALO
Ena glavnih aerodinamičnih značilnosti letala je polara letala. Prej je bilo ugotovljeno, da je koeficient vzgona krila Z l enak koeficientu vzgona celotnega letala, koeficient upora letala pa je za vsak vpadni kot večji C x krilo po velikosti C x vr , tj.
Zato je polaro letala mogoče dobiti z dodajanjem količine C x vr Za C x krilo na polaru krila za ustrezne vpadne kote. Polarnost letala bo za nekaj premaknjena v desno od polarnosti krila C x vr (slika 29). Običajno je polar letala izdelan z uporabo podatkov o omejitvah Z l =f( a ) in C x =f( a ), pridobljeno eksperimentalno s pihanjem modelov v vetrovnikih. Vpadni koti na polarno ravnino letala se nastavijo z vodoravnim prevajanjem vpadnih kotov, označenih na polarni ravnini krila.
Določitev aerodinamičnih lastnosti in značilnih vpadnih kotov vzdolž polaritete letala se izvede na enak način kot pri polariteti krila.
Vpadni kot ničelnega dviga a letalo se praktično ne razlikuje od vpadnega kota krila z ničelnim vzgonom. Ker na premog a 0 vzgonska sila enaka nič, potem je pri tem vpadnem kotu možno samo navpično gibanje letala navzdol, imenovano navpični potop ali navpični zdrs pod kotom 90°.
riž. 29 Polari za krila in letala
riž. 30 Polar za letala z razširjenimi zakrilci
Vpadni kot, pri katerem ima koeficient upora najmanjšo vrednost () se nahaja vzporedno z osjo Z l tangenta na polaro. Pri letenju pod tem vpadnim kotom bo izguba upora najmanjša. Pri tem vpadnem kotu (ali blizu njega) se let izvaja z največjo hitrostjo.
Najbolj ugoden vpadni kot ( a naiven ) ustreza najvišji vrednosti aerodinamične kakovosti letala. Grafično ta kot, tako kot pri krilu, določimo tako, da iz izhodišča potegnemo tangento na polaro. Graf kaže, da je naklon tangente na polaro letala večji od naklona tangente na polaro krila. In odkar
(2.22)
potem lahko sklepamo, da je maksimalna kakovost letala kot celote vedno manjša od maksimalne aerodinamične kakovosti posameznega krila.
Iz istega grafa je razvidno, da je najugodnejši vpadni kot letala za 2 - 3° večji od najugodnejšega vpadnega kota krila.
riž. 31 Letalski polarji za različne M številke
Kritični napadni kot letala (aKreta) njegova vrednost se ne razlikuje od vrednosti enakega kota za krilo.
Na sl. 29 prikazuje polare letala v treh različicah:
- lopute so umaknjene;
- zakrilca so iztegnjena v vzletni položaj ( d 3 = 20°);
- zakrilca so iztegnjena v pristajalni položaj ( d 3 = 45°).
Dvig zakrilc v položaj za vzlet (d 3 = 15-25 °) vam omogoča, da povečate največji koeficient vzgona Su max z relativno majhnim povečanjem koeficienta upora. To omogoča zmanjšanje zahtevane minimalne hitrosti leta, ki praktično določa vzletno hitrost letala med vzletom. Z razpiranjem zakrilc (ali zakrilc) v vzletni položaj se dolžina vzletnega zaleta zmanjša za do 25 %.
Ko so zakrilca (ali zakrilca) iztegnjena v položaj za pristajanje (d 3 = 45 - 60°), se lahko največji vzgonski koeficient poveča na 80%, kar močno zmanjša pristajalno hitrost in dolžino zaleta. Vendar se upor povečuje hitreje kot vzgonska sila, zato je aerodinamična kakovost znatno zmanjšana. Toda ta okoliščina se uporablja kot pozitiven operativni dejavnik - strmina trajektorije med drsenjem pred pristankom se poveča in posledično letalo postane manj zahtevno glede kakovosti pristopov do pristajalne steze.
Prej smo upoštevali polare krila in letala za takšne hitrosti letenja (številke M), ko bi vpliv stisljivosti lahko zanemarili. Ko pa so takšne številke dosežene M, pri kateri stisljivosti ni več mogoče zanemariti ( M> 0,6 - 0,7) je treba koeficient vzgona in upora določiti ob upoštevanju popravka za stisljivost.
(2.23)
kjer je Su сж koeficient vzgona ob upoštevanju stisljivosti;
Su koeficient toka nestisljivega toka vzgonske sile toka nestisljivega materiala za isti vpadni kot kot Su stisnjen.
Do številk so vsi polari praktično enaki, vendar pri velikih številkah M se začnejo premikati v desno in hkrati povečujejo naklon na os C x . Polarni premik v desno (v veliki meri C x ) zaradi povečanja koeficienta upora profila zaradi vpliva stisljivosti zraka in z nadaljnjim povečanjem št. (M> 0,75 - 0,8) zaradi pojava valovnega upora (slika 31).
Povečanje naklona polarnikov je razloženo s povečanjem koeficienta induktivnega upora, saj se bo pri enakem vpadnem kotu v podzvočnem toku stisljivega plina sorazmerno povečal.Aerodinamična kakovost letala od trenutka, ko se stisljivost poveča. učinek se opazno manifestira in se začne zmanjševati.
MEHANIZACIJA KRILA
Na sodobnih letalih se za pridobitev visokih letalno-taktičnih lastnosti, zlasti za doseganje visokih hitrosti letenja, znatno zmanjšata površina krila in njegovo razmerje stranic. In to negativno vpliva na aerodinamično kakovost letala in še posebej na značilnosti vzleta in pristanka.
Da bi letalo obdržalo v zraku v ravnem letu s konstantno hitrostjo, je potrebno, da je dvižna sila enaka teži letala - Y = G . Toda odkar
(2.24)
Iz formule (2.24) sledi, da je za ohranitev letala v zraku pri najnižji hitrosti (na primer pri pristajanju) potrebno, da je koeficient vzgona Z l je bil največji. Vendar Z l se lahko poveča s povečanjem vpadnega kota le do aKreta . Povečanje vpadnega kota, večjega od kritičnega, vodi do motenj pretoka na zgornji površini krila in do močnega zmanjšanja Z l , kar je nesprejemljivo. Zato je za zagotovitev enakosti vzgona in teže letala potrebno povečati hitrost leta .
Zaradi teh razlogov so pristajalne hitrosti sodobnih letal precej visoke. To močno oteži vzlet in pristanek ter poveča doseg letala.
Za izboljšanje zmogljivosti vzletanja in pristajanja ter zagotavljanje varnosti med vzletanjem in predvsem pristajanjem je treba zmanjšati pristajalno hitrost, če je le mogoče. Če želite to narediti, morate Z l je bilo mogoče več. Vendar pa imajo profili kril velik su maks , imajo praviloma velike vrednosti upora Cxmin , ker imajo veliko relativno debelino in ukrivljenost. In povečanje Cx.min , preprečuje povečanje največje hitrosti leta. Za izdelavo profila krila, ki hkrati izpolnjuje dve zahtevi: doseganje visokih največjih hitrosti in nizkih pristajalnih hitrosti - skoraj nemogoče.
Zato si pri načrtovanju profilov kril letal najprej prizadevajo zagotoviti maksimalno hitrost, za zmanjšanje pristajalne hitrosti pa uporabljajo posebne naprave na krilih, imenovana krilna mehanizacija.
Z uporabo mehaniziranega krila je velikost sumaks , ki omogoča zmanjšanje pristajalne hitrosti in dolžine zaleta letala po pristanku, zmanjšanje hitrosti letala v trenutku vzleta in skrajšanje dolžine vzleta. Uporaba mehanizacije izboljša stabilnost in vodljivost letala pri velikih vpadnih kotih. Poleg tega zmanjšanje hitrosti pri vzletu in pristanku poveča varnost njihove izvedbe in zmanjša stroške gradnje vzletno-pristajalnih stez.
Torej, mehanizacija kril služi za izboljšanje vzletnih in pristajalnih lastnosti letala s povečanjem največje vrednosti koeficienta vzgona kril sumaks .
Bistvo mehanizacije krila je, da se s pomočjo posebnih naprav poveča ukrivljenost profila (v nekaterih primerih tudi površina krila), zaradi česar se spremeni vzorec toka. Rezultat je povečanje največje vrednosti koeficienta vzgona.
Te naprave se praviloma nadzorujejo med letom: pri letenju pri nizkih vpadnih kotih (pri visokih hitrostih leta) se ne uporabljajo, ampak se uporabljajo samo med vzletom in pristankom, ko povečanje vpadnega kota ne povzroči zagotoviti potrebno količino dviga.
Obstajajo naslednje vrste mehanizacije kril : zavihki, zavihki, letvice, pregibne nogavice krila, krmiljenje mejnega sloja, reaktivne lopute .
Ščit je odklonska površina, ki v umaknjenem položaju meji na spodnjo, zadnjo površino krila. Ščit je eno najpreprostejših in najpogostejših sredstev za povečanje Su max.
Povečanje Su max pri odklonu lopute je razloženo s spremembo oblike profila krila, ki se lahko pogojno zmanjša na povečanje efektivnega vpadnega kota in konkavnosti (ukrivljenosti) profila.
Ko se loputa odkloni, se med krilom in loputo oblikuje vrtinčno sesalno območje. Znižani tlak v tem območju sega delno na zgornjo površino profila na zadnjem robu in povzroči, da se mejna plast odsesa s površine, ki leži navzgor. Zaradi sesalnega delovanja lopute se prepreči zastoj toka pri velikih vpadnih kotih, poveča se hitrost toka preko krila in zmanjša tlak. Poleg tega odklon zakrilca poveča pritisk pod krilom s povečanjem efektivne ukrivljenosti profila in efektivnega vpadnega kota a ef .
Zaradi tega sprostitev loput poveča razliko v relativnih tlakih nad in pod krilom in s tem koeficient vzgona su .
Na sl. Slika 35 prikazuje graf odvisnosti Z l od vpadnega kota za krilo z različnimi položaji zakrilc: uvlečen, vzletni d = 15°, pristajalni d = 40°.
Ko je loputa odklonjena, celotna krivina su sch = f( a ) premika navzgor skoraj enako oddaljeno od krivulje Su = f ( a ) glavni profil.
Graf kaže, da ko je zakrilce odklonjeno v pristajalni položaj (d = 40°), prirast su je 50-60%, kritični vpadni kot pa se zmanjša za 1-3°.
Za povečanje učinkovitosti zakrilca je konstrukcijsko zasnovana tako, da se ob odklonu istočasno pomakne nazaj, proti zadnjemu robu krila. S tem se poveča učinkovitost sesanja mejne plasti z zgornje površine krila in dolžina visokotlačne cone pod krilom.
Pri odklonu zakrilca se hkrati s povečanjem koeficienta vzgona poveča tudi koeficient upora, medtem ko se aerodinamična kakovost krila zmanjša.
Loputa . Zavihek je odklonski del zadnjega roba krila ali površina, ki sega (s hkratnim odklonom navzdol) nazaj izpod krila. Po zasnovi so lopute razdeljene na enostavne (brez utorov), z enim utorom in z več utori .
riž. 32 Profil krila z zavihkom, ki se premika nazaj
riž. 33 Zavihki: a - brez utorov; b - reža
Loputa brez reže poveča koeficient vzgona Z l s povečanjem ukrivljenosti profila. Če je med konico lopute in krilom posebej profilirana reža, se učinkovitost lopute poveča, saj zrak, ki prehaja z veliko hitrostjo skozi zožitev reže, preprečuje nabrekanje in motnje mejne plasti. Za nadaljnje povečanje učinkovitosti loput se včasih uporabljajo lopute z dvojnimi režami, ki povečajo koeficient vzgona Z l profil do 80 %.
Povečanje Su max krila pri podaljšanju zakrilc ali zakrilc je odvisno od številnih dejavnikov: njihove relativne velikosti, kota odklona, kota zamaha krila. Na strešnih krilih je učinkovitost mehanizacije običajno manjša kot na ravnih krilih. Odklon zavihkov, pa tudi zavihkov, ne spremlja le povečanje Z l , v še večji meri pa s povečanjem Z x , zato se aerodinamična kakovost zmanjša, ko se mehanizacija podaljša.
Kritični vpadni kot pri iztegnjenih zakrilcih se rahlo zmanjša, kar omogoča doseganje Cmax z manjšim dvigom nosa letala (slika 36).
riž. 34 Krilni profil s ščitom
riž. 35 Vpliv sproščanja loput na krivuljo Cy=f( a)
riž. 36 Polar letala z umaknjenimi in iztegnjenimi zakrilci
Letvica je majhno krilo, ki se nahaja pred krilom (slika 37).
Lamele so fiksne ali avtomatske.
Fiksne letvice na posebnih stojalih so trajno pritrjene na določeni razdalji od konice profila krila. Pri letenju pod nizkimi vpadnimi koti so avtomatske lamele s tokom zraka tesno pritisnjene na krilo. Pri letenju pod velikimi vpadnimi koti se spremeni vzorec porazdelitve pritiska vzdolž profila, zaradi česar se zdi, da je letvica izsesana. Letev se samodejno izvleče (slika 38).
Ko je letvica iztegnjena, nastane med krilom in letvico vse manjša reža. Hitrost zraka, ki gre skozi to režo, in njegova kinetična energija se povečata. Reža med letvico in krilom je profilirana tako, da je zračni tok, ki zapušča režo, z veliko hitrostjo usmerjen po zgornji površini krila. Posledično se poveča hitrost mejne plasti, postane stabilnejša pri visokih vpadnih kotih, njena ločitev pa se potisne nazaj k visokim vpadnim kotom. V tem primeru se kritični vpadni kot profila znatno poveča (za 10°-15°), Cy max pa se poveča v povprečju za 50% (slika 39).
Običajno letvice niso nameščene vzdolž celotnega razpona, ampak le na njegovih koncih. To je zato, ker se poleg povečanja koeficienta vzgona poveča učinkovitost krilc, kar izboljša bočno stabilnost in vodljivost. Namestitev letvice vzdolž celotnega razpona bi bistveno povečala kritični napadalni kot krila kot celote, za njegovo izvedbo med pristajanjem pa bi bilo treba glavne opornike podvozja postaviti zelo visoko.
riž. 37 letvica
riž. 38 Načelo delovanja avtomatske lamele: a - majhni vpadni koti; b – veliki vpadni koti
Fiksne letvice Praviloma so nameščeni na letalih z nizko hitrostjo, saj takšne letvice znatno povečajo upor, kar je ovira za doseganje visokih hitrosti letenja.
Zložljiv prst na nogi (slika 40) se uporablja na krilih s tankim profilom in ostrim prednjim robom, da se prepreči zastoj za prednjim robom pri velikih vpadnih kotih.
S spreminjanjem naklona premičnega nosu je možno za poljuben vpadni kot izbrati položaj, kjer bo tok okoli profila neprekinjen. To bo izboljšalo aerodinamične lastnosti tankih kril pri visokih vpadnih kotih. V tem primeru se lahko poveča aerodinamična kakovost.
Ukrivljenost profila z odklonom konice poveča Sumax krila brez bistvene spremembe kritičnega napadnega kota.
riž. 39 Krivulja Su =f ( a ) za krilo z letvicami
riž. 40 Upogibna konica krila
Nadzor mejne plasti (Sl. 41) je ena najučinkovitejših vrst mehanizacije krila in se spušča v dejstvo, da se mejna plast bodisi vsesa v krilo bodisi odpihne z njegove zgornje površine.
Za izsesavanje ali odpihovanje mejne plasti se uporabljajo posebni ventilatorji ali kompresorji letalskih plinskoturbinskih motorjev.
Sesanje inhibiranih delcev iz mejne plasti v krilo zmanjša debelino plasti, poveča njeno hitrost v bližini površine krila in spodbuja neprekinjen tok okoli zgornje površine krila pri visokih vpadnih kotih.
Praznjenje mejne plasti poveča hitrost gibanja delcev zraka v mejni plasti in s tem prepreči zastoj toka.
Nadzor mejne plasti dobro deluje v kombinaciji z zavihki ali zavihki.
riž. 41 Nadzor mejne plasti
riž. 42 Jet flap
Jet flap (Sl. 42) predstavlja tok plinov, ki teče z veliko hitrostjo pod določenim kotom navzdol iz posebne reže, ki se nahaja blizu zadnjega roba krila. V tem primeru plinski curek vpliva na tok, ki teče okoli krila, kot odklonjena loputa, zaradi česar se tlak pred loputo curka (pod krilom) poveča, za njo pa zmanjša, kar povzroči povečanje hitrost toka nad krilom. Poleg tega se ustvari reaktivna sila R, ki ga ustvarja tekoči curek.
Učinkovitost reaktivne lopute je odvisna od vpadnega kota krila, izstopnega kota curka in velikosti potisne sile. R. Uporabljajo se za tanka, zamašena krila z nizkim presečnim razmerjem Jet flap omogoča povečan koeficient vzgona su maks 5-10 krat .
Za ustvarjanje curka se uporabljajo plini, ki prihajajo iz turboreaktivnega motorja.
GIBANJE TLAČNEGA CENTRA KRILA IN LETALA
Središče tlaka krila se imenuje točka presečišča rezultantnih aerodinamičnih sil s tetivo krila.
Položaj središča tlaka je določen z njegovo koordinato X D - oddaljenost od sprednjega roba krila, ki se lahko izrazi v delih tetive
Smer sile R določena s kotom j , oblikovan s smerjo nemotenega zračnega toka (slika 43, a). Iz slike je razvidno, da
Kje TO - aerodinamična kakovost profila.
riž. 43 Središče pritiska krila in sprememba njegovega položaja glede na vpadni kot
Položaj središča pritiska je odvisen od oblike profila in vpadnega kota. Na sl. 43, b prikazuje, kako se položaj središča tlaka spreminja glede na vpadni kot za profile letal Yak 52 in Yak-55, krivulja 1 - za letalo Yak-55, krivulja 2 - za letalo Yak-52.
Iz grafa je razvidno, da položaj CD ko se vpadni kot simetričnega profila letala Yak-55 spremeni, ostane nespremenjen in se nahaja približno 1/4 razdalje od prsta tetive.
Tabela 1
Oznaka teže (tovora)
Prazno letalo
Vzletna teža
Pilot v sprednji kabini
Pilot v zadnji kabini
Gorivo v rezervoarjih
Nafta v rezervoarjih
Ko se spremeni vpadni kot, se spremeni porazdelitev tlaka vzdolž profila krila, zato se središče tlaka premakne vzdolž tetive (za asimetrični profil letala Yak-52), kot je prikazano na sl. 44. Na primer, pri negativnem vpadnem kotu letala Yak 52, približno enakem -1 °, so sile tlaka v nosnem in repnem delu profila usmerjene v nasprotnih smereh in so enake. Ta vpadni kot se imenuje vpadni kot ničelnega dviga.
riž. 44 Premikanje središča pritiska krila letala Yak-52 pri spreminjanju napadnega kota
Pri nekoliko večjem vpadnem kotu so sile pritiska, usmerjene navzgor, večje od sile, usmerjene navzdol, njihova rezultanta Y bo ležala za večjo silo (II), tj. središče pritiska bo v repnem delu profila. Z nadaljnjim povečevanjem vpadnega kota se mesto največje tlačne razlike vedno bolj približuje prednjemu robu krila, kar seveda povzroči premikanje CD vzdolž tetive do sprednjega roba krila (III, IV).
Najbolj napreden položaj CD pri kritičnem vpadnem kotu a cr = 18° (V).
Nalaganje...