Конструкция крыла самолета: профиль, строение, размах

Полное лобовое сопротивление СЛА.

Мы уже говорили, что при увеличении угла атаки крыла коэффициент подъемной силы Cy сначала возрастает от 0, а затем, при достижении какого-то максимального значения, с дальнейшем увеличением угла атаки начинает уменьшаться (рис. 6).

В свою очередь, у силы лобового сопротивления нулевого значения нет (рис. 7). Сила лобового сопротивления есть при любом угле атаки и направлена всегда против движения крыла. Это объясняется тем, что лобовое сопротивление крыла является суммой сил, вызываемых различными причинами и действующих в разных режимах полета.

Профильное сопротивление крыла.

Сопротивление крыла бесконечного размаха называется профильным сопротивлением и обозначается  Qp. Профильное сопротивление, вызываемое разностью давлений перед крылом и за ним, а также трением воздуха о его поверхность в пограничном слое, зависит только от формы профиля и шероховатости поверхности крыла:

,

где Сxp — коэффициент профильного сопротивления.

Пограничный слой (ПС) – это тонкий слой воздуха, непосредственно примыкающий к обтекаемой поверхности и тормозящийся о нее.

Непосредственно на обтекаемой поверхности скорость потока равна нулю. В этом легко убедиться. Вспомните, например, крылья бабочек. Они покрыты тончайшей пыльцой, которая не сдувается набегающим потоком.

По мере удаления от поверхности тела ее влияние на поток уменьшается, и скорость потока, соответственно, увеличивается. Толщина пограничного слоя для сверхлегких летательных аппаратов (СЛА) составляет 2-12 мм. Различают ламинарный (ровный) и турбулентный (вихревой) пограничные слои (рис. 9).

Рис. 9. Пограничный слой

Ламинарный ПС встречается на очень гладких поверхностях обтекания, как правило, при малых скоростях и температурах набегающего потока. По мере удаления от передней кромки толщина пограничного слоя увеличивается, и он из ламинарного обычно превращается в турбулентный. На парапланах и дельтапланах из-за шершавости материала, из которого изготовлены крылья, пограничный слой практически всегда турбулентный. При увеличении толщины пограничного слоя до некоторого критического значения происходит его отрыв от обтекаемой поверхности (рис. 10).

Рис. 10. Отрыв пограничного слоя

Обсуждавшийся ранее «срыв потока» фактически определяется отрывом пограничного слоя.

Индуктивное сопротивление крыла.

Второй составляющей полного лобового сопротивления крыла является индуктивное сопротивление. При переходе от крыла бесконечного размаха к крылу конечного удлинения появляется новый вид сопротивления, величина которого резко повышается при увеличении угла атаки. Это сопротивление называется индуктивным и обозначается Qi.

,

где — коэффициент индуктивного сопротивления, зависящий от удлинения крыла и угла атаки.

Индуктивное сопротивление объясняется перетеканием воздуха по торцам крыла из области повышенного давления в область пониженного давления над крылом (рис. 11). Так как разность давления на поверхности крыла определяет величину подъемной силы, то между подъемной силой и индуктивным сопротивлением имеется тесная связь. Если нет подъемной силы, индуктивное сопротивление отсутствует. Чем больше угол атаки, тем больше подъемная сила и, следовательно, индуктивное сопротивление.

Рис. 11. Перетекание воздуха по торцам крыла

Таким образом, полное лобовое сопротивление  крыла в общем случае складывается из профильного и индуктивного сопротивлений (мы обозначали его буковкой Х, как ось, по которой оно направлено, но вообще-то его обозначают буковкой Q).

Q = Qp + Qi

На малых углах атаки основной частью лобового сопротивления является профильное. По мере увеличения угла атаки сопротивления в общем сопротивлении крыла уменьшается, а доля индуктивного — возрастает и на больших углах атаки составляет основную часть лобового сопротивления.

Слайд 16 ПОНЯТИЕ О САХ КРЫЛА. ЦЕНТРОВКА ЛАПоложение ЦТ (центра

тяжести) или ЦД (центра давления) определяется расстоянием от носика

профиля. Для удобства это расстояние измеряется не в см или

мм, а в процентах. То есть длина всей хорды крыла берётся равной 100%, и расстояние от носика профиля выражается в процентах. Однако это справедливо только для крыла прямоугольной формы, так как хорды во всех сечениях совпадают. Для крыльев сложной формы эта задача решается следующим образом:Реальное крыло условно заменяют эквивалентным крылом прямоугольной формы и используют для обозначения положения ЦТ и ЦД. Хорда этого крыла называется средней аэродинамической хордой или САХ.Центром тяжести ЛА называется точка равнодействующих всех сил тяжести всех частей ЛА и грузов, размещённых на нём. Положение ЦТ определяется относительно САХ.

Угловая скорость по крену

Во время вращения самолета вокруг продольной оси на крыло действует демпфирующий момент, противодействующий вращению. Возникает этот момент из-за разных местных углов атаки консолей крыла. Действительно, скорость набегающего потока векторно складывается с линейной скоростью конца консоли, направленной по касательной в плоскости, перпендикулярной оси самолета. Допустим, самолет вращается по часовой стрелке и в рассматриваемый момент консоли крыла горизонтальны. Правая консоль движется вниз, левая – вверх. Местный угол атаки профиля крыла на конце правой консоли увеличивается и подъемная сила на конце правой консоли растет. На левой консоли местный угол атаки ее конца уменьшается, или даже становится отрицательным – это зависит от соотношения линейной скорости самолета, скорости его вращения и размаха крыла. Из-за разницы местных углов атаки возникает момент по крену, тормозящий вращение самолета. Причем основной вклад в создание этого демпфирующего момента вносят концы консолей. Зависимость погонного демпфирующего момента участка крыла от расстояния до продольной оси самолета – квадратичная. Потому что линейно к концу консоли нарастает плечо силы, и линейно же нарастает компонента линейной тангенциальной скорости, векторная сумма которой со скоростью самолета и определяет местный угол атаки, а значит и С _y и подъемную силу. В результате, крыло с сужением 2 должно было бы иметь вчетверо меньший демпфирующий момент по крену в сравнении с прямоугольным крылом. В действительности, процессы несколько сложнее, т.к. выше не учтено изменение распределения погонной подъемной силы по размаху крыла. Это явление уменьшает эффект от сужения. В теории крыла доказано, что при переходе от прямоугольного крыла к крылу с сужением демпфирующий момент пропорционален величине (n+3)/(2(n+1)), где n – сужение крыла. Т.е. демпфирующий момент прямоугольного крыла вдвое больше равного ему по площади и размаху треугольного крыла. А это значит, что при одинаковых элеронах и угле их отклонения крыло с сужением будет вращаться по крену с большей угловой скоростью.

Особенно заметно влияние сужения на угловую скорость по крену у треугольного крыла – МИГ-21 во Вьетнаме в ближнем бою абсолютно превосходил фантом F-4, в т.ч. из-за дикой маневренности по крену. Впервые с этим явлением столкнулись на испытаниях Ла-250, имеющего треугольное крыло, да еще малого удлинения. Испытатели справились с ним только после установки системы гиростабилизации по крену. Система была, между прочим, гидромеханическая, без электроники.

Крутка

В главе про удлинение крыла показано, что даже у прямого плоского крыла условия обтекания профиля по размаху меняются, в т.ч. из-за концевого вихреобразования. Чтобы снизить его отрицательные последствия, надо установить профиль у концевого сечения под меньшим углом атаки, чем у корневого, – т.е. применить отрицательную крутку крыла. Геометрическая крутка оптимальна только на одной расчетной скорости полета. Чтобы расширить диапазон оптимизации применяют аэродинамическую крутку крыла, – ставят на конце менее несущий профиль. Он обладает меньшей кривизной, и его поляра проходит ниже поляры корневого профиля. В случае хорошего согласования поляр можно сделать крыло, обладающее более широким диапазоном скоростей высокого аэродинамического качества, чем при геометрической крутке. Однако такой способ сложнее в проектировании.

Помимо повышения аэродинамического качества крыла, крутки применяют и для других целей. В главе про стреловидность уже приводился пример использования крутки для обеспечения продольной устойчивости бесхвостки.

Крутка крыльев широко применяется у свободнолетающих моделей для разных целей. В классе F1 модель должна летать кругами. Чтобы получить круги без скольжения, применяют разные углы установки консолей, – это тоже крутка. Иногда, у моделей F1В применяют положительную крутку на ушках крыла. Проигрывая по качеству, такое крыло обладает свойством самоцентрирования в термическом потоке. Летая на субкритических углах атаки, при попадании ушка в находящийся сбоку от траектории полета восходящий поток, обтекание выходит на закритический угол и срывается.

Появляется одновременно момент по крену и по курсу, «доворачивающий» модель в поток. Какая крутка крыла свободнолетающей модели, положительная или отрицательная, оптимальна, зависит в основном от тактики спортсмена.

Крутка крыла приводит к ассиметрии аэродинамики самолета. Тем не менее, есть пример использования аэродинамической крутки на пилотажке. Это модель «Funtana» известного теперь и в Москве Себастьяна Сильвестри:

На этой модели он применил значительное сужение крыла при постоянной вдоль размаха строительной высоте лонжерона. В результате относительная толщина профиля на конце крыла в разы больше, чем у корня. Такая аэродинамическая крутка не нарушает симметрии самолета. Ее достоинство в том, что срыв обтекания при больших углах атаки на концах крыла происходит гораздо позже, чем у корневого сечения. Это позволяет сохранить эффективность управления по крену уже при начавшемся у корня крыла срыве обтекания, – очень полезно для чистого исполнения таких фигур 3D пилотажа как «лифт».

Геометрические характеристики крыла

Геометрические характеристики — перечень параметров, понятий и терминов используемых для проектирования крыла и определения наименований его элементов:

Размах крыла (L) — расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолёта и касающимися концов крыла.

Хорда несущей поверхности крыла — отрезок прямой, взятый в одном из сечений крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости самолёта, и ограниченный передней и задней точками профиля.

Местная хорда крыла (b(z)) — отрезок прямой на профиле крыла, соединяющий переднюю и заднюю точки контура профиля в заданном сечении по размаху крыла.

Длина местной хорды крыла (b(z)) — длина отрезка линии, проходящей через заднюю и переднюю точки аэродинамического профиля в местном сечении по размаху крыла.

Центральная хорда крыла (b) — местная хорда крыла в базовой плоскости самолёта, получаемая продолжением линии передней и задней кромок крыла до пересечения с этой плоскостью.

Длина центральной хорды крыла (b) — длина отрезка между точками пересечения передней и задней кромок крыла базовой плоскостью самолёта.

Бортовая хорда крыла (b_б) — хорда по линии разъёма крыла и фюзеляжа в сечении крыла, параллельном базовой плоскости самолёта.

Концевая хорда крыла (b_к) — хорда в концевом сечении крыла, параллельном базовой плоскости самолёта.

Базовая плоскость крыла — плоскость, содержащая центральную хорду крыла и перпендикулярная базовой плоскости самолёта.

Площадь крыла (S) — площадь проекции крыла на базовую плоскость крыла, включая подфюзеляжную часть крыла и наплывы крыла.

Контрольное сечение крыла — условное сечение крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости крыла (z = const).

Кривизна крыла — переменное отклонение средней линии аэродинамических профилей от их хорд; характеризуется относительной вогнутостью профиля (отношением максимального отклонения средней линии от хорды к длине хорды).

Срединная поверхность крыла — образуемая совокупностью всех средних линий профилей крыла по размаху; обычно задаётся некоторыми законами изменения вогнутости профиля и крутки крыла по размаху; при постоянной величине крутки крыла и нулевой кривизне профилей из которых составлено крыло, срединная поверхность представляет собой плоскость.

Удлинение крыла (λ) — относительный геометрический параметр, определяемый как отношение: λ = L²/S;

Сужение крыла (η) — относительный геометрический параметр крыла, определяемый как отношение: η = b/b_к;

Геометрическая крутка крыла — поворачивание хорд крыла по его размаху на некоторые углы (по закону φ_кр = f(z)), которые отсчитываются от плоскости, за которую обычно принимают базовую плоскость крыла (при условии если угол заклинения крыла по бортовой хорде равен нулю). Применяется для улучшения аэродинамических характеристик, устойчивости и управляемости на крейсерском режиме полёта и при выходе на большие углы атаки.

Местный угол геометрической крутки крыла (φкр(z)) — угол между местной хордой крыла и его базовой плоскостью, причём угол φ_кр(z) считается положительным, когда передняя точка местной хорды выше задней очки той же хорды крыла.

Конструктивно-силовые схемы крыла

По конструктивно-силовой схеме крылья делятся на ферменные, лонжеронные, кессонные.

Ферменное крыло

Конструкция такого крыла включает пространственную ферму, воспринимающую силовые факторы, нервюры и обшивку, передающую аэродинамическую нагрузку на нервюры.
Не следует путать ферменную конструктивно-силовую схему крыла с лонжеронной конструкцией, включающей лонжероны и (или) нервюры ферменной конструкции.
В настоящее время крылья ферменной конструкции практически не применяются на самолётах, но широко распространены на дельтапланах.

Лонжеронное крыло

Лонжероны выделены красным цветом

Фрагмент крыла поршневого истребителя Ла-5, вертикально на фото идут нервюры

Лонжеронное крыло включает один или несколько продольных силовых элементов — лонжеронов, которые воспринимают изгибающий момент. Помимо лонжеронов, в таком крыле могут присутствовать продольные стенки. Они отличаются от лонжеронов тем, что панели обшивки с стрингерным набором крепятся к лонжеронам. Лонжероны передают нагрузку на шпангоуты фюзеляжа самолёта с помощью моментных узлов.

Кессонное крыло

В кессонном крыле основную нагрузку воспринимают как лонжероны, так и обшивка. В пределе лонжероны вырождаются до стенок, а изгибающий момент полностью воспринимается панелями обшивки. В таком случае конструкцию называют моноблочной. Силовые панели включают обшивку и подкрепляющий набор в виде стрингеров или гофра. Подкрепляющий набор служит для обеспечения отсутствия потери устойчивости обшивки от сжатия и работает на растяжение-сжатие вместе с обшивкой.
Кессонная конструкция крыла требует наличия центроплана, к которому крепятся консоли крыла. Консоли крыла стыкуются с центропланом при помощи контурного стыка, обеспечивающего передачу силовых факторов по всей ширине панели.

Метод расчета характеристик

В последнее время расчеты характеристик крыла определенного профиля осуществляются с использованием ЭВМ, которые способны проводить многофакторное моделирование поведения крыла в разных условиях. Но самым надежным способом являются естественные испытания, проводимые на специальных стендах. Отдельные сотрудники «старой школы» могут продолжать делать это вручную. Звучит метод просто угрожающе: «полный расчет крыла с использованием интегродифференциальных уравнений относительно неизвестной циркуляции». Суть метода заключается в представлении циркуляции воздушного потока вокруг крыла в виде тригонометрических рядов и в поиске коэффициентов этих рядов, которые удовлетворяют граничным условиям. Работа эта очень трудоемкая и все равно дает лишь приблизительные характеристики профиля крыла самолета.

Принцип действия

Дым показывает движение воздуха, обусловленное взаимодействием крыла с воздухом.

Подъёмная сила крыла создаётся за счёт изменения направления потока воздуха .

Одним из распространённых объяснений принципа действия крыла является ударная модель Ньютона, предложенная им в Principia Mathematica для предельно разряжённой среды с несталкивающимися друг с другом частицами (т.е. для среды, в котрой длина свободного пробега много больше размера крыла): частицы воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью крыла, стоящего под углом к потоку, упруго отскакивают вниз согласно третьему закону Ньютона, толкая крыло вверх. Данная упрощённая модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью пренебрегает обтеканием верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы. В данном случае неправомерно использование этой модели для среды, в которой длина свободного пробега много меньше характерных размеров крыла.

В другой упрощённой модели возникновение подъёмной силы объясняется разностью давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно закону Бернулли: на нижней поверхности крыла скорость протекания воздуха оказывается ниже, чем на верхней, поэтому подъёмная сила крыла направлена снизу вверх; этой разностью давлений обуславливается подъёмная сила. Модель также неверна из-за неправильной односторонней связи скорости потока и разряжения. В реальности имеем взаимосвязь угла атаки, разряжения и скорости потока.

Для более точных вычислений Н. Е. Жуковский ввёл понятие циркуляции скорости потока; в 1904 году им была сформулирована теорема Жуковского. Циркуляция скорости позволяет учесть скос потока и получать значительно более точные результаты при расчётах.
Одним из главных недостатков вышеприведённых объяснений является то, что они не учитывают вязкость воздуха, то есть перенос энергии и импульса между отдельными слоями потока (что и является причиной циркуляции).
Существенное влияние на крыло может оказать поверхность земли, «отражающая» возмущения потока, вызванные крылом, и возвращающая часть импульса обратно (экранный эффект).

Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и старается следовать вдоль этой поверхности даже после точки перегиба профиля (эффект Коанда).

На самом деле, обтекание крыла является очень сложным трёхмерным нелинейным, и зачастую нестационарным, процессом. Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости и плотности потока (числа Маха) и от целого ряда других факторов. Для расчёта подъёмной силы используются уравнения Навье — Стокса (т.е. в расчёте учитываются вязкость, сохранение массы и импульса).

Слайд 15 СУЩНОСТЬ РАВНОВЕСИЯ, УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИРавновесие сил и

Моментом называется произведение силы на плечо, на которое она воздействует.

Например, моменты на этих рисунках равны.Уравновешивание моментов называется балансировкой ЛА. Балансировка осуществляется рулями.Равновесие может быть устойчивым, неустойчивым и нейтральным. Если равновесие неустойчиво, то после каждого внешнего воздействия на ЛА лётчик должен заново балансировать ЛА. Полёт на таком ЛА утомителен. Поэтому в пилотажном отношении ЛА должен быть устойчивым.Устойчивостью ЛА называется его способность самостоятельно, без вмешательства лётчика сохранять заданный режим полёта и возвращаться к исходному режиму после непроизвольного отклонения под действием внешних воздействий.В полёте на устойчивом самолёте лётчик имеет возможность отвлекаться.Определённая степень устойчивости является необходимым условием управляемости.Управляемостью называется способность ЛА изменять режимы полёта при отклонении рулей.Управляемость — важнейшая характеристика ЛА, поскольку неуправляемый полёт интересен только артиллеристам.

Тема 6. Крыло

Литература:

Гребеньков
О.А. Конструкция самолетов. М.:
Машиностроение, 1984.

Житомирський
Г.И. Конструкция самолетов. М.:
Машиностроение, 1992.

Общие сведения о крыле

Крыло
— несущая поверхность самолета,
предназначенная для создания
аэродинамической подъемной силы,
необходимой для обеспечения полета и
маневров самолета на всех режимах,
предусмотренных ТТД.

Крыло
обеспечивает поперечную устойчивость
и управляемость самолета и может быть
использовано для крепления шасси,
двигателей, размещения топлива, вооружения
и т.п.

На крыле
расположены средства механизации
(предкрылки и закрылки) для улучшения
взлетно-посадочных характеристик
самолета, элероны и интерцепторы — для
управления самолетом относительно
продольной оси, пилоны — для крепления
двигателей.

Внешние формы крыльев

Внешний
вид крыла характеризуется видом крыла
в плане, профилем поперечного сечения
и углом поперечного V на виде спереди.

Форма крыла в плане определяется
удлинением l= l2/S (l — размах крыла, S —
площадь крыла), сужением h=b0/bк (b0 —
центральная или корневая хорда, bк —
концевая хорда крыла), углом стреловидности
c.

Угол стреловидности — угол между
линией, проходящей через четверти хорд
крыла и перпендикуляром к плоскости
симметрии самолета. Для треугольных
крыльев этот угол измеряется по передней
кромке крыла.

• Наиболее
  распространенные формы крыльев в плане:
• —
  прямое (прямоугольное, трапецевидное,
  овальное и их комбинации);
• —
  стреловидное, стреловидность прямая —
  концевая часть крыла сдвинута назад по
  полету;
• —
  обратное — конец крыла сдвинут вперед,
  разновидность — серповидное крыло
  двойной стреловидности;
• —
  треугольное, разновидности: двойная
  дельта, оживальное крыло,
• —
  крыло с изменяемой в полете стреловидностью.

Поперечное
сечение крыла характеризуется типом
аэродинамического профиля и его
относительной толщиной:

1. сmax
   — максимальная толщина профиля, b — хорда
   крыла.
2. Нагрузки
   крыла.
3. В
   полете, при взлете и посадке на крыло
   действуют следующие нагрузки:
4. аэродинамические
   силы разряжения или избыточного давления,
   распределенные по поверхности крыла
   (qв),
5. массовые
   инерционные нагрузки от массы конструкции
   крыла, в том числе и его сила тяжести,
   распределенные по объему конструкции
   крыла (qкр),

сосредоточенные
нагрузки от инерционных сил и сил тяжести
агрегатов и грузов, приложенных в узлах
их крепления к крылу (Pагр.).

Все
нагрузки, приложенные к крылу,
уравновешиваются реакциями в узлах его
крепления к фюзеляжу (Rф).

Основные
элементы крыла.

• Основными
  элементами крыла являются:
• -обшивка,
• -лонжероны,
• -продольные
  стенки,
• -стрингеры,
• -нервюры.
• Обшивка.

Внешняя
поверхность крыла образуется обшивкой.
У самолетов с небольшими скоростями
полета может использоваться полотняная
обшивка из хлопчатобумажных или
синтетических тканей.

На большинстве
современных самолетов используется
металлическая обшивка из алюминиевых
сплавов. На сверхзвуковых скоростях
полета находят применение обшивки из
стали или титановых сплавов.

В последнее
время все шире начинают использоваться
обшивки из композиционных материалов
(КМ) — стекло-, угле-, боропластики.

Конструктивно
обшивка может изготавливаться из
металлических листов постоянной или
переменной толщины.

В качестве обшивки
могут использоваться монолитные
оребреные панели, получаемые фрезерованием,
штамповкой или прессованием, клееные
или сварные панели с сотовым заполнителем,
клееные панели из КМ.

Поверхность обшивки
должна быть очень гладкой, допустимая
шероховатость не более 5 мкм. С этой
целью на обшивку наносится лакокрасочное
покрытие с последующей полировкой.

Обшивка
должна обеспечивать герметичность
конструкции. Перетекание воздуха через
щели в стыках обшивки увеличивает
сопротивление крыла и ухудшает его
аэродинамические качества.

Угловое ускорение по крену

Здесь сужение сильно влияет на момент инерции самолета относительно продольной оси, который, практически равен моменту инерции крыла. При вычислении момента инерции берется интеграл от произведения элементарной погонной массы на квадрат расстояния от оси. Допустим, у нас крыло с сужением 2. Тогда погонная масса на конце крыла будет вчетверо меньше, чем у корня (площадь профиля с вдвое меньшей хордой меньше вчетверо). В этом случае момент инерции крыла с сужением 2 будет теоретически в 16 раз меньше равного ему прямоугольного крыла. На практике разница меньше, из-за, к примеру, одинаковой по размаху толщины обшивки. Тем не менее, крыло с сужением будет набирать угловую скорость по крену во много раз быстрее

Кстати, гасить угловую скорость по крену такое крыло будет тоже быстрее, что важно для точного выхода пилотажки из серии бочек или из штопора.

Для тренировочных моделей излишняя маневренность по крену крайне вредна, потому что требует от пилота высокой квалификации и автоматизма в управлении моделью по крену.

Помимо сужения, на указанные характеристики еще сильнее влияет относительное удлинение крыла. Настолько сильно, что при большом удлинении отмеченные зависимости уже не столь значимы. Вместе с тем, большие удлинения характерны для неманевренных самолетов. Поэтому динамические характеристики там и не важны.

Слайды и текст этой презентации

Слайд 1

Аэродинамические характеристики самолетаВыполнили: Зеилхан Е.Агзам А.Иманбай М.Группа: АТ(АВ)-14-1Проверила: Долженко Н.А.

Слайд 3Подъемная сила и лобовое сопротивление самолетаС точки зрения аэродинамики наиболее

выгодным будет такое крыло, которое обладает способностью создавать возможно большею

подъемную силу при возможно меньшем лобовом сопротивлении. Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамического качества крыла.

сопротивления крыла на данном угле атаки

Y — подъемная сила, кг; Q — сила лобового сопротивления, кг. Подставив в формулу значения Y и Q, получим Сх—коэффициент лобового сопротивления; Су— коэффициент подъемной силы.

Слайд 5Чем больше аэродинамическое качество крыла, тем оно совершеннее. Величина качества

крыло самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 раз, а у планеров даже в 50 раз.Аэродинамическое качество характеризуется углом  

Слайд 6Что такое угол атаки α крыла? Угол атаки — это

угол, заключённый между хордой и направлением вектора скорости набегающего потока    

α > 0 α при наборе высотыв горизонтальном полете α = 0

Слайд 7При снижении понятие об угле атаки

При определённой величине угла атаки

αкр возникает срыв потока на верхней поверхности крыла, это приводит

к резкому увеличению давления, а значит, к падению подьемной силы.

современных самолетов по форме в плане могут быть: эллипсовидные , прямоугольные , трапециевидные , стреловидные и треугольные.

сложно в производстве, поэтому редко применяется. Прямоугольное крыло менее выгодно

с точки зрения аэродинамики, но значительно проще в изготовлении. Трапециевидное крыло по аэродинамическим характеристикам лучше прямоугольного, но несколько сложнее в изготовлении.Стреловидные и треугольные в плане крылья в аэродинамическом отношении на дозвуковых скоростях уступают трапециевидным и прямоугольным, но на околозвуковых и сверхзвуковых имеют значительные преимущества. Поэтому такие крылья применяются только на самолетах, летающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

Слайд 12Размахом крыла L называется расстояние между концами крыла по прямой линии.Площадь

площади двух трапецийгде b0 — корневая хорда, м;bк- концевая хорда, м;  — средняя хорда крыла, м.

его значение из равенства , то удлинение крыла будет определяться

по формулеДля современных сверхзвуковых и околозвуковых самолетов удлинение крыла не превышает 2- 5. Для самолетов малых скоростей величина удлинения может достигать 12-15, а для планеров до 25.

Слайд 14Сужением крыла h называется отношение осевой хорды к концевой хордеДля дозвуковых

самолетов сужение крыла обычно не превышает 3, а для околозвуковых

и сверхзвуковых оно может изменяться в широких пределах.

Слайд 15Углом стреловидности c называется угол между линией передней кромки крыла и

поперечной осью самолета. Стреловидность также может быть замерена по линии

фокусов (проходящей на расстоянии 1/4 хорды от ребра атаки) или по другой линии крыла. Для околозвуковых самолетов она достигает 45°, а для сверхзвуковых — до 60°.Углом поперечного V крыла называется угол между поперечной осью самолета и нижней поверхностью крыла (Рис. 8). У современных самолетов угол поперечного V колеблется от +5° до -15°.

Угол поперечного V крыла

— хорда профиля; Смакс — наибольшая толщина; fмакс — стрела

кривизны; хс- координата наибольшей толщины

и S-образными. Чечевицеобразные и клиновидные могут применяться для сверхзвуковых самолетов.На современных самолетах применяются в основном симметричные и двояковыпуклые несимметричные профили.Хордой профиля b называется отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля. 

Слайд 18
1 — симметричный; 2 — не симметричный; 3 — плосковыпуклый;

Основные параметры, характеризующие форму крыла. Профилированное крыло.

Существует бесчисленное множество форм крыльев. Это объясняется тем, что каждое крыло рассчитывается под совершенно определенные режимы полета, скорости, высоты. Поэтому выделить какую-то оптимальную или «наилучшую» форму невозможно. Каждое хорошо работает в «своей» области применения. Обычно форму крыла определяют, задавая профиль, вид в плане, угол крутки и угол поперечного V. Разберем эти понятия.

Профиль крыла — форма (контур) сечения крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии крыла (рис. 12).

Рис. 12. Профиль крыла

Существует огромное количество видов профилей крыла, отвечающих тем или иным режимам полёта. Вот, к примеру (рис. 13):

Рис. 13. Виды профилей крыла: 1 — вогнуто-выпуклый; 2 — плоско-выпуклый;  3 — двояковыпуклый несимметричный; 4 — двояковыпуклый симметричный; 5 — S-oбразный (используется в конструкции дельтаплана); 6 — чечевицеобразный; 7 — ромбический; 8 — клиновидный. Стрелкой показано направление полёта.

Описывая форму профиля, применяют прямоугольную систему координат с началом в передней точке хорды. Ось X направляют по хорде от передней точки к задней, а ось Y — вверх (от нижней границы профиля к верхней). Границы профиля задаются по точкам с помощью таблицы или формулами. Контур профиля строят также, задавая среднюю линию и распределение толщины профиля вдоль хорды.

Основными параметрами, характеризующими форму профиля крыла, являются (рис. 11):

Относительная толщина профиля (С) — отношение максимальной толщины профиля Сmax к его хорде b, измеряемое в процентах.

Хорда профиля — отрезок, соединяющий наиболее удаленные точки профиля. Длину хорды обозначают через b (как у нас на рисунках 11 и 13).

Координата Хс максимальной толщины профиля  измеряется в процентах от хорды, считая от носка профиля:

Максимальная относительная кривизна (вогнутость) профиля ( f )  — отношение максимальной стрелы прогиба средней линии профиля  fmax  к его хорде, измеряемое в процентах:

Иначе говоря, кривизна профиля – это кривизна его средний линии. Кривизну профиля принято характеризовать вогнутостью профиля, определяемой стрелой прогиба средний линии профиля.

Стрелой перегиба называется максимальное отклонение средней линии профиля от его хорды.

Средней линией профиля называется линия, проходящая через середины отрезков, соединяющих точки с одинаковой координатой X на верхнем и нижнем обводах профиля.

Кривизна профиля считается положительной, если средняя линия лежит выше хорды. При этом, вогнутость профиля может изменяться по хорде и даже менять знак для профилей с S-образной средний линией (как у наших дельтапланов).

Примечания

1. , с. 13.
2. , с. 3, 4.
3. ↑
4.  (англ.). NASA Glenn Research Center (16 августа 2000). — «Lift occurs when a moving flow of gas is turned by a solid object. The flow is turned in one direction, and the lift is generated in the opposite direction, according to Newton’s Third Law of action and reaction.». Дата обращения: 29 июня 2021.
5.  (англ.). NASA Glenn Research Center (16 августа 2000). — «If we make lift predictions based on this theory, using a knowledge of air density and the number of molecules in a given volume of air, the predictions are totally inaccurate when compared to actual measurements.». Дата обращения: 29 июня 2021.
6.  (англ.). NASA Glenn Research Center (16 августа 2000). — «The theory is based on an analysis of a Venturi nozzle. But an airfoil is not a Venturi nozzle.». Дата обращения: 29 июня 2021.
7. Аэродинамика самолёта Ту-134А. Лигум. Т. И. Москва, «Транспорт», 1975
8. . Дата обращения: 22 февраля 2012.
9. . Дата обращения: 15 сентября 2016.
10. . Дата обращения: 15 сентября 2016.