Студопедия

КАТЕГОРИИ:


Архитектура-(3434)Астрономия-(809)Биология-(7483)Биотехнологии-(1457)Военное дело-(14632)Высокие технологии-(1363)География-(913)Геология-(1438)Государство-(451)Демография-(1065)Дом-(47672)Журналистика и СМИ-(912)Изобретательство-(14524)Иностранные языки-(4268)Информатика-(17799)Искусство-(1338)История-(13644)Компьютеры-(11121)Косметика-(55)Кулинария-(373)Культура-(8427)Лингвистика-(374)Литература-(1642)Маркетинг-(23702)Математика-(16968)Машиностроение-(1700)Медицина-(12668)Менеджмент-(24684)Механика-(15423)Науковедение-(506)Образование-(11852)Охрана труда-(3308)Педагогика-(5571)Полиграфия-(1312)Политика-(7869)Право-(5454)Приборостроение-(1369)Программирование-(2801)Производство-(97182)Промышленность-(8706)Психология-(18388)Религия-(3217)Связь-(10668)Сельское хозяйство-(299)Социология-(6455)Спорт-(42831)Строительство-(4793)Торговля-(5050)Транспорт-(2929)Туризм-(1568)Физика-(3942)Философия-(17015)Финансы-(26596)Химия-(22929)Экология-(12095)Экономика-(9961)Электроника-(8441)Электротехника-(4623)Энергетика-(12629)Юриспруденция-(1492)Ядерная техника-(1748)

Влияние концевого вихря на скос потока в районе крыла




Концевой вихрь.

 

Воздух, обтекающий верхнюю поверхность, находится в зоне пониженного давления по отношению к воздуху под крылом. Верхний и нижний потоки воздуха взаимодействуют в зоне законцовки крыла и на его задней кромке. Перепад давления меняет направление потока, индуцируя движение к корню крыла над верхней поверхностью и в сторону концов крыльев – под крылом. Если смотреть на самолёт сзади, то индуцируется вихрь против часовой стрелки на правом полукрыле и по часовой стрелке – на левом.

 

 

 

На больших углах атаки (малых приборных скоростях полёта) уменьшение скорости потока приводит к увеличению составляющей потока вдоль размаха крыла и, соответственно, к усилению концевого вихря.

 

 

Зоны повышенного и пониженного давления на крыле приводят к появлению вертикальных скоростей воздуха перед крылом и за ним.

 

 

 

 

Концевой вихрь, модифицируя обтекание крыла, усиливает эти скорости. В целом, поток воздуха, проходящий в районе крыла приобретает нисходящую вертикальную скорость, то есть поток воздуха поворачивается на определённый угол вниз. Таким образом, можно говорить, что реальный угол обтекания (местный угол атаки) крыла уменьшается.

 

 

 

Сила скоса потока за крылом определяется силой концевых вихрей.

Из-за уменьшения местного угла атаки подъёмная сила крыла будет меньше той величины, которую можно было бы получить при условии отсутствия концевых вихрей. Причиной уменьшения подъёмной силы в данном случае является сам процесс создания подъёмной силы. Чтобы компенсировать этот эффект нужно увеличить угол атаки, а это приведет к увеличению лобового сопротивления.

 

 

Этот прирост называется индуктивным сопротивлением, и он напрямую зависит от силы концевых вихрей.

Концевые вихри имеют значительное влияние на аэродинамику самолёта, его устойчивость и управляемость. Некоторые эффекты будут рассмотрены здесь и в следующих разделах

По мере увеличения угла атаки появляется и растет подъемная сила крыла. Лобовое сопротивление при этом тоже растет, сначала медленно, потом быстрее. Разницу между лобовым сопротивлением при ненулевой подъемной силе и профильным сопротивлением называют индуктивным сопротивлением. Оно в широких пределах пропорционально квадрату Су. При срыве обтекания Сх быстро растет и не убывает при дальнейшем росте угла атаки.

 

 

Лобовое сопротивление - это сопротивление движению крыла самолета в воздухе. Для больших скоростей полета оно складывается из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений:

ХкрприндВ.

Волновое сопротивление далее рассматриваться не будет, так как возникает на скоростях полета свыше 450 км/ч.

Профильное сопротивление слагается из сопротивления давления и сопротивления трения:

ХпрДтр

Сопротивление давления - это разность давлений перед и за крылом. Чем больше эта разность, тем больше сопротивление давления. Разность давлений зависит от формы профиля, его относительной толщины и кривизны.

Индуктивное сопротивление для крыла конечного размаха - это прирост лобового сопротивления, связанный с образованием дополнительной подъемной силы крыла, необходимой для компенсации ее утраты из-за влияния концевых перетеканий. При обтекании крыла невозмущенным воздушным потоком возникает разность давлений над крылом и под ним. В результате часть воздуха на концах крыльев перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления.

 

РАЗНООБРАЗИЕ КОМПОНОВОК http://www.interesno.dn.ua/interes....olyotov

 

ОДИН ИЗ СПОСОБОВ СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ http://www.popmech.ru/blogs/post/2591-kryilo-ventilyator/

Главное и, пожалуй, единственное положительное свойство классической аэродинамической схемы заключается в том, что расположенное за крылом горизонтального оперения (ГО) позволяет без особых трудностей обеспечить продольную статическую устойчивость на больших углах атаки самолёта.

Объясняется это тем, что ГО находится в скосе потока от крыла и угол атаки ГО всегда меньше, чем угол атаки крыла, на величину угла скоса потока. Несмотря на то, что ГО обтекается заторможенным потоком, всё-таки удаётся обеспечить нормальные запасы продольной статической устойчивости самолёта, так как срыв потока в первую очередь наступает на крыле.

Основным недостатком классической аэродинамической схемы является наличие так называемых потерь на балансировку.

Для выполнения условий безопасности полёта центровка самолёта определяется, исходя из необходимости обеспечения продольной статической устойчивости при брошенной ручке управления, т.е. со свободным рулём высоты. В итоге при зажатой ручке управления запас продольной статической устойчивости увеличивается, и при расположении центра давления крыла позади центра масс для балансировки самолёта требуется отрицательная подъёмная сила на ГО (рис. 1). Таким образом, результирующая подъёмная сила самолёта оказывается меньше, чем подъёмная сила крыла, на величину отрицательной подъёмной силы ГО.

Аэродинамики нашли остроумный способ частичной компенсации потерь на балансировку, который заключается в следующем.

ГО необходимо установить относительно крыла так, чтобы оно находилось в зоне максимального скоса потока от крыла. По теореме Жуковского подъёмная сила несущей поверхности всегда перпендикулярна вектору скорости набегающего потока. На рис. 2 видно, что вектор полной аэродинамической силы ГО даёт положительную проекцию на направление полёта самолёта, создавая, таким образом, силу тяги ГО. Исследования показывают, что данное техническое решение позволяет увеличить аэродинамическое качество самолёта на 0,5–1 ед. Но на реальных компоновках не всегда удается обеспечить такой режим обтекания ГО, поэтому данный способ повышения аэродинамического качества самолётов классической схемы нельзя назвать универсальным.

Максимальное значение потерь на балансировку имеет место на взлётно-посадочных режимах при выпущенной механизации крыла, когда пикирующий момент самолёта имеет максимальное значение. Например, самый массовый советский пассажирский самолёт при полностью выпущенной механизации имеет отрицательную подъёмную силу ГО, равную 25% веса самолёта. Значит, крыло данного самолёта переразмерено примерно на ту же величину. Таким образом, можно заключить, что все экономические и эксплуатационные показатели этого летательного аппарата, а именно массовая отдача, топливная эффективность, ресурс и т.д., мягко говоря, далеки от оптимальных значений.

 

Аэродинамическая схема «утка»

Как избежать потерь на балансировку? Ответ прост: аэродинамическая компоновка статически устойчивого самолёта должна исключать балансировку с отрицательной подъёмной силой на горизонтальном оперении. В принципе, добиться этого можно и на классической схеме, но наиболее простым решением является компоновка самолёта по схеме «утка», которая обеспечивает управление по тангажу без потерь подъемной силы на балансировку (рис. 3). Тем не менее, «утки» практически не используются в транспортной авиации, и, кстати, совершенно справедливо. Объясним, почему.

Как показывает теория и практика, самолёты схемы «утка» имеют один серьёзный недостаток – малый диапазон лётных скоростей. Схема «утка» выбирается для самолёта, который должен иметь более высокую скорость полёта по сравнению с самолётом, скомпонованным по классической схеме, при условии, что мощности силовых установок этих самолётов равны. Данный эффект достигается за счёт того, что на «утке» удаётся до предела снизить сопротивление трения воздуха за счёт уменьшения площади омываемой поверхности самолёта.

С другой стороны, на посадке «утка» не реализует максимальный коэффициент подъёмной силы своего крыла. Это объясняется тем, что по сравнению с классической аэродинамической схемой при одинаковых межфокусных расстояниях крыла и ГО, относительной площади ГО, а также при равных абсолютных значениях запасов продольной статической устойчивости, схема «утка» имеет меньшее балансировочное плечо ПГО. Именно это обстоятельство не позволяет «утке» конкурировать с классической аэродинамической схемой на взлётно-посадочных режимах.

Решить эту проблему можно одним способом: увеличить максимальный коэффициент подъёмной силы ПГО () до значений, обеспечивающих балансировку «утки» на посадочных скоростях классических самолётов. Современная аэродинамика уже дала «уткам» высоконесущие профили со значениями Суmax= 2, что позволило создать ПГО с. Но, несмотря на это, все современные «утки» имеют более высокие посадочные скорости по сравнению с классическими компоновками.

Срывные характеристики «уток» также не выдерживают критики. При заходе на посадку в условиях высокой термической активности, турбулентности или сдвига ветра ПГО, обеспечивающее балансировку на максимальном допустимом Су самолёта, может иметь. В этих условиях, при внезапном увеличении угла атаки самолёта, ПГО выйдет на закритическое обтекание, что приведёт к падению его подъёмной силы, и угол атаки самолёта начнёт уменьшаться. Возникающий при этом глубокий срыв потока с ПГО вводит самолёт в режим резкого неуправляемого клевка, что в большинстве случаев приводит к катастрофе. Такое поведение «уток» на критических углах атаки не позволяет использовать эту аэродинамическую схему в сверхлёгкой и транспортной авиации.

Идеальная аэродинамическая схема самолёта

Поиск идеальной аэродинамической схемы самолёта – есть важнейшая народно-хозяйственная задача, успешное решение которой обеспечит формирование облика транспортных самолётов с предельными лётно-техническими характеристиками.

Идеальной назовём аэродинамическую схему самолёта, которая обеспечивает:

- максимально возможный диапазон лётных скоростей;

- абсолютную противоштопорную устойчивость самолёта.

Другими словами, в отличие от других аэродинамических схем идеальная аэродинамическая схема должна обеспечивать независимую (бескомпромиссную) оптимизацию самолёта по критериям аэродинамического совершенства и безопасности полёта.

В предыдущем разделе были рассмотрены две наиболее сильно конкурирующие между собой аэродинамические схемы самолётов: «классика» и «утка». От какой же из этих двух схем оттолкнуться для поиска идеальной аэродинамической схемы?

Выше показано, что только «утка» позволяет исключить потери на балансировку. Значит, необходимо оптимизировать «утку».

Рассмотрим балансировку схемы «утка».

На рис. 4 показана несущая система «утки», состоящая из крыла с площадью Sкр и ПГО с площадью Sпго, а также параметры, необходимые для расчёта продольной статической устойчивости «утки». Несущие поверхности находятся на межфокусном расстоянии Lмф. Отметим, что несущая система имеет пикирующий момент Mz0, не зависящий от угла атаки, с коэффициентом mz0. Необходимо сказать, что в данном примере производные коэффициентов подъёмной силы крыла и оперения самолёта равны между собой: Кроме того, мы не будем учитывать влияние на балансировку и устойчивость самолёта скоса потока от ПГО (производная угла скоса потока ПГО по углу атаки самолёта εα = 0).

Отметим, что ручка управления самолётом при движениях «от себя – на себя» отклоняет серворуль ФГО. Статически устойчивая флюгерная несущая система «ФГО + серворуль» самостоятельно ориентируется в набегающем потоке, обеспечивая балансировку самолёта в продольном канале, а углы атаки ГО и самолёта в отличие от классической схемы «утка» больше не являются взаимозависимыми параметрами.

Надо сказать, что данное техническое решение известно давно и успешно используется как в авиации (самонастраивающиеся пропеллеры и ветряки), так и в судостроении (подруливающие устройства яхт). Аэродинамический смысл работы ФГО на «утке» прост: оперение не создаёт дестабилизирующий момент и предназначается только для балансировки самолёта.




Поделиться с друзьями:


Дата добавления: 2015-05-08; Просмотров: 6207; Нарушение авторских прав?; Мы поможем в написании вашей работы!


Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет



studopedia.su - Студопедия (2013 - 2024) год. Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав! Последнее добавление




Генерация страницы за: 0.026 сек.