M/Vизмеряется 1,225 кг/м3

К - градус Кельвина 0 100 20027 3 300 373 500

Изменение t° на 1000 м высоты составляет 6,5 ° С: при ↑H => ↓ t°

У.Томсон английский учёный (лорд Кельвина присвоено за достижения в науке с выделением поместья). А. Цельсий – шведский учёный. 1742г.

ρ - плотность - это величина, определяемая отношением массы к объёму.

Эти параметры изменяются по высоте Н, но зависят от места (долготы и широты), времени года, суток и т. д.

Параметры воздуха: Р, ρ, Т связаны между собой уравнением состояния газа (воздуха).

Р/ ρ =g • R • T

Где R- Универсальная газовая постоянная (для воздуха R =8314,3 дж / Кмоль К⁰).

Уравнение неразрывности или постоянства расхода показывает, что при установившемся движении газа в трубе массовый секундный расход постоянный во всех её сечениях:

Рис. 8. К понятию уравнений неразрывности и Бернули.

Уравнение энергии (закон Бернули).

m₁ • V₁² m₂ • V₂²

——— + m₁g₁h₁ + p₁ • f₁ •V₁• ∆τ = ——— + m₂g₂h₂ + p₂ f₂ • ∆τ = const 2 2

m₁ • V₁²/2 – кинетическая энергия массы воздуха, проходящего через сечение;

m₁g₁h₁- Потенциальная энергия = работе силы тяжести относительно условного уровня;

p₁• f₁- сила давления;

V₁• ∆τ -путь;

(p₁• f₁) •(V₁• ∆τ) = работа;

f₁ V₁ ∆τ = объём

Уравнение Бернули позволяет объяснить физическую сущность возникновения а/д сил на крыле самолёта и воздушное винте

На величину а/д сил большое влияние оказывает вязкость, а при больших скоростях полёта и сжимаемость воздуха.

Вязкость проявляется в возникновении сил трения между перемещающимися относительно друг друга слоями воздуха.

Сжимаемость это способность воздуха изменять свой объём V и плотность р при изменении t° и внешнего давления р.

Критерием сжимаемости воздуха является число М представляющего

собой отношение скорости полёта V к скорости звука α.

М = V/ α

Число МАХА (по имени австрийского учёного)

Величина α в воздухе зависит от температуры и приближённо определяется по формуле α=20 √ Т

Рис. 9. Характеристики профиля.

2.3. Геометрические характеристики крыла самолёта.

Внешние формы крыла определяется следующими характеристиками:

- профиль;

- вид в плане;

- вид спереди.

Профиль крыла - форма сечения его в плоскости, параллельной

b - хорда крыла С_mах - максимальная толщина f_max - максимальная кривизна ЦТ - (Х_цт) - точка центра тяжести ЦД - (Хцд) - точка центра давления. f - (X f) - точка фокуса

плоскости симметрии самолёта.

На современных дозвуковых самолётах:

Рис. 10. Профили крыла.

На виде в плане крыло имеет формы:

а) прямоугольная.

б) эллиптическая.

в)трапецевидная

Форма крыла в плане характеризуется: ℓ - размах крыла

- S_kp- площадь крыла

- λ_кр - удлинение крыла

- η_кр- сужение крыла

- Х_кр - угол стреловидности

ℓ - размахом крыла называется расстояние между концевыми точками крыла по нормали к плоскости симметрии самолёта.

S_kp - площадь крыла это площадь проекции крыла на при виде сверху.

λ_кр - (ламбда) удлинение крыла это отношение квадрата размаха крыла к площади крыла. —С

η_кр - (этта) сужение крыла это отношение длины корневой хорды к концевой хорде.

Хк_Р - (хи) угол стреловидности крыла - это угол образованный между перпендикуляром к оси самолёта и линией лежащей на 1/4 длины хорды от носка.

Вид крыла спереди характеризуется углом поперечного V, т. е.угол образованный плоскостью хорд и горизонтальной плоскостью.

Положительный угол поперечного V, если концы крыла приподняты

вверх (до -5^е )

Отрицательный угол поперечного V, если концы крыла опущены

вниз (до +7°).

Величина поперечного V существенно влияет на поперечную устойчивость самолёта.

Рис.12. Вид крыла спереди.

Дата добавления: 2015-05-08