Траекторные углы 5 страница

Гидротруба ГТ-1

Продольный момент профиля

Коэффициент продольного момента профиля крыла вычисляется, как правило, либо относительно точки передней кромки, либо относительно центра масс самолёта. В последнем случае, обычно учитываются и другие моменты, действующие на самолёт, т.е. рассматривается не сечение, а компоновка в целом.

Моментная характеристика профиля связана с характеристикой и часто строится на том же графике (рис. 41)

Рис. 41.

Если в эту формуле вместо подставить его выражение и учесть рис. 41б

(37)

или

Обычно крыло самолёта располагается относительно центра масс таким образом, чтобы его фокус находился позади у центра масс. Разность называется запасом продольной статической устойчивости.

Выразим величину из формулы для получаем

(38)

Поэтому удобно характеристику продольного момента строить не в координатах , а в координатах - рис. 42, исключая промежуточный параметр α из графиков - рис.41 (см. выше). Тогда запас устойчивости можно оценить сразу, снимая производную с графика рис. 42.

Рис. 42.

Здесь:

- зависит от несимметрии профиля (связан с )

- относительная координата центра масс, отсчитывается от носка некоторой условной хорды крыла (САХ)

- относительная координата точки приложения приращения подъёмной силы от угла атаки , которая называется фокусом профиля

- плечо силы

 

M=1,2  

Фокус профиля располагается при дозвуковых скоростях на хорды крыла, на сверхзвуковых скоростях - на 0,5 хорды. Это объясня­ется характером распределения давления по профилю крыла - рис. 43.

0,25b  

Рис. 43.

Профильное сопротивление

Существенным недостатком методов теории невязких течений является равенство нулю силы сопротивления. Это объясняется проще всего полностью симметричным характерам невязкого обтекания кругового цилиндра, при котором проекция всех сия давления на ось X равна нулю, что говорит об отсутствии сопротивления, поскольку в невязкой жидкости М силы трения также отсутствуют. Однако этот результат может рассматривать­ся, как предельный при оценке величин аэродинамического качества. Так в одном из тщательно проведенных экспериментов

(Эшли стр. 78) было получено качество около 300.

Однако в подавляющем большинстве реальных случаев вязкостью и сжимаемостью пренебрегать нельзя, потому существует сила сопротивления, в которую входят:

1. Сопротивление трения, зависящее от коэффициента трения

2. Сопротивление давления , обусловленное отклонением реального обтекания от схемы Кутта-Жуковского (рис. 45)

			“+”

Рис. 45. Потеря давления на задней кромке при наличии скачка

Волновое сопротивление обусловлено особым влиянием в сжимаемости при переходе от дозвуковой в сверхзвуковой скорости, а также при сверхзвуковых скоростях. в первую очередь связано с явлением на профиле (любом теде) скачков уплотнения, связанных с ударным, разрывным характером течений при сверхзвуковых скоростях.

Кроме того обычно из-под скачка уплотнения возникает отрыв потока что, означает появление в районе задней кромки разряжения, ещё более увеличивающего - риc. 46.

Таким образом волновое сопротивление резко возрастает при увеличении числа М в диапазоне M=0,8 - 0,85 и является следствием как потерь энергии в скачке, так и отрыва потока из-под скачка.

Зависимость от числа М имеет вид:

- сопротивление трения;

- сопротивление формы;

- волновое сопротивление.

Из курса гидравлики известно:

- число Рейнольдса

- коэффициент путевых потерь

Критерии подобия:

- по вязкости

- по сжимаемости

Обычно для ЛА и его элементов существуют особенности:

1. Числа значительно больше

2. Переходное число , при котором ламинарный пограничный слой переходит в турбулентный составляет

точка перехода

3. В экспериментах на моделях, как правило, существует комбинированное обтекание:

В натурных условиях (÷ самолет) числа , причем в расчетах принимается значение для каждого элемента, например:

- крыло (Ту-204)

- фюзеляж

- оперение

- мотогондола

Поэтому в натурных условиях обычно принимают полностью турбулентное обтекание, что нужно учитывать при переходе от данных модели к самолету.

(39)

Для плоской пластинки:    

- коэффициент трения

	Риc. 50.

h

1,5

b

V

Риc. 51.

h

Условно считаем, что все поверхности самолета близки к плоским пластинам. Коэффициент учитывает форму тела.

V

- относительная омываемая поверхность

	Риc. 55.		омываемая поверхность

Для профиля (условно) тогда иногда для расчетов профиля или изолированного крыла в литературе сразу дается график (вид графика тот же, но в числителе не ошибиться!)

Рис. 61. Конструкция крыла, предложенная фирмой Дуглас.

1 – внешняя поверхность; 2 – силовой кессон углепластиковой конструкции;

3 – поток отсосанного воздуха; 4 – перфорированная титановая обшивка.

Волновое сопротивление

Скачки уплотнения

Возникают в сверхзвуковом потоке

Малые возмущения от движущейся точки распространяются со скоростью звука, а сама точка движется быстрее звука V>a

Скачки уплотнения дают дополнительное волновое сопротивление:

1. В скачке повышается температура

- часть энергии двигателя расходуется на нагрев атмосферы

2. Как правило за скачком следует отрыв потока, дающий

дополнительный

Риc. 64.

Природа скачка уплотнения

Главное правило:

в сверхзвуковом потоке при расширении струи скорость возрастает

(в дозвуковом потоке V уменьшается)

При расширении потока существует плавная переходная зона между N и N в которой скорость (число М) постепенно увеличивается от М до М без всяких скачков уплотнения и потерь (см. пл.2).

Если угол , то картина следующая:

	M =1,4

Линия возмущения N , которая относится к числу M за скачком, оказывается впереди линии N , которая определяется числом M перед скачком. Это означает, что конец возмущенной зоны А N оказывается впереди по потоку относительно начала возмущения А N , что бессмысленно.

В реальных процессах (с учетом вязкости) зона А,N ,N вырождается в скачок уплотнения.

Теоретически возможно реализовать торможение сверхзвукового потока без скачков. Основное условие такого "изэнтропического течения" - малый угол наклона поверхности и очень плавное его увеличение.

Понятие “изэнтропического течения” удобно использовать для примера

- полная аэродинамическая сила

Дата добавления: 2015-05-23