Траекторные углы 8 страница

Как правило, в прикладных расчетах объединяют в одну формулу

– коэффициент трения плоской пластинки;

Коэффициент трения зависит от числа Рейнольдса , определяющего тип пограничного слоя.  

– коэффициент формы (эксперимент);

– коэффициент, учитывающий

влияние сжимаемости на

коэффициент трения ;

– поверхность в потоке;

точка перехода турбулентное    

– площадь крыла.

Экспериментальные данные по коэффициенту    

Экспериментальные данные

 

по коэффициенту

			0,1

Показатель рассчитывается как относительная площадь омываемой поверхности крыла (любого элемента компоновки).

S – в плане  

			– площадь верхней и нижней поверхности Для изолированного крыла ; Для пассажирского самолета .

Показатель определяется отдельно для каждого элемента самолета (крыло, фюзеляж, оперение, мотогондола и т.д.).

Полный коэффициент сопротивления

(44)

Здесь – индуктивное сопротивление, которое отсутствует у профиля (или крыла бесконечного размаха, и имеется только у крыла конечного размаха).

Теоретическая формула для расчета при условии – эллипс имеет вид: (профиль симметричный)

(45)

Если распределение циркуляции по размаху отлично от эллипса и профиль крыла (самолет в целом) несимметричны относительно оси (в продольной плоскости), то

(46)

– тонкое изолированное крыло;

– учитывает несимметрию;

– коэффициент Освальда, учитывает, что – не эллипс, на крыле имеются фюзеляж, мотогондола, а так же другие элементы самолета.

– гражданские магистральные самолеты;

– военно-транспортные самолеты;

– самолеты АОН, с/хоз, …

это статические данные.

Для сверхзвуковых самолетов есть полуэмпирическая формула:

(47)

Физический смысл образования в том, что для формирования мощных концевых вихрей требуется дополнительная энергия, что проявляется в увеличенном режиме двигателя, это воспринимается как дополнительное сопротивление.

Геометрическое представление

 

x    

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

x    

 

– проекция на ось

Есть и другие методы расчета , однако они не учитывают точно те элементы компоновки самолета, которые также приближенно учтены коэффициентом Освальда “ ”.

(сверхзвуковые самолеты , магистральные дозвуковые , планеры )

может составлять до 50% общего сопротивления самолета, поэтому рассмотрим пути его уменьшения.

1. Увеличение удлинения

2. Увеличение коэффициента

сужение для магистральных дозвуковых самолетов   приближение распределения циркуляции по размаху к эллипсу. Крылья большинства самолетов имеют форму трапеции  

форма крыла в плане

b  

 

	Передний и задний наплывы, как правило выполняются из конструктивных требований в аэродинамических расчетах обычно представляют крыло в виде трапеции, продолжая переднюю и заднюю кромки до оси самолета.

3) Пути воздействия на концевой вихрь – различного рода законцовки крыла.

наиболее часто применяется тип “а”

ВЗК – “вертикальные” законцовки оказывают 2 типа воздействия:

- ослабляют концевой вихрь, приходящий на крыло;

- создают тянущую силу.

Недостатки ВЗК и других типов “б”, “в”: они имеют собственный вес и сопротивление. Конструкции “б” и “в” создают дополнительно снизу крыла дополнительный вихрь, противоположного вращения, ослабляющий основной вихрь.

Большинство современных лайнеров имеют специальные законцовки того или иного типа. Есть данные, что их эффект оценивается в 1-2% экономии топлива.

Стреловидное крыло

При рассмотрении профиля был предложен кардинальный путь уменьшения профильного волнового сопротивления сверхкритический профиль. При переходе к крылу появляется дополнительная возможность снижения стреловидное крыло.

Рабочая часть АДТ

   

– скорость движения крыла поперек потока  

В 20-ых годах было в эксперименте отмечено, что в случае стреловидного крыла подъемная сила и сопротивление зависят только от величины нормальной составляющей скорости к линии хорды (или к-л другой).

Очевидно, что если самолет будет лететь с такой скоростью, что величина превысит для профиля, то возникнут скачки уплотнения в разных частях крыла и тогда можно говорить о значениях для крыла (стреловидного).

Недостатки стреловидных крыльев

 

1. Уменьшенная подъемная сила при том же угле атаки вследствие уменьшенной нормальной составляющей скорости

 

2. Вес стреловидного крыла больше веса прямого крыла при той же

площади S, вследствие “перелома” лонжеронов.

3. Для стреловидного крыла требуется более мощная взлетно-посадочная механизация, вследствие стреловидных передней и задней кромок крыла

   

при той же площади S.

4. Уменьшение удлинения

и возрастание по сравнению

с прямым крылом той же площади S

5. Неполная реализация снижения (увеличения ) за счет двух эффектов:

а) корневой эффект: в центральной части в переходной зоне стреловидное крыло работает как прямое, поскольку не раскладывается на и .

(скачки уплотнения вблизи фюзеляжа)

б) концевой эффект: – в концевой зоне складывается с - составляющей скорости от концевого вихря, что приводит к уменьшению угла стреловидности по отношению к .

(скачки уплотнения на конце крыла)

 

- составляющая вдоль размаха крыла приводит к утолщению пограничного слоя в концевых сечениях, что вызывает преждевременный срыв потока и потерю устойчивости самолета.

1). Стреловидное крыло должно иметь большую площадь по сравнению с прямым крылом для самолета того же веса

2). Предусматривается более сложная механизация крыла

3). В бортовой части – более тяжелая конструкция бортовой нервюры, большая строительная высота и относительная толщина (последнее ведет к усилению корневого эффекта т.к. уменьшает )

4). Для ослабления корневого эффекта делают наплывы и зализы крыла, уменьшая в центральной зоне

	передний		задний

На стреловидном крыле достаточно сложно обеспечить эллипс циркуляции по размаху крыла, что обусловлено его вихревой системой.

Располагаем П-образные вихри вдоль стреловидной передней кромки. Красным показана часть “П” вихря, дающая вращение снизу вверх. Эта серия вихрей в корневом сечении () дает суммарное уменьшение циркуляции , в концевом сечении – прирост . Чтобы приблизить к эллипсу помимо сужения () делают геометрическую крутку крыла (было раньше). — крыло без крутки — эллипс – – крыло с круткой  

Крутка концевых сечений крыла (знак “-”) одновременно способствует улучшению устойчивости, т.к. сечение “опущено” в сторону уменьшения угла атаки.

 

Законы крутки (пример)

z

 

 

-1

-2

+2

Вопрос, достаточно ли закручено крыло, чтобы обеспечить эллипс и ликвидировать отрыв потока в концевых сечениях решается экспериментально (компромисс).

Дата добавления: 2015-05-23