Распределение давления по профилю крыла (25 мин.)

Организационная часть занятия (5 мин.)

Астана 2010г.

УЧЕБНЫЕ И ВОСПИТАТЕЛЬНЫЕ ЦЕЛИ

ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИКИ

Заключительная часть занятия (5 мин.)

Подвести итоги. Ответить на вопросы. Определить задание для самостоятельной работы.

Литература:

1. Воениздат МО СССР 1980г. «Советские авиационные конструкторы» А.Пономарев;

2. г. Москва «Боевая авиационная техника» 1984г. В.Ф. Павленко;

3. Материалы Интернета.

РГП «Государственный авиационный центр»

Лекция по учебной дисциплине:

ТЕМА 3. Подъемная сила и сила лобового сопротивления летательного аппарата

1. Ознакомить курсантов с картиной распределения давления по профилю крыла.

2. Ознакомить курсантов с принятыми в аэродинамике системами координат, аэродинамической силой и ее составляющими.

3. Привить курсантам способность ориентироваться в авиационной терминологии, оценивать возможности авиационной техники на различных режимах полета, умение анализировать конструкцию летательного аппарата.

ВРЕМЯ: 2 часа (90 минут)

МЕТОД: лекция

МЕСТО: учебная аудитория

РАЗРАБОТАЛ: СТЕШЕНКО В.Н.

ТЕМА 3. Подъемная сила и сила лобового сопротивления летательного аппарата

Изучаемые вопросы:

1. Организационная часть занятия (5 мин.).

2. Распределение давления по профилю крыла (25 мин.).

3. Связанная и скоростная система координат (10 мин.).

4. Критический угол атаки и срыв потока с крыла (10 мин.).

5. Полная аэродинамическая сила, ее составляющие (35 мин.).

6. Заключительная часть занятия (5 мин.).

Произвести краткий опрос по предыдущему занятию.

Довести цель темы № 3.

На предыдущих занятиях мы установили, что вследствие изменений величины поперечных сечений струйки изменяется скорость и давлений в ней. Величины деформации струйки зависит от формы обтекаемого тела (профиля) и его расположения относительно потока, т.е. угла атаки. Это значит, что и распределение давления по профилю крыла зависит от формы профиля и его угла атаки. Графическое изображение распределения давления по профилю крыла называется картиной распределения давления. Она получается опытным путем или расчетным путем и изображается способом векторов или способом эпюры.

При векторном способе величина избыточного давления (по отношению к атмосферному), измеренная в данной точке профиля, откладывается на чертеже в масштабе перпендикулярно поверхности профиля. Положительное избыточное давление отмечается стрелками, направленными к контуру, а отрицательное (разрежение) – стрелкой, направленной от контура (рис.1).

Рис.1 Распределение давления на профиле крыла векторным способом.

Для простоты, мы будем использовать знаки «-» для разряжения и «+» для положительного избыточного давления.

Рис.2 Обтекание воздухом профилей различной формы.

Из-за обтекания выпуклой части профиля поток сжимается, скорость в нём растёт и соответственно падает давление (закон Бернулли). Поэтому на плосковыпуклом профиле при a = 0 возникает разность давлений под крылом и над крылом и появляется подъёмная сила.

Рис.3 Обтекание крыла при a > 0.

При обтекании крыла когда a > 0 (рис.3), происходит столкновение потока с плоскостью под углом a и он отбрасывается параллельно плоскости, изменяя направление - вниз, при этом возникает сила A — реактивная сила (второй закон Ньютона).

Кроме этого, поток, встречая препятствие и изменяя направление движения, несколько тормозится и в нём повышается давление (закон Бернулли). В совокупности с разрежением, возникающим над верхней поверхностью крыла, образуется аэро­дина­ми­че­ская сила — R или полная аэро­ди­на­ми­че­ская сила, которая отклонена несколько назад из-за сопротивления воздуха. Полная аэро­ди­на­ми­че­ская сила представляется в виде вектора приложенного в точке, которая называется центром давления (рассмотрим позже).

Кроме силы R, на крыло действуют ещё две силы — это сила тяжести G и сила тяги P. Вот собственно эти самые лебедь, рак и щука преследуют самолёт в полёте постоянно и управляя балансом этих зверей, лётчик управляет самолётом.

Дата добавления: 2015-05-08